一种基于多星敏感器的卫星姿态确定方法及装置

1.本发明属于卫星姿态技术领域，具体涉及一种基于多星敏感器的卫星姿态确定方法及装置。


背景技术：

2.近年来，随着航天技术的不断发展，航天领域对卫星姿态确定的精度、稳定度等提出了越来越高的要求，目前，星敏感器作为当前航天领域所主要使用的姿态敏感器，其具有单独定姿、测量精度高、响应速度快等优点。然而，星敏感器在轨期间易受太阳光、地气光等杂散光的影响，且大多星敏感器的光轴测量精度会低于其横轴测量精度，因此，为了保证在复杂多样的飞行任务中，卫星能够始终具有较高的姿态确定精度，星上往往会同时配置多台星敏感器来进行卫星姿态的测量。
3.在实际应用时，大多现有的多星敏感器姿态确定方法往往难以在星敏感器的光轴测量精度和横轴测量精度不一致的情况下，充分利用多星敏感器的测量信息精确确定卫星姿态，导致其适用范围受限，难以应用于实际工程。基于此，如何有效地利用多星敏感器的测量信息进行卫星姿态确定，以满足星上高精度姿态控制要求，已成为一个亟待解决的问题。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种基于多星敏感器的卫星姿态确定方法及装置，采用序贯处理的方式，用以解决现有技术难以在星敏感器的光轴测量精度和横轴测量精度不一致的情况下，充分利用多星敏感器的测量信息进行卫星姿态确定的问题。
5.为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
6.第一方面，提供了一种基于多星敏感器的卫星姿态确定方法，应用于安装有n个星敏感器的目标卫星姿态的确定，其中，n为大于1的正整数，且所述方法包括：
7.获取所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，根据目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，其中，k为大于或等于1的正整数；
8.对于所述目标卫星上的第i个星敏感器，获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，其中，当i为1时，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，且所述一步预测方差矩阵是基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵所计算得到的；
9.获取所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息，并根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩
阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵；
10.基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；
11.根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；
12.将i自加1，并重新获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，直至i等于n时，将第n个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，作为所述目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，i的初始值为1。
13.基于上述公开的内容，本发明针对安装两台及以上星敏感器的卫星，采用序贯处理的方式充分利用各个星敏感器的测量信息进行卫星姿态确定；具体的，则是基于以前一个星敏感器的姿态测量信息为输入所计算出的目标卫星的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，来计算出以下一个星敏感器的姿态测量信息为输入时，目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值(即卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值)，如此，以此原理，不断重复计算，直至计算出以最后一个星敏感器的姿态测量信息为输入时的姿态状态量估计值后，即可将其作为目标卫星在第k时刻时最终的姿态状态量估计值；同时，本发明以第k-1时刻时的姿态状态量估计值和最后一个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，并结合卫星的姿态动力学和运动学方程来进行第k时刻时目标卫星的姿态状态一步预测，并将该预测结果，作为第k时刻时第一个星敏感器进行滤波计算的初始值；由此，以前述方法不断循环处理，即可精确确定出目标卫星在不同时刻时的姿态状态量估计值。
14.通过前述设计，本发明针对安装两台及以上星敏感器的卫星，对星敏感器的测量数据进行序贯处理，同时，本发明使用前一时刻所确定出的卫星姿态信息来进行目标卫星在下一时刻姿态状态的预测，并将其作为目标卫星下一时刻姿态滤波计算的初始值，基于此，本发明所提供的姿态确定方法，不仅计算量小，而且能够充分利用星敏感器测量信息，由此，可有效提高星上姿态确定精度，从而适应于在卫星姿态确定领域的广泛应用与推广。
15.在一个可能的设计中，所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值为第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，且第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值包括：利用所述第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的目标卫星的第三姿态角估计值和第三姿态角速率估计值；
16.其中，根据目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，包括：
17.基于所述第三姿态角估计值和所述第三姿态角速率估计值，并利用所述姿态动力学方程和姿态运动学方程，计算出所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率和姿态角速率变化率；
18.依据所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率和第三姿态角估计值，计算出所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值；以及
19.根据所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角速率变化率和第三姿态角速率估计值，计算出所述目标卫星在第k时刻时的姿态角速率预测值；
20.利用所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值和姿态角速率预测值，组成所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值。
21.在一个可能的设计中，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括：利用所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的目标卫星的第一姿态角估计值，其中，第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息包括卫星姿态角测量值，且卫星姿态角测量值包括用于表征卫星姿态的四元数；
22.其中，根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，包括：
23.计算所述卫星姿态角测量值与所述第一姿态角估计值之间的差值，并将差值作为所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值；
24.获取所述第i个星敏感器的观测矩阵和观测噪声方差矩阵，并基于所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵。
25.在一个可能的设计中，基于所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，包括：
26.根据所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，并采用如下公式(1)，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵；
[0027][0028]
上述公式(1)中，k
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，η
sti
表示所述第i个星敏感器的观测矩阵，r
sti
表示所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，p
