寡星条件下的半球谐振陀螺与星敏感器组合姿态测量算法

祁子洋,伊国兴,魏振楠,徐泽远

(哈尔滨工业大学,哈尔滨 150000)

寡星条件下的半球谐振陀螺与星敏感器组合姿态测量算法

祁子洋,伊国兴,魏振楠,徐泽远

(哈尔滨工业大学,哈尔滨 150000)

针对半球谐振陀螺与星敏感器松组合系统在寡星条件下无法正常工作的问题,采用新的星图识别算法和新的数据融合观测方程,使星敏感器在观测到的导航星数量为1或2颗的情况下完成星图识别,从而能够完成组合测姿。

半球谐振陀螺； 星敏感器； 寡星条件； 组合测姿

0 引言

半球谐振陀螺是一种新型固体振动陀螺,具有高精度、长寿命、高可靠性的特点,广泛适用于深空探测、长寿命在轨卫星等领域。但是,由于陀螺具有误差积累效应,无法满足长时间姿态测量的精度要求。而星敏感器具有体积小、功耗低、精度高的特点,但却有在大机动条件下不能提供姿态数据,及无法提供角速度信息的缺点。因此,由半球谐振陀螺与性星敏感器组成的组合姿态测量系统是一种的较为理想的选择。

1)松组合系统在正常工作时,在星图匹配和姿态测量过程中,要求星敏感器观测到的导航星数量不少于3颗。一般情况下,星敏感器能够观测到足够导航星数量的概率为90.4%,在无法观测到足够的导航星时,星敏感器无法正常工作,不能够及时更新观测数据,导致纯惯性测量数据发散,无法满足相关任务要求[1]。

2)在大动态情况下,星敏感器所能观测到导航星数量过少,这就导致了星敏感器在星跟踪模式下无法正常工作,而进入全球识别模式,这就会使得星敏感器的数据更新频率大大降低[5-6],迫使整个组合系统无法正常工作。

本文将对上述问题进行解决,采用新的星图识别算法和新的数据融合观测方程,使星敏感器在观测到的导航星数量为1或2颗的情况下完成星图识别,从而能够完成组合测姿。

1 基于惯性姿态测量系统快速星图识别

星敏感器和半球谐振陀螺构成紧组合姿态测量系统,其基本原理如图1所示。星敏感器成像原理如图2所示。

图1 紧组合原理Fig.1 Principle of tightly integrated system

图2 星敏感器成像原理Fig.2 Imaging principle of star sensor

pjos的单位矢量Ssj在osxsyszs系中表示为

(1)

光轴单位矢量Ss0在osxsyszs系投影为

(2)

根据坐标变换原理,矢量Ssj与SIj有如下关系

(3)

(4)

式中：α0、δ0即为星敏感器光轴指向的赤经、赤纬。

(5)

(6)

式中：Δ为判定阈值。

图3 星图识别流程图Fig.3 Flow chart of star identification

2 观测方程

为简化问题,式(3)可表示为

(7)

(8)

式中

(9)

(10)

(11)

式中

(12)

又因为

(13)

(14)

因此

(15)

而

(16)

定义向量

(17)

结合星敏感器对αcj、δcj的观测噪声特性,式(15)可以整理成如下形式

Zj=HjX+Vj

(18)

如果组合系统的观测方程表示为如下形式

Z=HX+V

(19)

当观测到1颗导航星时,式(19)中

Z=Z1H=H1V=V1

(20)

当观测到2颗导航星时,式(19)中

(21)

当观测到大于等于3颗导航星时,写成矩阵形式为

(22)

式中

(23)

由最小二乘法可知

(24)

进一步可得

(25)

从式(25)中即可得到姿态角误差δα、δβ、δγ的观测量。其中,ΔS的测量噪声可以过式(25)传播后,可以得出相对于δα、δβ、δγ的观测噪声。

3 半实物仿真测试

利用三轴仿真转台对组合系统性能进行测试。星敏感器初始设置为：光轴指向赤经221.7825°,赤纬24.7077° 。星敏感器初始偏航角300.8792° ,俯仰角-32.9310°,滚转角-29.8682° 。数据产生地点为北纬31°1′25″,东经119°10′37″,实验时间21h12m0s～21h22m0s(平时)。其中星敏感器基本参数为,视场20°×16°,CCD像素669×519,数据更新频率300ms。此时观测到7颗恒星,其赤经赤纬如表1所示,测试原理框图如图4所示,惯性测量系统的误差特性如图5所示。

表1 星点赤经赤纬

图4 测试系统原理Fig.4 Schematic block diagram of test system

在单星、双星及多星情况下,将第1颗星完成单星情况下组合导航,系统观测方程为式(19),组合导航姿态输出结果如图6所示。在第1、2颗星完成双星情况下组合导航系统中,系统观测方程为式(21),组合导航姿态输出结果如图7所示。在第1～7颗星组成的导航系统中,系统观测方程为式(25),组合导航姿态输出结果如图8所示。

图5 惯性姿态测量系统姿态误差Fig.5 Attitude errors ofinertial attitude measurement system

图6 单星紧组合系统姿态误差Fig.6 Attitude errors under one star

图7 双星紧组合系统姿态误差Fig.7 Attitude errors under two stars

图8 7颗星紧组合系统姿态误差Fig.8 Attitude errors under seven stars

图6表明,在单星情况下,星敏感器能够抑制惯性姿态测量系统偏航角及滚转角漂移。从图7可以看出,在双星情况下,通过组合算法,星敏感器完全抑制了惯性姿态测量系统姿态角漂移。观测精度比单星情况下的观测精度有所增加。在图8中,在观测到导航星数量为7颗星情况下,系统观测噪声大大减小,观测精度相较于单星和双星的情况下大大提高。

4 结论

本文实现了半球谐振陀螺与星敏感器组合系统的研制,并通过三轴转台对组合系统的性能进行了测试,解决了松组合在观测到小于3颗的导航星时,无法进行数据融合的问题,提高了系统可靠工作的全天域适应性。

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An Integrated Attitude-measuring Method Based on HRG and Star Sensor under the Condition of Few Navigational Stars

QI Zi-yang, YI Guo-xing, WEI Zhen-nan, XU Ze-yuan

(Harbin Institute of Technology, Harbin 150000, China)

The loose integrated system based on HRG and star sensor fail to work normally under the condition of few stars.In order to solve this problem, a new data fusion using the algorithm of star map recognition is proposed, which can make sure the integrated attitude measurement system can work properly even the number of observed stars is less than 3.

HRG；Star sensor；Condition of few stars；Integrated attitude-measuring

2017-02-02；

2017-02-26

国家自然科学基金(61403095)

祁子洋(1987-),男,博士,主要从事半球谐振陀螺方面的研究。E-mail: qi.ziyanghit@gmail.com

10.19306/j.cnki.2095-8110.2017.02.004

V249

A

2095-8110(2017)02-0021-05