阅读说明：本技术 一种对星敏感器进行热变形补偿的方法 (method for carrying out thermal deformation compensation on star sensor ) 是由 陈桦 完备 杜耀珂 王嘉轶 刘美师 王文妍 贾艳胜 王禹 万亚斌 于 2019-09-11 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种对星敏感器进行热变形补偿的方法,包括步骤：S1、在未发生热变形的星敏感器安装面,建立第一直角坐标系；S2、对星敏感器安装面进行温度控制,确定星敏感器安装面不发生热变形的基准温度；S3、以基准温度为起点,对星敏感器安装面进行升温操作,在星敏感器安装面选择一个测量点,测量该测量点在不同温度下相对于第一直角坐标系的变形度,得到若干组变形度测量向量；S4、通过多项式拟合所述若干组变形度测量向量,得到变形度测量向量的温度-形变拟合公式；S5、根据温度-形变拟合公式,计算星敏感器的热变形修正四元数；S6、根据热变形修正四元数修正星敏感器测量的惯性系四元数。本发明简单可靠,提高了卫星在轨姿态测量精度。(the invention provides a method for carrying out thermal deformation compensation on a star sensor, which comprises the following steps: s1, establishing a first rectangular coordinate system on the star sensor mounting surface without thermal deformation; s2, controlling the temperature of the star sensor mounting surface, and determining the reference temperature at which the star sensor mounting surface is not subjected to thermal deformation; s3, taking the reference temperature as a starting point, carrying out temperature rise operation on the star sensor mounting surface, selecting a measuring point on the star sensor mounting surface, and measuring the deformation degree of the measuring point relative to the first rectangular coordinate system at different temperatures to obtain a plurality of groups of deformation degree measuring vectors; s4, fitting the multiple groups of deformation measurement vectors through a polynomial to obtain a temperature-deformation fitting formula of the deformation measurement vectors; s5, calculating a thermal deformation correction quaternion of the star sensor according to a temperature-deformation fitting formula; and S6, correcting the quaternion of the inertial coefficient measured by the star sensor according to the thermal deformation correction quaternion. The method is simple and reliable, and improves the measurement precision of the on-orbit attitude of the satellite.)

一种对星敏感器进行热变形补偿的方法

技术领域

本发明涉及空间飞行器控制领域，特别涉及一种对星敏感器进行热变形补偿的方法，对由于星敏感器安装面热变形造成的星敏感器姿态测量误差进行补偿。

背景技术

随着卫星姿态控制技术的提升，实现高精度姿态确定已成为对卫星姿态确定系统的基本要求，而星敏感器作为目前卫星上最主要的测量机构，其精度直接影响整个姿态确定系统的精度。

以星敏感器为主要测量机构的姿态确定系统，其误差来源主要有以下几个方面：1)敏感器自身存在测量误差，例如噪声、常值漂移、各种高低频误差等；2)修正融合算法会造成卫星姿态测量误差，例如选择不同的滤波方法或融合方法最终得到的姿态确定精度不相同；3)星敏感器与星体之间存在安装偏差、热变形偏差等。

现有技术分别针对以上误差来源提出不同解决方案，例如，通过优化滤波算法提高星敏感器与其他敏感器进行融合的精度，通过辨识星敏感器自身噪声对测量误差进行补偿，通过新材料新工艺减小结构热变形等等。现有技术的解决星敏感器测量误差的方法都需要进行大量的理论研究与工程实践才能取得一定效果，且计算复杂度高，工艺繁琐。

发明内容

本发明的目的在于提供一种对星敏感器进行热变形补偿的方法，用于校准星敏感器测量的惯性系四元数。本发明通过在在星敏感器安装面选择一个测量点，通过热试验得到该测量点的温度-形变拟合公式。根据所述温度-形变拟合公式和星敏感器热变形后实际安装坐标系到星敏感器理论安装坐标系的姿态转换矩阵，计算得到热变形修正四元数，在轨监测该测量点的温度，通过所述热变形修正四元数对星敏感器测量的惯性系四元数进行热变形补偿，提高卫星姿态确定精度。