i-1,k
表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，t表示转置运算，其中，η
sti
＝[i
3 03×3]，i3表示3阶的单位矩阵，03×3表示3阶零矩阵，且当i为1时，p
i-1,k
为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。
[0029]
在一个可能的设计中，所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵r
sti
是在所述目标卫星的本体坐标系中所表示的，其中，所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，采用如下方法得到：
[0030]
获取所述第i个星敏感器的测量精度信息，其中，所述测量精度信息包括所述第i个星敏感器在其光轴方向的观测噪声方差和在其横轴方向的观测噪声方差；
[0031]
利用所述测量精度信息，并采用如下公式(2)，计算得到所述第i个星敏感器在其本体坐标系中所表示的观测噪声方差矩阵；
[0032]
[0033]
上述公式(2)中，表示所述第i个星敏感器在其本体坐标系中所表示的观测噪声方差矩阵，δi表示第i个星敏感器在其横轴方向的观测噪声方差，γi表示第i个星敏感器在其光轴方向的观测噪声方差，且所述第i个星敏感器的光轴为其本体坐标系的o
stizsti
轴；
[0034]
根据所述第i个星敏感器在其本体坐标系中所表示的观测噪声方差矩阵，并采用如下公式(3)，计算得到在所述目标卫星的本体坐标系中所表示的所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵；
[0035][0036]
上述公式(3)中，表示所述第i个星敏感器的本体坐标系相对于所述目标卫星的本体坐标系的方向余弦矩阵，t表示转置运算。
[0037]
在一个可能的设计中，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括：利用所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第一姿态角估计值和第一姿态角速率估计值，且所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值包括所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值和姿态角速率预测值；
[0038]
其中，基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，包括：
[0039]
根据所述第一姿态角速率估计值，所述第一姿态角估计值，以及所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，并按照如下公式(4)，计算出利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；
[0040][0041]
上述公式(4)中，表示所述目标卫星的第二姿态角估计值，表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值中的第一姿态角估计值，表示所述目标卫星的第二姿态角速率估计值，表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值中的第一姿态角速率估计值，其中，当i为1时，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态角速率预测值；
[0042]
表示第一矩阵，k
k/sti
表示第二矩阵，z
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值，|| ||表示范数符号，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵的阶数为6
×
3，且第一矩阵是由第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵中的前
三行所构成的，第二矩阵是由第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵中的后三行所构成的。
[0043]
在一个可能的设计中，根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，包括：
[0044]
获取所述第i个星敏感器的观测矩阵和观测噪声方差矩阵；
[0045]
基于所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵、所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，并按照如下公式(5)，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；
[0046]
p
i,k
＝(i
3-k
k/stihsti
)p
i-1,k
(i
3-k
k/stihsti
)
t
+k
k/stirsti
(k
k/sti
)
t
ꢀꢀ
(5)
[0047]
上述公式(5)中，p
i,k
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，i3表示3阶的单位矩阵，k
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，η
sti
表示所述第i个星敏感器的观测矩阵，r
sti
表示所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，p
i-1,k
表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，t表示转置运算，且当i为1时，p
i-1,k
为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。
[0048]
在一个可能的设计中，所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值包括：所述目标卫星的第三姿态角速率估计值；
[0049]
其中，基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，包括：
[0050]
基于所述第三姿态角速率估计值，并按照如下公式(6)，计算出所述目标卫星在第k时刻时的状态转移矩阵；
[0051][0052]
上述公式(6)中，φ
k,k-1
表示所述目标卫星在第k时刻时的状态转移矩阵，表示第三姿态角速率估计值，j表示所述目标卫星的转动惯量矩阵，h表示所述目标卫星所安装动量轮的角动量，i3表示3阶的单位矩阵，03×3表示3阶零矩阵，i6表示6阶的单位矩阵，δt表示进行目标卫星姿态估计时滤波器的运行周期，(
·
)
×
表示向量所对应的叉乘矩阵；
[0053]
基于所述第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵和所述状态转移矩阵，并按照如下公式(7)，计算得到所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵；
[0054][0055]
上述公式(7)中，p
k,k-1
表示目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，p
n,k-1
表示第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，qk表示系统过程噪声方差矩阵，t为转置运算。
[0056]
第二方面，提供了一种基于多星敏感器的卫星姿态确定装置，其特征在于，应用于安装有n个星敏感器的目标卫星姿态的确定，其中，n为大于1的正整数，且所述装置包括：
[0057]
姿态预测单元，用于获取所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，根据
目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，其中，k为大于或等于1的正整数；
[0058]
姿态解算单元，对于所述目标卫星上的第i个星敏感器，用于获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，其中，当i为1时，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，且所述一步预测方差矩阵是基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵所计算得到的；
[0059]
姿态解算单元，用于获取所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息，并根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵；
[0060]
