用于微小卫星的微型组合姿态测量系统 【技术领域】
本发明属于微型航天器与航天测控技术领域。
背景技术
微小卫星是近年来得到迅速发展，它具有重量轻、体积小、成本低、研制周期短、风险小及技术先进等优点，在科学实验、通信、气象、环境检测等方面具有广阔的应用前景，是卫星技术的重要发展方向。作为小卫星技术的重要组成部分，研究开发具有高指向精度和稳定度的姿态测控技术具有十分重要的意义。
目前微小卫星的姿态测量系统主要使用的传感器包括太阳敏感器、星敏感器、红外地球敏感器、磁敏感器等，其中，太阳敏感器、磁敏感器和红外地球敏感器的精度相对有限，星敏感器的精度较高。但是，它们工作中响应时间相对较长，且存在视场等问题。同时，他们都容易收到外界的影响，因此在卫星变轨等机动过程中可能出现短期失效。另外，目前用于轨道控制的GPS等技术更加依赖导航星等外界信息，也就更容易收到影响。因此，研究具有更好性能的微小卫星自主导航技术具有重要意义。这种系统不仅应能不依赖于地面系统的自主运行，还应具有良好的抗外界影响地能力和实时性。另外，目前卫星的发展趋向微小型化，也日益要求采用小型化、廉价和满足任务要求的自主导航系统。
【发明内容】
为了提高微小卫星在轨姿态测量的实时性、可靠性和抗外界影响能力，本发明提供了一种用于微小卫星的微型组合姿态测量系统，其特征在于：所述微型组合姿态测量系统包括惯性/磁组合测量单元、信号处理电路和存储数据处理程序的星上计算机，所述惯性/磁组合测量单元是由分别安装在高精度六面基体的三个正交面上的三套基于微机电系统的传感器组组成，每个传感器组均包括微陀螺、微加速度计和微磁强计，所述各传感器组的输出端均与所述信号处理电路相连，各传感器组的输出信号经信号处理电路处理后，送往星上计算机，并由存储在星上计算机中的数据处理程序执行以下步骤：
定义误差四元数为由姿态估计值向真实值转动所需的四元数，首先利用测得的微小卫星三轴角速度和线加速度，通过所述的误差四元数构建状态向量和误差向量，进而得到系统状态方程；同时，通过实时获得的磁场强度在星体坐标系下的三轴分量构建测量方程，然后，利用所述的系统状态方程和测量方程，将微陀螺、微加速度计与微磁强计测得的数据输入扩展卡尔曼滤波器，进行所述微型组合姿态测量系统的姿态估计，获得微小卫星的实时姿态信息。
在本发明中，所述信号处理电路集成于高精度六面基体的底部，包括滤波电路、信号放大电路、A/D转换电路及串行接口，依次完成信号滤波、放大和A/D转换，并将经处理后的微陀螺、微加速度计和微磁强计输出信号统一转换到-5V～+5V范围，信号处理电路中的串行接口通过固定在所述基体上的航天接插件与所述星上计算机连接。
本发明的优点在于：
1)将惯性技术用于微小卫星的姿态确定，并将其与微磁强计相结合，通过设计的组合定姿的数据处理方法，实现了二者相结合的微型组合姿态测量系统。该系统可实现完全自主式空间姿态确定和导航，既可不依赖外部信息，又大大克服了纯惯性测量带来的漂移问题。
2)利用微型组合姿态测量系统进行微小卫星姿态的确定，有效提高了姿态测量精度，降低了姿控系统的体积、重量和成本。
3)本发明的设计为实现基于MEMS的整体化卫星姿态测量系统打下了基础。
【附图说明】
图1是用于微小卫星的微型组合姿态测量系统的结构框图。
图2是惯性/磁组合测量单元的原理结构示意图。
图3是微型组合姿态测量系统的数据处理流程图。
图4是微型组合姿态测量系统的输出校正组合方式原理图。
图5是微型组合姿态测量系统的反馈校正组合方式原理图。
【具体实施方式】
下面结合附图来进一步说明本发明。
如图1所示，本发明提供了一种用于微小卫星的微型组合姿态测量系统，包括惯性/磁组合测量单元、信号处理电路和存储数据处理程序的星上计算机，其中，惯性/磁组合测量单元的结构如图2所示，由分别安装在高精度六面基体的三个正交面上的三套基于微机电系统的传感器组组成，每个传感器组均包括微陀螺1、微加速度计2和微磁强计3。所述各传感器输出的信号均为模拟电压信号，分别对应星体当时绕三个正交轴的角速度、沿三个正交方向的线加速度和磁场强度。三套传感器组的信号线(共9路)通过各自的接插件连接到信号处理电路4上。信号处理电路集成于高精度六面基体的底部，包括滤波电路、信号放大电路、A/D转换电路及串行接口，依次完成信号滤波、放大和A/D转换，并将经处理后的微陀螺、微加速度计和微磁强计输出信号统一转换到-5V～+5V范围，信号处理电路中的串行接口通过固定在所述基体上的航天接插件5与所述星上计算机连接。
