[发明专利]一种星敏感器非高频误差在轨修正方法

说明书

本发明公开了一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其包含以下步骤：S1、计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，使姿态四元数S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏置角对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正。其优点是：极大的提高了系统的姿态确定精度，为有效载荷的高精度成像提供了有力支撑。

技术领域

本发明涉及卫星高精度姿态确定技术领域，具体涉及一种星敏感器非高频误差在轨修正方法。

背景技术

高精度的卫星均采用星敏感器计算卫星姿态以保证姿态的指向精度。采用星敏感器计算卫星姿态时，除了星敏感器自身的高频测量噪声误差外，星敏感器光学测量基准与整星控制基准之间的安装偏差、有效载荷与整星基准之间的安装偏差、以及星敏感器与基准之间慢变的热变形引起的姿态偏差，都会最终影响到成像的精度和质量。这些误差如果通过硬件或结构设计来减小偏差，则需要花费大量的人力物力和财力，而且也只能达到部分消除作用。为此在进行姿态确定设计时，要考虑能对上述非高频误差源尽可能的修正，保证卫星最终的高精度指向精度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，通过对星敏感器安装常值偏差、星敏感器与有效载荷之间误差以及其他不确定常值姿态偏差进行修正，极大的提高了系统的姿态确定精度，为有效载荷的高精度成像提供了有力支撑。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种星敏感器非高频误差在轨修正方法，其特征是，包含以下步骤：

S1、根据星敏感器理论输出四元数q_si、星敏感器理论安装四元数q_sb以及惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数q_oi，计算理论的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数q_bo：

S2、对星敏感器的姿态确定分别引入安装常值偏差误差项q_err1、有效载荷常值偏差误差项q_err2、有效载荷常值周期误差项q_err3，以对星敏感器安装常值偏差、有效载荷常值偏差以及有效载荷常值周期误差进行修正，使姿态四元数

S3、设置滚动偏置角偏航偏置角θ_c0和俯仰偏置角ψ_c0，在星上计算姿态时根据上述偏执角继续对不确定常值姿态角偏差进行修正，以直接对最终的姿态确定角进行修正；

S4、将步骤S3中获得的修正后的最终姿态确定角作为卫星的姿态确定角带入到控制系统中接入闭环控制。

上述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其中，所述的步骤S2中：

所述的安装常值偏差误差项式中，q_{err_st1}为星敏感器自身安装基准镜与光轴之间的偏差修正四元素，q_{err_st2}为星敏感器安装基准镜与整星基准镜之间的安装偏差。

上述的星敏感器非高频误差在轨修正方法，其中，所述的步骤S2中：

所述的有效载荷常值偏差误差项q_err2在升轨段和降轨段取不同的实际标定数据：

当-pi/2<u<pi/2时，q_err2为升轨修正值q_err2升；