姿态解算单元，用于基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；
[0061]
姿态解算单元，用于根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；
[0062]
姿态更新单元，用于将i自加1，并重新获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，直至i等于n时，将第n个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，作为所述目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，i的初始值为1。
[0063]
第三方面，提供了另一种基于多星敏感器的卫星姿态确定装置，以装置为电子设备为例，包括依次通信相连的存储器、处理器和收发器，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述收发器用于收发消息，所述处理器用于读取所述计算机程序，执行如第一方面或第一方面中任意一种可能设计的所述基于多星敏感器的卫星姿态确定方法。
[0064]
第四方面，提供了一种存储介质，存储介质上存储有指令，当所述指令在计算机上运行时，执行如第一方面或第一方面中任意一种可能设计的所述基于多星敏感器的卫星姿态确定方法。
[0065]
第五方面，提供了一种包含指令的计算机程序产品，当指令在计算机上运行时，使计算机执行如第一方面或第一方面中任意一种可能设计的所述基于多星敏感器的卫星姿态确定方法。
[0066]
有益效果：
[0067]
(1)本发明针对安装两台及以上星敏感器的卫星，对星敏感器所测量的数据进行序贯处理，同时，本发明使用前一时刻所确定出的卫星姿态信息，来进行目标卫星在下一时
刻姿态状态的预测，并将其作为目标卫星下一时刻姿态滤波计算的初始值，此外，本发明针对星敏感器的光轴测量精度和横轴测量精度不一致的情况，给出了观测噪声方差矩阵的转换方法，将不同星敏感器的测量信息统一转换到卫星本体坐标系中进行姿态确定计算，基于此，本发明所提供的姿态确定方法，不仅计算量小，而且能够充分利用星敏感器测量信息，由此，可有效提高星上姿态确定精度，从而适应于在卫星姿态确定领域的广泛应用与推广。
附图说明
[0068]
图1为本发明实施例提供的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法的步骤流程示意图；
[0069]
图2为本发明实施例提供的基于多星敏感器的卫星姿态确定装置的结构示意图；
[0070]
图3为本发明实施例提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
[0071]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将结合附图和实施例或现有技术的描述对本发明作简单地介绍，显而易见地，下面关于附图结构的描述仅仅是本发明的一些实施例，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。在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。
[0072]
应当理解，尽管本文可能使用术语第一、第二等等来描述各种单元，但是这些单元不应当受到这些术语的限制。这些术语仅用于区分一个单元和另一个单元。例如可以将第一单元称作第二单元,并且类似地可以将第二单元称作第一单元，同时不脱离本发明的示例实施例的范围。
[0073]
应当理解，对于本文中可能出现的术语“和/或”，其仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，a和/或b，可以表示：单独存在a，单独存在b，同时存在a和b三种情况；对于本文中可能出现的术语“/和”，其是描述另一种关联对象关系，表示可以存在两种关系，例如，a/和b，可以表示：单独存在a，单独存在a和b两种情况；另外，对于本文中可能出现的字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”关系。
[0074]
实施例：
[0075]
参见图1所示，本实施例所提供的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法，其应用于安装有n个星敏感器的目标卫星姿态的确定(在本实施例中，n为大于1的正整数)；在具体实施时，本方法采用序贯处理方式对各个星敏感器的测量数据进行处理，同时，本方法使用前一时刻所确定出的卫星姿态信息，来进行目标卫星在下一时刻的姿态状态的预测，并将其作为目标卫星下一时刻的姿态滤波计算的初始值，由此，本发明所提供的姿态确定方法，不仅计算量小，而且能够充分利用各星敏感器测量信息，由此，可有效提高星上姿态确定精度，从而适应于在卫星姿态确定领域的广泛应用与推广；在本实施例中，举例该方法可以但不限于在星上计算机上运行，相应的，本方法的运行步骤可以但不限于如下述步骤s1～s6所示。
[0076]
在本实施例中，先阐述本方法的原理，即在实际应用时，本方法在进行姿态确定时
具有两个计算过程，一是：使用目标卫星在前一时刻(第k-1时刻)时的姿态状态量估计值，和第n个星敏感器在前一时刻时的姿态估计误差方差矩阵，并结合目标卫星的姿态动力学和运动学方程，来进行后一时刻(第k时刻)目标卫星的姿态状态一步预测，得到目标卫星后一时刻的姿态预测值和一步预测方差矩阵；另一计算过程则为：利用前述得到的姿态预测值和一步预测方差矩阵，作为后一时刻的第一个星敏感器进行滤波计算的初始数据，并结合其测量数据(即姿态测量信息)，来得到利用第一个星敏感器的测量数据进行卫星姿态确定时，目标卫星的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，而后，基于使用第一个星敏感器的测量数据为输入所计算得到的数据，来进行以下一个星敏感器的测量数据为输入时，目标卫星的姿态确定；而后，以此原理，不断进行星敏感器测量数据的序贯处理，直至计算出第n个星敏感器的测量数据所对应的姿态状态量估计值后，即可将其作为目标卫星在第k时刻时最终的姿态状态量估计值；由此，以前述原理，即可计算出目标卫星在不同时刻时的姿态状态量估计值，从而实现其姿态的精确确定。
[0077]
在具体应用时，结合下述步骤s1～s6，来阐述前述姿态确定的具体过程。
[0078]
s1.获取所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，根据目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，其中，k为大于或等于1的正整数；在本实施例中，前述则是一步预测过程，且同时举例所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值为第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，且第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值可以但不限于包括：利用所述第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第三姿态角估计值和第三姿态角速率估计值。
[0079]
在得到目标卫星在第k时刻时的姿态预测值后，则可进行目标卫星在第k时刻时的姿态参数的确定，其确定过程如下述步骤s2～s6所示。
[0080]
s2.对于所述目标卫星上的第i个星敏感器，获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，其中，当i为1时，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，且所述一步预测方差矩阵是基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵所计算得到的；在本实施例中，相当于是使用基于前一个星敏感器的测量数据所计算出的目标卫星的姿态数据，并结合后一个星敏感器的测量数据，来计算以后一个星敏感器的姿态测量信息为输入时，目标卫星的姿态状态量估计值(即目标卫星的姿态角估计值和姿态角速率估计值)，如此，以此原理不断循环，直至计算出以第n个星敏感器的测量数据为输入，所计算出的姿态状态量估计值后，即可得到第k时刻时，目标卫星的姿态状态量估计值；可选的，举例第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值可以但不限于包括：利用所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第一姿态角估计值和第一姿态角速率估计值，且前述一步预测方差矩阵的具体计算过程，在下述进行详细阐述。
[0081]
在得到第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差
矩阵后，则可确定出以第i个星敏感器的姿态测量信息为输入时，目标卫星的姿态参数，其中，具体确定过程可以但不限于如下述步骤s3和步骤s4所示。
