一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法
一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法
【技术领域】 [0001]
[0002] 本发明涉及航天器地面试验技术领域，特别属于航天器地面物理仿真试验方法， 具体涉及一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法。
[0003]
【背景技术】
[0004] 星敏与陀螺组合定姿半物理仿真一般用星模拟器给星敏输入星图，陀螺放在转台 上，动力学驱动转台及星模，这种闭环方式星敏输出的姿态四元数与系统姿态角关系不直 观，且星敏在星体上安装存在安装矩阵，系统极性不易测试；虽然陀螺与星敏基于同一动力 学驱动，但转台转动角度存在积分误差，长时间测试后转台转动角与星敏姿态角变化不一 致产生误差，此误差影响陀螺漂移估计。
[0005] 星敏用真实星空模拟及通过支架模拟星体安装，可以方便地进行系统极性测试， 且极性不易搞错；基于地球自转模拟在轨运动状态，可以方便地测试星敏安装矩阵的正确 性；星敏与陀螺通过工装对准安装，转台转动角度积分误差同时影响星敏与陀螺，此误差可 以相互抵消，不影响陀螺漂移估计。
[0006] 地面基于真实星空和地球自转进行星敏与陀螺组合定姿测试，可以方便地测试星 敏安装矩阵和系统极性，以及估计陀螺漂移，为确保在轨成功奠定基础。业界目前没有相关 技术的研究与报道，也没有相关技术方案的使用与公开。
[0007]
【发明内容】
[0008] 针对现有航天器在轨可能出现星敏装星后安装矩阵或系统极性搞错问题，本发明 的目的是提供一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，以便在地面直观地对安装矩 阵和系统极性进行测试，以及估计陀螺漂移，试验方法简单、有效，且易于实现。
[0009] 本发明的构思：星敏与陀螺组合定姿地面测试的重点包括星敏安装矩阵和系统极 性的正确性，以及陀螺漂移估计的正确性。基于星模拟器进行星敏极性测试受星模拟器与 星敏光轴对准后固定安装限制，无法进行手动极性测试，基于真实星空及通过支架模拟星 体安装可以方便地进行手动极性测试；星敏安装矩阵与轨道参数耦合，半物理仿真中又与 星敏本身极性相关，不能直观地进行安装矩阵正确性测试，基于地球自转及上注与地球自 转对应的静止轨道参数，可以方便地测试星敏安装矩阵。
[0010] 为达到上述发明目的，本发明的技术解决方案是：一种星敏与陀螺组合定姿全物 理仿真试验方法，采用真实星空结合地球自转设计星敏和陀螺组合定姿全物理仿真试验， 其具体包括如下步骤：首先利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试，其次，利 用真实星空结合转动转台进行系统极性测试；最后，通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂 移估计测试 进一步，上述步骤中，星敏通过支架调整光轴指向，模拟星敏在星体上不同的安装方 式；地球自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏姿态解算所需的轨道参数按静止轨 道卫星的轨道参数设置；根据试验时刻计算星敏光轴惯性指向进行纬度幅角初值计算，上 注轨道参数，卫星相对轨道系姿态应在零附近；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致， 卫星相对轨道系的姿态角在零附近，否则俯仰姿态角按二倍地速增加，滚动和偏航姿态角 仍在零附近，实现星敏安装矩阵测试； 其次，利用真实星空结合转动转台模拟星体姿态转动，直接判读星体姿态进行系统极 性测试； 最后，星敏与陀螺通过工装在转台上对准安装；上注相应的轨道参数，使卫星相对轨道 系零姿态，实现初始对准，进行陀螺漂移估计测试；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一 致，测试结果直接为陀螺漂移估计值，否则需要扣除二倍的地速。
[0011] 本发明采用的星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，与现有技术相比，其优 点和有益效果是： 1) 在地面真实模拟在轨状态进行星敏和陀螺组合定姿测试； 2) 试验方法简单、有效，且易于实现。
【附图说明】
[0012] 以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
[0013] 图1是本发明的星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法流程图； 图2是本发明的星敏与陀螺在转台上对准安装示意图。
【具体实施方式】
[0014] 如图1所示，是本发明的星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法流程图，结合 图2本发明的星敏与陀螺在转台上对准安装示意图。
[0015] 1.利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试 星敏通过支架调整光轴指向，模拟星敏在星体上不同的安装方式；地球 自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏姿态解算所需的轨道参数按静止轨道卫 星的轨道参数设置；根据试验时刻计算星敏光轴惯性指向进行纬度幅角初值计算，上注轨 道参数，卫星相对轨道系姿态应在零附近；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致，卫星 相对轨道系的姿态角在零附近，否则俯仰姿态角按二倍地速增加，滚动和偏航姿态角仍在 零附近，实现星敏安装矩阵测试。
[0016] 地球自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏所需的轨道参数可以按静止轨 道卫星的轨道设置，静止轨道卫星轨道角速率如下：
静止轨道半长轴a=42164. 17km，偏心率e=0,轨道倾角i=0、近地点幅角#=^:,为方便 轨道设计升交点赤经Ω=?，考虑偏心率为〇,试验t时刻平近点角?