为了达到上述目的，本发明提供一种对星敏感器进行热变形补偿的方法，用于修正星敏感器测量的惯性系四元数，包括步骤：

S1、在未发生热变形的星敏感器安装面，以星敏感器理论安装坐标系为基准建立第一直角坐标系；

S2、在地面进行热试验，对星敏感器安装面进行温度控制，确定星敏感器安装面不发生热变形的基准温度；通过测量星敏感器安装面是否发生形变，确定星敏感器安装面不发生热变形的基准温度T₀；

S3、以基准温度为起点，对星敏感器安装面进行升温操作；在星敏感器安装面选择一个测量点，监测所述测量点在不同加热温度下相对于所述第一直角坐标系的变形度，得到若干组变形度测量向量；所述加热温度高于所述基准温度T₀；

S4、通过多项式拟合所述若干组变形度测量向量，得到所述变形度测量向量的温度-形变拟合公式；

S5、根据所述温度-形变拟合公式，得到热变形后星敏感器实际安装坐标系到星敏感器理论安装坐标系的姿态转换矩阵；并根据所述姿态转换矩阵计算生成热变形修正四元数；

S6、卫星在轨运行时，监测所述测量点的温度信息；当所述温度信息超过基准温度T₀，根据所述热变形修正四元数修正星敏感器测量的惯性系四元数。

步骤S1中所述第一直角坐标系为正交直角坐标系,包含互相垂直的X_r轴、Y_r轴和Z_r轴，所述X_r轴、Y_r轴、Z_r轴相交于点O_r：其中X_r轴、Y_r轴落在未发生热变形的星敏感器安装面上，Z_r轴垂直于未发生热变形的星敏感器安装面。

步骤S3中所述变形度测量向量为(T_i,α_i,β_i)；其中i为测量次数，T_i为第i次测量的温度，α_i为温度T_i下所述测量点相对于Y_r轴的变形角度，β_i为温度T_i下所述测量点相对于X_r轴的变形角度。

步骤S4中，具体是通过一阶多项式拟合所述若干组变形度测量向量，所述温度-形变拟合公式为：

其中T为当前温度，α、β分别为当前温度T下所述测量点相对于Y_r轴、X_r轴的变形角度；K_Tα、K_Tβ分别为测量点相对于Y_r轴、X_r轴的温度系数。

步骤S5中所述姿态转换矩阵为：

根据方向余弦矩阵转四元数公式，将A_s→r转为热变形修正四元数q_s→r。

步骤S6中修正后星敏感器测量的惯性系四元数q_i→a为：

其中q_ic为星敏感器测量得到的惯性系四元数；q_err为星敏感器安装偏差；q_s→b为星敏感器从理论安装坐标系到本体系的理论安装矩阵。

与现有技术相比，本发明通过“地面试验标定+在轨温度补偿”的方法，对星敏感器进行热变形补偿。本发明通过地面热试验在不同温度下对星敏感器安装面的一个测量点的形变量进行多次测量，得到星敏感器安装面不发生形变的基准温度，以及发生形变时的若干组变形度测量向量，利用多项式拟合法得到变形度测量向量温的度-形变公式。卫星在轨运行时，只需根据监测的该测量点的温度信息，即可计算星敏感器安装面热变形度，进而对星敏感器测量的惯性系四元数进行补偿，得到更为精确的卫星姿态，提高卫星姿态确定精度。本发明仅需对星敏感器安装点增加一个测温点，即可有效地补偿在轨由于安装面热变形造成的姿态测量误差，补偿方法简单可靠，能有效提高在轨姿态确定精度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明技术方案，下面将对描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一个实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：

图1为本发明的对星敏感器进行热变形补偿的方法流程图；

图2为本发明的应用实施例中，星敏感器安装面未发生热形变时，第一直角坐标系示意图；

图3为本发明的应用实施例中，星敏感器安装面发生热形变时，测量点的形变角度示意图；

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本发明提供本发明提供一种对星敏感器进行热变形补偿的方法，用于修正星敏感器测量的惯性系四元数，包括步骤：