[0082]
s3.获取所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息，并根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵；在本实施例中，举例前述姿态测量信息可以但不限于包括卫星姿态角测量值，且卫星姿态角测量值包括用于表征卫星姿态的四元数或欧拉角等，在本实施例中，举例采用四元数来表示。
[0083]
在具体实施时，举例卫星姿态角测量值是第i个星敏感器所直接测量得到的目标卫星的姿态角，其可以但不限于表示为：q
bi
＝[q
0 q
1 q
2 q3]
t
，式中，q
bi
则表示目标卫星的本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态四元数，而q0,q1,q2,q3则均是四元数q
bi
的分量，同时，t则表示转置运算。
[0084]
可选的，举例前述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵可以但不限于采用如下步骤s31～s32计算得到。
[0085]
s31.计算所述卫星姿态角测量值与所述第一姿态角估计值之间的差值，并将差值作为所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值；在具体应用时，第一姿态角估计值实质也是包含有4个元素的四元数，因此，取两个四元数的偏差的矢量部分，即为第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值。
[0086]
在得到姿态量测值后，则还需要计算出第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，其计算过程如下述步骤s32所示。
[0087]
s32.获取所述第i个星敏感器的观测矩阵和观测噪声方差矩阵，并基于所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵；在本实施例中，举例可以但不限于采用如下公式(1)，来计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵。
[0088][0089]
上述公式(1)中，k
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，η
sti
表示所述第i个星敏感器的观测矩阵，r
sti
表示所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，p
i-1,k
表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，t表示转置运算，其中，η
sti
＝[i
3 03×3]，i3表示3阶的单位矩阵，03×3表示3阶零矩阵，且当i为1时，p
i-1,k
为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。
[0090]
更进一步的，r
sti
实质是在卫星本体坐标系中所表示的第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，其中，设该第i个星敏感器在其本体坐标系(即星敏感器本身坐标系)中所表示的观测噪声方差矩阵为通常来说，可根据第i个星敏感器的测量精度信息(可以但不限于包括所述第i个星敏感器在其光轴方向的观测噪声方差和在其横轴方向的观测噪声方差)，来计算得到；其中，对于在光轴/横轴方向上的测量精度存在差异的星敏感器，设其光轴为o
stizsti
轴，根据其测量精度信息，并可采用如下公式(2)来计算得到
[0091][0092]
上述公式(2)中，表示所述第i个星敏感器在其本体坐标系中所表示的观测噪
声方差矩阵，δi表示第i个星敏感器在其横轴方向的观测噪声方差，γi表示第i个星敏感器在其光轴方向的观测噪声方差(其中，第i个星敏感器的光轴为其本体坐标系的o
stizsti
轴)，因此，r
sti
与满足以下关系，即根据在第i个星敏感器的本体坐标系中表示的观测噪声方差矩阵，并采用如下公式(3)来计算得到r
sti
：
[0093][0094]
上述公式(12)中，表示第i个星敏感器的本体坐标系相对于目标卫星的本体坐标系的方向余弦矩阵，其由星敏感器的安装方向决定，t表示转置运算；在本实施例中，前述第i个星敏感器的本体坐标系相对于目标卫星的本体坐标系的方向余弦矩阵，以及第i个星敏感器在其横轴和光轴方向的观测噪声方差均预先存储至星上计算机，以便在进行目标卫星姿态确定时，基于前述数据，计算出第i个星敏感器在卫星本体坐标系下的观测噪声方差矩阵。
[0095]
由此通过前述公式(1)、公式(2)和公式(3)，即可计算出第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，同时，本实施例针对星敏感器的光轴测量精度和横轴测量精度不一致的情况，给出了观测噪声方差矩阵的转换方法，将不同星敏感器的测量信息统一转换到卫星本体坐标系中进行姿态确定计算，如此，能够充分利用星敏感器测量数据，从而提高姿态确定精度。
[0096]
在基于前述步骤s31～s32，计算出第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵后，即可根据姿态量测值和滤波增益矩阵，以及第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，来计算出第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值。
[0097]
可选的，举例利用第i个星敏感器的姿态测量信息进行目标卫星的姿态确定的计算过程可以但不限于如下述步骤s4所示。
[0098]
s4.基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；在具体实施时，举例可以但不限于根据如下公式(2)，来计算所述第二姿态角估计值和所述第二姿态角速率估计值。
[0099][0100]
上述公式(4)中，表示所述目标卫星的第二姿态角估计值，表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值中的第一姿态角估计值，表示所述目标卫星的第二姿态角速率估计值，表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的
姿态状态量估计值中的第一姿态角速率估计值，其中，当i为1时，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态角速率预测值；
[0101]
表示第一矩阵，k
k/sti
表示第二矩阵，z
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值，|| ||表示范数符号，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵的阶数为6
×
3，且第一矩阵是由第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵中的前三行所构成的，第二矩阵是由第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵中的后三行所构成的。
[0102]
由此通过前述公式(4)，即可计算出利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；而后，为了便于后续利用第i+1个星敏感器的姿态测量信息进行目标卫星的姿态确定计算，则还需要计算出第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，其中，计算过程可以但不限于如下述步骤s5所示。
[0103]
s5.根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；在本实施例中，举例可以但不限于基于第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，并结合第i个星敏感器的观测矩阵和噪声方差矩阵，来计算出第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；可选的，可以但不限于采用如下公式(5)来计算得到。
[0104]
p
i,k
＝(i
3-k
k/stihsti
)p
i-1,k
(i
3-k
k/stihsti
)
t
+k
k/stirsti
(k
k/sti
)
t
ꢀꢀ
(5)
[0105]
上述公式(5)中，p
i,k
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，i3表示3阶的单位矩阵，k
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，η
sti
表示所述第i个星敏感器的观测矩阵，r
sti
表示所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，p
