[发明专利]一种多源干扰环境下抗干扰姿态确定方法与测试平台

权利要求书

1.一种多源干扰环境下抗干扰姿态确定方法，其特征在于步骤如下：

第一步，构建含有陀螺仪一阶马尔科夫噪声、航天器本体振动带来的谐波噪声的状态方程与星敏感器的量测方程；

第二步，在第一步的基础上，针对陀螺仪内部的一阶马尔科夫噪声设计一阶马尔科夫噪声估计器；针对航天器本体振动带来的谐波噪声设计谐波噪声估计器；

第三步，在完成一阶马尔科夫噪声估计器和谐波噪声估计器的基础上，通过联立第一步的状态方程，构造航天器姿态系统滤波器；

第四步，通过将一阶马尔科夫噪声估计器、谐波噪声估计器与航天器姿态系统滤波器进行联合求取一阶马尔科夫噪声估计器增益、谐波噪声估计器增益以及滤波器增益，从而完成多源干扰下抗干扰姿态确定方法的设计。

2.根据权利要求1所述的多源干扰环境下抗干扰姿态确定方法，其特征在于：所述第一步中，构建含有陀螺仪一阶马尔科夫噪声、航天器本体振动带来的谐波噪声的状态方程与星敏感器的量测方程如下：

状态方程含陀螺仪一阶马尔科夫噪声、谐波振动噪声和高斯白噪声；恒星敏感器的量测方程为含有陀螺仪一阶马尔科夫噪声的状态方程提供修正信息，其中一阶马尔科夫噪声，描述形式如下：

w₁(k+1)＝Ww₁(k)+n(k)

其中，k表示当前时刻，n(k)为高斯零均值不相关白噪声；w₁(k)为k时刻敏感器内部的一阶马尔科夫噪声；w₁(k+1)为k+1时刻敏感器内部的一阶马尔科夫噪声； τ_i为一阶马尔科夫过程的相关时间,i＝1,2,3；

进一步，考虑航天器本体振动从而导致陀螺仪遭受到谐波噪声影响，描述为如下形式：

d₁(k)＝M sin(f_sk)

其中d₁(k)为当前时刻陀螺仪受到的谐波噪声，M为谐波噪声的幅值，f_s为谐波噪声角频率；在此基础上，将谐波噪声改写为状态空间表达形式：

式中，w₂(k)＝[w₂₁(k) w₂₂(k)]，其中，w₂₁(k)＝d₁(k)，w₂₂(k)＝w₂₁(k+1)，w₂₁(k)为k时刻陀螺仪受到的谐波噪声，w₂₁(k)为k+1时刻陀螺仪受到的谐波噪声，w₂(k)为表示当前k时刻及下一时刻陀螺仪受到的谐波噪声组成的谐波噪声联合矩阵；V_s＝[1 0]；

综合考虑敏感器系统中存在的高斯白噪声、一阶马尔科夫噪声及航天器本体振动带来的谐波噪声，建立状态方程如下：

x(k+1)＝Ax(k)+n(k)+w₁(k)+w₂(k)

量测方程采用恒星敏感器测量矢量，恒星敏感器测量恒星的观测矢量在空间飞行器坐标系中的方向以及恒星亮度，通过查阅比对星历表中数据，从而得到所观测恒星在惯性坐标系中的位置，量测方程表现形式如下：

y(k)＝Cx(k)+v(k)

其中y(k)为k时刻的恒星敏感器的量测输出，C为系数已知矩阵，v(k)为高斯零均值不相关白噪声。

3.根据权利要求1所述的多源干扰环境下抗干扰姿态确定方法，其特征在于：所述第二步一阶马尔科夫噪声估计器和谐波噪声估计器如下：

针对陀螺仪内部的一阶马尔科夫噪声估计器设计形式如下：

其中为一阶马尔科夫噪声w₁(k)的估计值，K₁为一阶马尔科夫噪声估计器增益；k表示当前时刻；

进一步，针对载体振动带来的谐波噪声，设计如下的谐波噪声估计器：

其中为谐波噪声联合矩阵w₂(k)的估计值，从而得出陀螺仪受到的谐波噪声，K₂为谐波噪声估计器增益，

τ₁、τ₂、τ₃为一阶马尔科夫过程的相关时间；

f_s为谐波噪声角频率。