[发明专利]一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法

说明书

本发明公开了一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，包含：S1，将轨道等分为N份，并得到N+1个样点；S2，若航天器的当前位置处于样点，计算当前时刻，待补偿星敏与基准星敏之间的姿态转移四元数，并计算所述的姿态转移矩阵与标称姿态转移四元数的偏差，得到所述的待补偿星敏与基准星敏的系统误差；S3，基于所述的N+1个样点，采用线性插值算法，反演得到轨道任任意位置待补偿星敏与待补偿星敏与基准星敏的系统误差，并进行补偿。

技术领域

本发明涉及航天器姿轨控制领域，特别涉及一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法。

背景技术

星敏作为航天器姿轨控系统的关键测量部件，且作为卫星的姿态测量基准，一般卫星配置2到4台星敏。由于在轨热环境等因素影响，星敏和星敏之间的系统误差往往表现为轨道周期特性，变形量级一般不超过0.1°。

当需要采用多星敏数据融合提高卫星姿态测量精度时，需要对实时消除星敏之间系统误差。传统解决星敏之间热变形方法主要有两种：

第一种是采用低通滤波原理，实时计算两星敏之间系统误差，并补偿，这种方法可以解决正常情况下的星敏基准切换带来姿态跳变问题，一旦其中一个星敏长时间故障，由于无法获取实时的星敏之间系统误差新息，低通滤波得到的星敏之间系统误差时效性得不到保证，两星敏基准姿态不再匹配(此时切换星敏，仍会有姿态小幅跳变)。

第二种是地面通过计算一整轨星敏间变形参数，以多阶多项式或三角函数的方式对这些参数进行拟合，并上注星上，可以解决第一种方法的弊端。但是，随着轨道及光照条件的缓慢演变，星敏间系统误差也会缓慢变化，为了保证星敏间系统误差补偿的精确性，需要定期获取在轨数据，处理，生成参数上注，给地面测控人员带来较大的工作量。此外，系统误差补偿精度受上注频次限制，补偿效果不够理想。

为了解决上述方法的不足，发明一种星敏之间系统误差在线辨识与补偿方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，解决传统方法自主程度不够好，精度不够高的问题。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种星敏间轨道周期系统误差在线辨识补偿方法，其特点是，包含：

S1，将轨道等分为N份，并得到N+1个样点；

S2，若航天器的当前位置处于样点，计算当前时刻，待补偿星敏与基准星敏之间的姿态转移四元数，并计算所述的姿态转移四元数与标称姿态转移四元数的偏差，得到所述的待补偿星敏与基准星敏的系统误差；

S3，基于所述的N+1个样点，采用线性插值算法，反演得到轨道任任意位置待补偿星敏与待补偿星敏与基准星敏的系统误差，并进行补偿。

所述的步骤S1具体为：

按照等分原则，建立一补偿维度为N+1的列向量，其向量编号为0，1…N，代表一由N+1个样点构成的补偿表，其中第0个和第N个样点处于轨道的同一位置，设此位置对应的轨道幅角ut＝0。

所述的步骤S2包含：

S2.1，计算K_整，K_余，K_整＝ut/(360/N)的整数部分，K_余＝ut/(360/N)的余数部分；

S2.2，判断K_余是否处于[0,a]，其中，a小于72/N，若是，则执行步骤S2.3.1；

S2.3.1，设基准星敏待为第一星敏，待补偿星敏为第二星敏，计算第一星敏到第二星敏的转换四元数：