i-1,k
表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，t表示转置运算，且当i为1时，p
i-1,k
为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。
[0106]
如此，基于前述公式(5)，即可计算出第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，而后，即可以第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，来作为利用第i+1个星敏感器的姿态测量信息进行目标卫星的姿态确定计算的初始值，接着不断循环该过程，直至计算出第n个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值以及姿态估计误差方差矩阵后，则可得到目标卫星在第k时刻时最终的姿态状态量估计值；具体的，序贯计算过程如下述步骤s6所示。
[0107]
s6.将i自加1，并重新获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，直至i等于n时，将第n个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，作为所述目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，i的初始值为1；在本实施例中，相当于是将第n个星敏感器在第k时刻时的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值，作为目标卫星在第k时刻时最终的姿态角估计值和姿态角速率估计值。
[0108]
下述以一个实例来阐述前述步骤s1～s6所描述的序贯处理过程：
[0109]
假设n为2，首先，对于第一个星敏感器，其获取的则是第k时刻时目标卫星的姿态预测值和一步预测方差矩阵；前述姿态预测值和一步预测方差矩阵，则是根据第k-1时刻时
目标卫星的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，结合目标卫星的姿态运动学方程和动力学方程而计算得到的。
[0110]
而后，则计算第一个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息(即卫星姿态角测量值)，并求取其与姿态预测值中的姿态角预测值之间的偏差，并将偏差四元数的矢量部分，作为第一个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值；接着，再将一步预测方差矩阵，以及第一个星敏感器的观测矩阵和观测噪声方差矩阵，代入前述公式(1)，则可计算出第一个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵。
[0111]
其次，再将前述姿态角预测值、姿态角速率预测值、第一个星敏感器的滤波增益矩阵和姿态量测值，代入前述公式(4)，即可计算出利用第一个星敏感器的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；然后，再将第一个星敏感器的滤波增益矩阵、观测矩阵、观测噪声方差矩阵以及前述一步预测方差矩阵，代入至前述公式(5)，则可计算出第一个星敏感器的姿态估计误差方差矩阵；如此，即可完成第一个星敏感器的滤波计算，而在进行下一个星敏感器的滤波计算时，所使用的第i-1个星敏感器(即第1个星敏感器)在第k时刻时的姿态状态量估计值，则是第一个星敏感器的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值。
[0112]
更进一步的，则可以将第一个星敏感器的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，作为第二个星敏感器进行姿态确定计算的初始值；具体的，则是计算第二个星敏感器的姿态角测量值与第一个星敏感器的第二姿态角估计值之间的偏差，并取偏差四元数的矢量部分，作为第二个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值；接着，再将前述第一个星敏感器的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值，以及第二个星敏感器的滤波增益矩阵和量测值，代入前述公式(4)，即可计算出利用第二个星敏感器的姿态测量信息进行目标卫星的姿态确定时，所得到的目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值。
[0113]
同理，再将第二个星敏感器的滤波增益矩阵、观测矩阵、观测噪声方差矩阵以及前述第一个星敏感器的姿态估计误差方差矩阵，代入至前述公式(5)，则可计算出第二个星敏感器的姿态估计误差方差矩阵；此时，则完成目标卫星在第k时刻时的姿态确定，即将第二个星敏感器的姿态状态量估计值，作为目标卫星在第k时刻时最终的姿态状态量估计值进行输出。
[0114]
最后，根据第二个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵和目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值，则可计算出目标卫星在第k+1时刻时的姿态预测值和一步预测方差矩阵；如此，以此原理，不断计算，即可得到目标卫星在不同时刻时的姿态状态量估计值，从而完成目标卫星不同时刻时的姿态的精确确定。
[0115]
在一个可能的设计中，本实施例第二方面，公开实施例第一方面中姿态预测值和一步预测方差矩阵的具体计算过程，其可以但不限于如下述步骤所示。
[0116]
在本实施例中，前述就已说明所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值为第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，且第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值可以但不限于包括：利用所述第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第三姿态角估计值和第三姿态角速率估计值；如此，基于目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到目标卫星在第k时刻时的一步预测方差
矩阵，则可以但不限于包括如下述步骤s01和步骤s02所示。
[0117]
s01.基于所述第三姿态角速率估计值，并按照如下公式(6)，计算出所述目标卫星在第k时刻时的状态转移矩阵。
[0118][0119]
上述公式(6)中，φ
k,k-1
表示所述目标卫星在第k时刻时的状态转移矩阵，表示第三姿态角速率估计值，j表示所述目标卫星的转动惯量矩阵，h表示所述目标卫星所安装动量轮的角动量，i3表示3阶的单位矩阵，03×3表示3阶零矩阵，i6表示6阶的单位矩阵，δt表示进行目标卫星姿态估计时滤波器的运行周期，(
·
)
×
表示向量所对应的叉乘矩阵；当然，前述转动惯量矩阵、角动量和滤波器的周期均预设至星上计算机中。
[0120]
在得到目标卫星在第k时刻时的状态转移矩阵后，则可进行其在第k时刻时的一步预测方差矩阵的计算，如下述步骤s02所示。
[0121]
s02.基于所述第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵和所述状态转移矩阵，并按照如下公式(7)，计算得到所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。
[0122][0123]
上述公式(7)中，p
k,k-1
表示目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，p
n,k-1
表示第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，qk表示系统过程噪声方差矩阵，t为转置运算。
[0124]
如此，通过前述步骤s01和步骤s02，则可基于目标卫星在第k-1时刻时的姿态角速率估计值和第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。
[0125]
而后，再利用目标卫星在第k-1时刻时姿态状态量估计值，即可计算出目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，其计算过程可以但不限于如下述步骤s03～s06所示。
[0126]
s03.基于所述第三姿态角估计值和所述第三姿态角速率估计值，并利用所述姿态动力学方程和姿态运动学方程，计算出所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率和姿态角速率变化率；在具体应用时，可以但不限于采用如下公式(8)，来计算出前述姿态角变化率和姿态角速率变化率。
[0127][0128]
