一种陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法

技术领域

本发明涉及航天器高动态姿态角速度精确测量计算，属于航天器姿态确定领域，具体涉及到一种陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法。

背景技术

陀螺是航天器上实现姿态角速度测量的重要单机。陀螺姿态测量的精度直接影响航天器的稳定度与动态下姿态指向控制水平。陀螺测量误差包括陀螺常值漂移、陀螺角随机游走误差、陀螺非线性误差，以及陀螺安装指向误差。小角速度下陀螺角随机游走噪声、陀螺常值漂移是航天器姿态角速度测量误差的主要因素。当航天器处于大角速度高动态情况时，陀螺角速度误差的主要原因是陀螺的非线性误差、陀螺的安装误差。此外，高动态下航天器通常采用陀螺角速度积分得到平台姿态信息，陀螺角随机游走噪声对姿态积分影响很小，而陀螺的非线性误差与安装误差属于系统误差，该系统误差对陀螺积分姿态角的影响很大。

通常采样地面标定测量的陀螺安装误差角、陀螺非线性结果进行在轨陀螺角速度的计算。实际上，由于发射过程中振动的影响，以及航天器在轨运行中长期热变形及自身参数变化等原因，陀螺表头的安装误差与非线性数值与地面相比有较大的不同。需要根据在轨测量数据，重新对陀螺自身的非线性误差与安装误差指向进行辨识与修正。

一般陀螺系统误差辨识方法将陀螺组合考虑成一个整体，辨识出正交系统的三个安装误差角，也无法同时辨识出陀螺的非线性误差。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明提供一种利用星敏感器动态数据的陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法，基于星敏感器动态数据的陀螺非线性误差及安装误差角的在轨辨识方法。

本发明提供的陀螺非线性误差与指向系统误差的辨识方法，包括步骤：

S1、基于星敏感器动态数据计算平台角速度；

S2、建立陀螺系统误差与平台角速度的等式关系；

S3、构建各个陀螺表头非线性误差与安装误差角的观测方程；

S4、采用最小二乘法对陀螺表头系统误差进行在轨辨识；

S5、计算陀螺表头在敏感器坐标下修正后的安装指向。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供的利用星敏感器动态数据的陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法，同时辨识出陀螺非线性误差与安装指向误差角，辨识出陀螺的系统误差维度高，辨识方法构造简单，辨识结果准确。

2、本发明提供的利用星敏感器动态数据的陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法，根据航天器在轨观测到的星敏感器动态数据进行辨识，可准确得到航天器陀螺实际在轨系统误差数据，不过分依赖地面标定信息，工程实用性强。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更明显。

图1是本发明利用星敏感器动态数据的陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法流程图；

图2是具体实施方式中陀螺表头1安装误差角

图3是具体实施方式中陀螺表头1安装误差角

图4是具体实施方式中陀螺表头1非线性误差

图5是具体实施方式中陀螺表头2安装误差角

图6是具体实施方式中陀螺表头2安装误差角

图7是具体实施方式中陀螺表头2非线性误差

图8是具体实施方式中陀螺表头3安装误差角

图9是具体实施方式中陀螺表头3安装误差角

图10是具体实施方式中陀螺表头3非线性误差

具体实施方式

下面结合具体实施对本发明进行详细说明，以下实施有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明提供的陀螺非线性误差与指向系统误差的辨识方法，包括以下的步骤：

S1、基于星敏感器动态数据计算平台角速度w

S2、建立陀螺系统误差与平台角速度w

S3、构建各个陀螺表头非线性误差与安装误差角的观测方程；

S4、采用最小二乘法对陀螺表头系统误差进行在轨辨识；

S5、计算陀螺表头在敏感器坐标下修正后的安装指向。

所述步骤S1中，基于高动态下星敏感器前后拍数据得到偏差四元数δq(k)＝[δq

其中，θ(k)＝2*arccos(q

所述步骤S2中，陀螺系统误差与平台角速度w

其中，δ

所述步骤3中，卫星沿着需要辨识的陀螺轴向进行大角速度姿态机动，与陀螺轴同向的角速度比较大，其他两个轴的角速度均是小角速度，进一步得到陀螺表头非线性与安装误差角的观测方程如下：

当平台绕陀螺表头1(敏感器X轴)旋转时，陀螺表头1的安装误差角δ

其中w

进而构建观测方程：

z

其中，观测量z

当平台绕陀螺表头2(敏感器Y轴)旋转时，陀螺表头2的安装误差角δ

进而构建观测方程如下：

z

其中，观测量z

当平台绕陀螺表头3(敏感器Z轴)旋转时，陀螺表头3的安装误差角δ

进而构建观测方程如下：

z

其中，观测量z

所述步骤4中，采用递推最小二乘估计方法对陀螺安装误差角非线性误差进行估计。最小二乘递推得到的状态估计值为

其中，

P

所述步骤5中，计算表头i(i＝1、2、3)的安装误差角在敏感器坐标系中的矢量方向分别为：

/>

进一步计算出陀螺表头在本体坐标系下的矢量方向，即表头i在本体坐标系的安装指向

以下根据本发明提供的基于星敏感器动态数据的陀螺非线性与指向系统误差在轨辨识方法，给出实际应用中的一个具体实施例。

首先给出利用星敏感器进行陀螺非线性与指向系统误差辨识的仿真输入：

星敏感器三轴测量精度为6″，陀螺角随机游走系数0.001°/h

1、航天器以角速度[0,0,-1]°/s机动60s，根据星敏感器动态数据得到平台姿态角速度，基于陀螺表头1的系统误差观测方程，进行最小二乘递推滤波，滤波时长为60s。得到陀螺表头1的安装误差角估计值

/>

2、航天器以角速度[-1,0,0]°/s机动60s，根据星敏感器动态数据得到平台姿态角速度，基于陀螺表头2的系统误差观测方程，进行最小二乘递推滤波，滤波时长为60s。得到陀螺表头2的安装误差角估计值

3、航天器以角速度[0,1,0]°/s机动60s，根据星敏感器动态数据得到平台姿态角速度，基于陀螺表头3的系统误差观测方程，进行最小二乘递推滤波，滤波时长为60s。得到陀螺表头3的安装误差角估计值

本发明提供一种基于星敏感器动态数据的陀螺非线性误差与指向误差的在轨辨识方法。其中，将一个系统中每个陀螺表头当成单独的指向单元，可辨识出每个陀螺表头的空间的指向误差，增加了陀螺表头安装误差角的空间维度，同时能辨识陀螺表头非线性误差。

本方法辨识的陀螺安装误差角的空间维度更高，可同时辨识出陀螺非线性误差，辨识的系统误差更全面。本方法构造简单，辨识结果准确，可有效提高遥感卫星高动态下的姿态角速度测量精度，以及空间指向测量精度。

以上对本发明的具体实施进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。