S1、在未发生热变形的星敏感器安装面，以星敏感器理论安装坐标系为基准建立第一直角坐标系；如图1所示，所述第一直角坐标系包含互相垂直的X_r轴、Y_r轴和Z_r轴，所述X_r轴、Y_r轴、Z_r轴相交于点O_r：其中X_r轴、Y_r轴落在未发生热变形的星敏感器安装面上，Z_r轴垂直于未发生热变形的星敏感器安装面。记所述第一直角坐标系为O_rX_rY_rZ_r；

S2、在地面进行热试验，加热星敏感器安装面，通过测量星敏感器安装面是否发生形变，确定星敏感器安装面不发生热变形的基准温度T₀；

S3、以基准温度为起点，对星敏感器安装面进行升温操作；在星敏感器安装面选择一个测量点，测量所述测量点在不同加热温度下相对于所述第一直角坐标系的变形度，得到若干组变形度测量向量；所述变形度测量向量为(T_i,α_i,β_i)；其中i为测量次数，T_i为第i次测量的温度，α_i为温度T_i下所述测量点相对于Y_r轴的变形角度，β_i为温度T_i下所述测量点相对于X_r轴的变形角度。所述加热温度高于所述基准温度T₀。

如图2所示，在本应用实施例中,以测量点为所述第一直角坐标系的交点，建立第一直角坐标系。当星敏感器安装面的加热温度超过基准温度T₀发生形变，温度T_i下形变后测量点的切面记为S。如图3所示，所述第一直角坐标系绕X_r轴转α_i角后，再绕Y_r轴转β_i角，形成第二直角坐标系O_rX_sY_sZ_s。所述第二直角坐标系也为正交直角坐标系，包含分别对应于X_r轴、Y_r轴、Z_r轴的X_s轴、Y_s轴、Z_s轴。X_s轴、Y_s轴所形成的平面O_rX_sY_s落在所述测量点的切面S上。角度α_i即为温度T_i下所述测量点相对于Y_r轴的变形角度，β_i为温度T_i下所述测量点相对于X_r轴的变形角度。

S4、通过多项式拟合所述若干组变形度测量向量，得到所述变形度测量向量的温度-形变拟合公式；本发明的应用实施例中，具体是通过一阶多项式拟合所述若干组变形度测量向量，所述温度-形变拟合公式为：

其中T为当前温度，α、β分别为当前温度T下所述测量点相对于Y_r轴、X_r轴的变形角度；K_Tα、K_Tβ分别为测量点相对于Y_r轴、X_r轴的温度系数。

S5、根据所述温度-形变拟合公式，计算热变形后星敏感器实际安装坐标系到星敏感器理论安装坐标系的姿态转换矩阵A_s→r，此为现有技术；

根据方向余弦矩阵转四元数公式，根据A_s→r计算生成热变形修正四元数q_s→r，此为现有技术。

S6、卫星在轨运行时，监测所述测量点的温度信息，当所述温度信息超过基准温度T₀，根据所述热变形修正四元数修正星敏感器测量的惯性系四元数。

步骤S6中修正后星敏感器测量的惯性系四元数q_i→a为：

其中q_ic为星敏感器测量得到的惯性系四元数；q_err为星敏感器安装偏差；q_s→b为星敏感器从理论安装坐标系到本体系的理论安装矩阵。所述本体系为航天器自身固连坐标系，获得星敏感器从理论安装坐标系到本体系的理论安装矩阵q_s→b在本领域中属于现有技术。

与现有技术相比，本发明通过“地面试验标定+在轨温度补偿”的方法，对星敏感器进行热变形补偿。本发明通过地面热试验在不同温度下对星敏感器安装面的一个测量点的形变量进行多次测量，得到星敏感器安装面不发生形变的基准温度，以及发生形变时的若干组变形度测量向量，利用多项式拟合法得到变形度测量向量温的度-形变公式。卫星在轨运行时，只需根据监测的该测量点的温度信息，即可计算星敏感器安装面热变形度，进而对星敏感器测量的惯性系四元数进行补偿，得到更为精确的卫星姿态，提高卫星姿态确定精度。本发明仅需对星敏感器安装点增加一个测温点，即可有效地补偿在轨由于安装面热变形造成的姿态测量误差，补偿方法简单可靠，能有效提高在轨姿态确定精度。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。