上述公式(8)中，表示目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率(四元数形式表示)，表示第三姿态角估计值(四元数形式表示)，表示目标卫星在第k-1时刻时的姿态角速率变化率，表示第三姿态角速率估计值，表示所述目标卫星动量轮的
角动量的变化率，t
mt
表示目标卫星磁力矩器的控制力矩，td表示目标卫星受到的外部干扰力矩，为如下公式(9)所示的矩阵。
[0129][0130]
上述公式(9)中，q
0,k-1
,q
1,k-1
,q
2,k-1
,q
3,k-1
则均是的分量。
[0131]
根据前述公式(8)，即可得到所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率和姿态角速率变化率；而后，进行姿态状态一步预测，即可得到下一时刻卫星姿态角和姿态角速率的预测值，其计算公式则如下述公式(10)所示。
[0132]
s04依据所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率和第三姿态角估计值，计算出所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值。
[0133]
s05依据所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角速率变化率和第三姿态角速率估计值，计算出所述目标卫星在第k时刻时的姿态角速率预测值。
[0134]
在本实施例中，举例可以但不限于采用如下公式(10)，来计算出目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值和姿态角速率预测值。
[0135][0136]
上述公式(10)中，表示目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值，表示目标卫星在第k时刻时的姿态角速率预测值，表示目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率，表示目标卫星在第k-1时刻时的姿态角速率变化率。
[0137]
如此，通过前述公式，即可计算出目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值和姿态角速率预测值，而后，利用前述两预测值，即可组成目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，如下述步骤s06所示。
[0138]
s06.利用所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值和姿态角速率预测值，组成所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值。
[0139]
由此通过前述步骤s01～s06，即可利用目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，来实现目标卫星第k时刻时的姿态状态一步预测，从而得到其在第k时刻时的姿态预测值和一步预测方差矩阵；如此，再基于前述参数，执行前述步骤s1～s6，即可实现目标卫星在不同时刻时姿态的精确确定。
[0140]
由此通过前述步骤s1～s6和步骤s01～s06所详细阐述的基于多星敏感器的卫星
姿态确定方法，本发明采用序贯处理方式对各个星敏感器的测量数据进行处理，同时，本方法使用前一时刻所确定出的姿态状态量估计值，来进行目标卫星在下一时刻的姿态状态的预测，并作为目标卫星下一时刻进行姿态确定时的初始值，由此，本发明所提供的姿态确定方法，通过采用序贯处理方式，不仅计算量小，而且能够充分利用各个星敏感器的测量信息，如此，则可提高姿态确定精度；同时，本发明针对星敏感器的光轴测量精度和横轴测量精度不一致的情况，给出了观测噪声方差矩阵的转换方法，将不同星敏感器的测量信息统一转换到卫星本体坐标系中进行姿态确定计算，基于此，能够降低星上进行姿态确定时的计算量，综上，本发明能够适应于布置有多星敏感器的卫星的姿态的精确确定，适应于在卫星姿态确定领域的广泛应用与推广
[0141]
如图2所示，本实施例第三方面提供了一种实现实施例第一方面和第二方面中所述的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法的硬件装置，包括：
[0142]
姿态预测单元，用于获取所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，根据目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，其中，k为大于或等于1的正整数。
[0143]
姿态解算单元，对于所述目标卫星上的第i个星敏感器，用于获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，其中，当i为1时，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，且所述一步预测方差矩阵是基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵所计算得到的。
[0144]
姿态解算单元，用于获取所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息，并根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵。
[0145]
姿态解算单元，用于基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值。
[0146]
姿态解算单元，用于根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵。
[0147]
姿态更新单元，用于将i自加1，并重新获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，直至i等于n时，将第n个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，作为所述目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，i的初始值为1。
[0148]
本实施例提供的装置的工作过程、工作细节和技术效果，可以参见实施例第一方
面和第二方面，于此不再赘述。
[0149]
如图3所示，本实施例第四方面提供了另一种基于多星敏感器的卫星姿态确定装置，以装置为电子设备为例，包括：依次通信相连的存储器、处理器和收发器，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述收发器用于收发消息，所述处理器用于读取所述计算机程序，执行如实施例第一方面和第二方面所述的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法。
[0150]
具体举例的，所述存储器可以但不限于包括随机存取存储器(random access memory，ram)、只读存储器(read only memory，rom)、闪存(flash memory)、先进先出存储器(first input first output，fifo)和/或先进后出存储器(first in last out，filo)等等；具体地，处理器可以包括一个或多个处理核心，比如4核心处理器、8核心处理器等。处理器可以采用dsp(digital signal processing，数字信号处理)、fpga(field－programmable gatearray，现场可编程门阵列)、pla(programmable logic array，可编程逻辑阵列)中的至少一种硬件形式来实现，同时，处理器也可以包括主处理器和协处理器，主处理器是用于对在唤醒状态下的数据进行处理的处理器，也称cpu(central processing unit，中央处理器)；协处理器是用于对在待机状态下的数据进行处理的低功耗处理器。
[0151]
在一些实施例中，处理器可以在集成有gpu(graphics processing unit，图像处理器)，gpu用于负责显示屏所需要显示的内容的渲染和绘制，例如，所述处理器可以不限于采用型号为stm32f105系列的微处理器、精简指令集计算机(reduced instruction set computer,risc)微处理器、x86等架构处理器或集成嵌入式神经网络处理器(neural-network processing units，npu)的处理器；所述收发器可以但不限于为无线保真(wifi)无线收发器、蓝牙无线收发器、通用分组无线服务技术(general packet radio service，gprs)无线收发器、紫蜂协议(基于ieee802.15.4标准的低功耗局域网协议，zigbee)无线收发器、3g收发器、4g收发器和/或5g收发器等。此外，所述装置还可以但不限于包括有电源模块、显示屏和其它必要的部件。
[0152]
本实施例提供的电子设备的工作过程、工作细节和技术效果，可以参见实施例第一方面和第二方面，于此不再赘述。