从数据处理上来看，本系统可采用两种组合方式，即输出校正组合方式和反馈校正组合方式，基本原理如图4、图5所示。在输出校正组合方式中，滤波的结果直接与微型惯性测量组合(MIMU，包括上述的3个微陀螺和3个微加速度计)输出相结合，补偿输出误差，而不影响系统的工作状态，但由于不采用反馈，对滤波器模型误差较敏感，所以要求使用较精确的模型。而反馈校正组合方式先利用滤波器估算出误差，然后反馈校正MIMU。
针对微小卫星的特点，以上经信号处理电路处理的传感器输出信号在星上计算机内完成解算，详细过程如下：
首先，根据卫星姿态运动学模型和三轴磁强计测量模型得出组合系统的姿态数学模型：
1)运动学模型
Q·=12ω~bi⊗Q]]>
q·1q·1q·1q·1=0ωbiz-ωbiyωbix-ωbiz0ωbixωbiyωbiy-ωbix0ωbix-ωbix-ωbiy-ωbix0·q1q2q3q4---(1)]]>
式中Q＝[q1 q2 q3 q4]T为从惯性坐标系到载体坐标系的姿态四元数，ω~bi=ωbixωbiyωbizT]]>为载体相对于惯性坐标系的角速率。
2)微陀螺输出模型
ωbi＝u-b-η1 (2)
式中：ωbi为理想状态下的载体轨道角速率，u为实际微陀螺输出，b为陀螺漂移，η1为陀螺漂移的高斯白噪声误差。
E[η1(t)]＝0
E[η1(t)η1T(t′)]=Q1(t)δ(t-t′)]]>
其中，t为时间。
又由于陀螺漂移b不为静态，η2是陀螺漂移的随机游走噪声。
ddtb=η2---(3)]]>
该随机过程的特征满足：
E[η2(t)]＝0
E[η2(t)η2T(t′)]=Q2(t)δ(t-t′)]]>
3)磁强计测量模型
Bbb=Cib·Bbi---(4)]]>
式中：Bbb为磁强计测量的载体坐标系下的地磁场矢量，Bbi为由国际地磁模型(IGRF)计算出的惯性系下的地磁矢量，Cib惯性坐标系到载体坐标系的姿态矩阵。
然后，通过组合定姿滤波器进行姿态解算，具体流程如图3所示。
定义误差四元数为由姿态估计值向真实值转动所需的四元数：
δq‾=q‾⊗q‾^-1≈δq1---(5)]]>
q＝[q q4]T为真实姿态四元数，为姿态估计四元数，δ q是误差四元数。
根据上述系统模型，设状态向量和估计误差为
状态向量：x=q‾b---(6)]]>
误差向量：Δx=δqb-b^=δqΔb---(7)]]>
由卫星运动方程
dq‾dt=12ω‾⊗q‾---(8)]]>
ddtq‾^=12ω‾^⊗q‾^---(9)]]>
得：ddtδq‾=12[ω‾^⊗δq‾-δq‾⊗ω‾^]+12δω‾⊗δq‾---(10)]]>
其中：δω‾=ω-ω^0]]>
忽略二阶项，从而得到系统状态方程：
ddtδqΔb=[ω^(t)×]-12I3×3O3×3O3×3·δqΔb+-12I3×3O3×3O3×3I3×3·η1η2---(11)]]>
其中，是的斜对称阵。
微磁强计敏感轴分别与星体坐标系的三轴平行，其测量量Bb为当地磁场强度在星体坐标系下的三轴分量，测量方程：
B^m=C(q‾^)Bi---(12)]]>
式中，为Bb估计值，为由估计四元数得到的姿态矩阵，Bi为由IGRF计算得到的磁场强度。
定义测量向量为
Z=Bb-B^b=(C(δq‾)-I)B^b≈2[δq×]B^b+v---(13)]]>
[δq×]是δq的斜对称阵，ν为测量噪声。
根据上述的系统状态方程和测量方程，在星上计算机系统内利用扩展卡尔曼滤波器对微陀螺、微加速度计与微磁强计测得的数据进行组合导航解算，从而获得微小卫星的实时姿态信息。以上数据经星上计算机的进一步坐标转换处理，可以得到最终的实时在轨姿态信息，为姿态控制提供依据。
本发明提出了基于MEMS的微陀螺、微加速度计和微磁强计的完整的组合姿态测量系统，可以有效提高微卫星姿态测量系统的可靠性及精度并减小其体积和重量。
一方面，与传统单磁强计定姿系统相比，不需要递推动力学方程，滤波方程大大简化，计算量也显著下降；而且原有动力学递推精度由于受模型自身精度影响很大，无形当中影响了姿态测量精度，陀螺信息的引入提高了测量精度；另一方面，通过滤波算法估计陀螺漂移，将陀螺漂移估计反馈给微型惯性测量组合，便可得到更精确的角速度测量值，从而能够减小微型惯性测量组合误差随时间积累的不足，同时微型惯性测量组合作为完全自主式导航系统，也提高了抗干扰能力。另外，与目前地面上制导系统常用的惯性组合定姿系统相比，本发明所述系统有效克服了陀螺漂移等误差影响，解决了惯性定姿不能保证长期精度的问题。
本发明适合于空间飞行试验，特别是微小卫星的姿控系统等应用场合。与太阳敏感器、星敏感器等其它常用姿态敏感器件相比，其实时性强，不易受外界影响，具有良好的应用前景。