[0153]
本实施例第五方面提供了一种存储包含有实施例第一方面和/或第二方面所述的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法的指令的存储介质，即所述存储介质上存储有指令，当所述指令在计算机上运行时，执行如实施例第一方面和/或第二方面所述的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法。
[0154]
其中，所述存储介质是指存储数据的载体，可以但不限于包括软盘、光盘、硬盘、闪存、优盘和/或记忆棒(memory st ick)等，所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。
[0155]
本实施例提供的存储介质的工作过程、工作细节和技术效果，可以参见实施例第一方面和第二方面，于此不再赘述。
[0156]
本实施例第六方面提供了一种包含指令的计算机程序产品，当所述指令在计算机上运行时，使所述计算机执行如实施例第一方面和/或第二方面所述的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法，其中，计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。
[0157]
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明
的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种基于多星敏感器的卫星姿态确定方法，其特征在于，应用于安装有n个星敏感器的目标卫星姿态的确定，其中，n为大于1的正整数，且所述方法包括：获取所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，根据目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，其中，k为大于或等于1的正整数；对于所述目标卫星上的第i个星敏感器，获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，其中，当i为1时，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，且所述一步预测方差矩阵是基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵所计算得到的；获取所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息，并根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵；基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；将i自加1，并重新获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，直至i等于n时，将第n个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，作为所述目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，i的初始值为1。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值为第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，且第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态状态量估计值包括：利用所述第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的目标卫星的第三姿态角估计值和第三姿态角速率估计值；其中，根据目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，包括：基于所述第三姿态角估计值和所述第三姿态角速率估计值，并利用所述姿态动力学方程和姿态运动学方程，计算出所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率和姿态角速率变化率；依据所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角变化率和第三姿态角估计值，计算出所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值；以及
根据所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态角速率变化率和第三姿态角速率估计值，计算出所述目标卫星在第k时刻时的姿态角速率预测值；利用所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值和姿态角速率预测值，组成所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括：利用所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的目标卫星的第一姿态角估计值，其中，第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息包括卫星姿态角测量值，且卫星姿态角测量值包括用于表征卫星姿态的四元数；其中，根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，包括：计算所述卫星姿态角测量值与所述第一姿态角估计值之间的差值，并将差值作为所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值；获取所述第i个星敏感器的观测矩阵和观测噪声方差矩阵，并基于所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，基于所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，包括：根据所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，并采用如下公式(1)，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵；上述公式(1)中，k
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，η
sti
表示所述第i个星敏感器的观测矩阵，r
sti
表示所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，p
i-1,k
表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，t表示转置运算，其中，η
sti
＝[i
3 03×3]，i3表示3阶的单位矩阵，03×3表示3阶零矩阵，且当i为1时，p
i-1,k
为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵r
sti
是在所述目标卫星的本体坐标系中所表示的，其中，所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，采用如下方法得到：获取所述第i个星敏感器的测量精度信息，其中，所述测量精度信息包括所述第i个星敏感器在其光轴方向的观测噪声方差和在其横轴方向的观测噪声方差；利用所述测量精度信息，并采用如下公式(2)，计算得到所述第i个星敏感器在其本体坐标系中所表示的观测噪声方差矩阵；上述公式(2)中，表示所述第i个星敏感器在其本体坐标系中所表示的观测噪声方
差矩阵，δ
i
表示第i个星敏感器在其横轴方向的观测噪声方差，γ
i
表示第i个星敏感器在其光轴方向的观测噪声方差，且所述第i个星敏感器的光轴为其本体坐标系的o
sti
z
sti
轴；根据所述第i个星敏感器在其本体坐标系中所表示的观测噪声方差矩阵，并采用如下公式(3)，计算得到在所述目标卫星的本体坐标系中所表示的所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵；上述公式(3)中，表示所述第i个星敏感器的本体坐标系相对于所述目标卫星的本体坐标系的方向余弦矩阵，t表示转置运算。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括：利用所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第一姿态角估计值和第一姿态角速率估计值，且所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值包括所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值和姿态角速率预测值；其中，基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，包括：根据所述第一姿态角速率估计值，所述第一姿态角估计值，以及所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，并按照如下公式(4)，计算出利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；上述公式(4)中，表示所述目标卫星的第二姿态角估计值，表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值中的第一姿态角估计值，表示所述目标卫星的第二姿态角速率估计值，表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值中的第一姿态角速率估计值，其中，当i为1时，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态角预测值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态角速率预测值；表示第一矩阵，k
k/sti
表示第二矩阵，z
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值，|| ||表示范数符号，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵的阶数为6
×
3，且第一矩阵是由第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵中的前三行所构成的，第二矩阵是由第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵中的后三行所构成的。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤
波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，包括：获取所述第i个星敏感器的观测矩阵和观测噪声方差矩阵；基于所述观测矩阵、所述观测噪声方差矩阵、所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，并按照如下公式(5)，计算得到所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；p
i,k
＝(i
3-k
k/sti
h
sti
)p
i-1,k
(i
3-k
k/sti
h
sti
)
t
+k
k/sti
r
sti
(k
k/sti
)
t
ꢀꢀꢀꢀ
(5)上述公式(5)中，p
i,k
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，i3表示3阶的单位矩阵，k
k/sti
表示所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵，η
sti
表示所述第i个星敏感器的观测矩阵，r
sti
表示所述第i个星敏感器的观测噪声方差矩阵，p
i-1,k
表示所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，t表示转置运算，且当i为1时，p
i-1,k
为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵。8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值包括：所述目标卫星的第三姿态角速率估计值；其中，基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算得到所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，包括：基于所述第三姿态角速率估计值，并按照如下公式(6)，计算出所述目标卫星在第k时刻时的状态转移矩阵；上述公式(6)中，φ
k,k-1
表示所述目标卫星在第k时刻时的状态转移矩阵，表示第三姿态角速率估计值，j表示所述目标卫星的转动惯量矩阵，h表示所述目标卫星所安装动量轮的角动量，i3表示3阶的单位矩阵，03×3表示3阶零矩阵，i6表示6阶的单位矩阵，δt表示进行目标卫星姿态估计时滤波器的运行周期，(
·
)
×
表示向量所对应的叉乘矩阵；基于所述第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵和所述状态转移矩阵，并按照如下公式(7)，计算得到所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵；上述公式(7)中，p
k,k-1
表示目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，p
n,k-1
表示第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵，q
k
表示系统过程噪声方差矩阵，t为转置运算。9.一种基于多星敏感器的卫星姿态确定装置，其特征在于，应用于安装有n个星敏感器的目标卫星姿态的确定，其中，n为大于1的正整数，且所述装置包括：姿态预测单元，用于获取所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，根据目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，并利用所述目标卫星的姿态动力学方程和姿态运动学方程，进行目标卫星的姿态状态一步预测，得出所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，其中，k为大于或等于1的正整数；
姿态解算单元，对于所述目标卫星上的第i个星敏感器，用于获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，其中，当i为1时，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，为所述目标卫星在第k时刻时的姿态预测值，所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵为所述目标卫星在第k时刻时的一步预测方差矩阵，且所述一步预测方差矩阵是基于所述目标卫星在第k-1时刻时的姿态状态量估计值，以及第n个星敏感器在第k-1时刻时的姿态估计误差方差矩阵所计算得到的；姿态解算单元，用于获取所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息，并根据所述姿态测量信息，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵；姿态解算单元，用于基于所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态量测值和滤波增益矩阵，以及所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值包括利用所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态测量信息进行目标卫星姿态确定时，所得到的所述目标卫星的第二姿态角估计值和第二姿态角速率估计值；姿态解算单元，用于根据所述第i个星敏感器在第k时刻时的滤波增益矩阵和所述第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵，计算出所述第i个星敏感器在第k时刻时的姿态估计误差方差矩阵；姿态更新单元，用于将i自加1，并重新获取第i-1个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值和姿态估计误差方差矩阵，直至i等于n时，将第n个星敏感器在第k时刻时的姿态状态量估计值，作为所述目标卫星在第k时刻时的姿态状态量估计值，其中，i的初始值为1。10.一种基于多星敏感器的卫星姿态确定装置，其特征在于，包括：依次通信相连的存储器、处理器和收发器，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述收发器用于收发消息，所述处理器用于读取所述计算机程序，执行如权利要求1～8任意一项所述的基于多星敏感器的卫星姿态确定方法。

技术总结
本发明公开了一种基于多星敏感器的卫星姿态确定方法及装置，本发明针对安装两台及以上星敏感器的卫星，充分利用各个星敏感器的测量信息进行卫星姿态确定，同时，本发明使用前一时刻所确定出的卫星姿态信息来进行目标卫星在下一时刻姿态状态的预测，并将其作为目标卫星下一时刻姿态滤波计算的初始值，基于此，本发明所提供的姿态确定方法，不仅计算量小，而且能够充分利用星敏感器测量信息，由此，可有效提高星上姿态确定精度，从而适应于在卫星姿态确定领域的广泛应用与推广。姿态确定领域的广泛应用与推广。姿态确定领域的广泛应用与推广。


技术研发人员：祗姣姣 孟子阳 袁斌文
受保护的技术使用者：清华大学
技术研发日：2023.07.10
技术公布日：2023/10/15