轨 道参数设计重点是要确定试验t时刻纬度幅角a i:，t时刻格林尼治恒星时Sg为：
恒星时与度之间转换关系妒结合当地地理经度X，求得t时刻初始纬度幅角％ 如下：
通过转动转台使星体X轴指向东，Y轴与地球自转轴一致。
[0017] 2.利用真实星空结合转动转台进行系统极性测试 利用真实星空结合转动转台模拟星体姿态转动，直接判读星体姿态进行系统极性测 试。
[0018] 3.通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂移估计测试 星敏与陀螺通过工装在转台上对准安装；上注相应的轨道参数，使卫星相对轨道系零 姿态，实现初始对准，进行陀螺漂移估计测试；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致， 测试结果直接为陀螺漂移估计值，否则需要扣除二倍的地速。
[0019] 本发明实施例中，星敏与陀螺对准安装，一起随地球转动，陀螺和星敏转过的角度 相同，不会影响陀螺漂移估计，半物理仿真中的姿态累积相对误差问题不存在。
[0020] 本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域 技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发 明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明 的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案 的保护范围。
【主权项】
1. 一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于：采用真实星空结合地 球自转设计星敏和陀螺组合定姿全物理仿真试验，其具体包括如下步骤： 1) 利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试； 2) 利用真实星空结合转动转台进行系统极性测试； 3) 通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂移估计测试。2. 如权利要求1所述的一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于： 所述的步骤1-1)中， 星敏通过支架调整光轴指向，模拟星敏在星体上不同的安装方式；地球 自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏姿态解算所需的轨道参数按静止轨道卫 星的轨道参数设置；根据试验时刻计算星敏光轴惯性指向进行纬度幅角初值计算，上注轨 道参数，卫星相对轨道系姿态应在零附近；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致，卫星 相对轨道系的姿态角在零附近，否则俯仰姿态角按二倍地速增加，滚动和偏航姿态角仍在 零附近，实现星敏安装矩阵测试。3. 如权利要求1所述的一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于： 所述的步骤1-2)中，利用真实星空结合转动转台模拟星体姿态转动，直接判读星体姿态进 行系统极性测试。4. 如权利要求1所述的一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于： 所述的步骤1-3)中，星敏与陀螺通过工装在转台上对准安装；上注相应的轨道参数，使卫 星相对轨道系零姿态，实现初始对准，进行陀螺漂移估计测试；星敏在星体上安装光轴与星 体负Y轴一致，测试结果直接为陀螺漂移估计值，否则需要扣除二倍的地速。
【专利摘要】本发明涉及航天器地面试验领域，为解决地面利用真实星空和地球自转模拟星敏和陀螺在轨状态进行组合定姿测试，本发明提供了一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，可以方便地进行星敏安装矩阵和系统极性测试，极性不易搞错，且不影响陀螺漂移估计，其具体包括如下步骤：利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试，利用真实星空结合转动转台进行系统极性测试，通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂移估计测试。与现有技术相比，其优点和有益效果在于可以在地面真实模拟在轨状态进行星敏和陀螺组合定姿测试，试验方法简单、有效，且易于实现。
【IPC分类】G01C25/00, G05B17/02
【公开号】CN105487402
【申请号】CN201410474340
【发明人】王献忠, 张肖, 郭旭升, 张召弟
【申请人】上海新跃仪表厂
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年9月17日
【技术领域】 [0001]
[0002] 本发明涉及航天器地面试验技术领域，特别属于航天器地面物理仿真试验方法， 具体涉及一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法。
[0003]
【背景技术】
[0004] 星敏与陀螺组合定姿半物理仿真一般用星模拟器给星敏输入星图，陀螺放在转台 上，动力学驱动转台及星模，这种闭环方式星敏输出的姿态四元数与系统姿态角关系不直 观，且星敏在星体上安装存在安装矩阵，系统极性不易测试；虽然陀螺与星敏基于同一动力 学驱动，但转台转动角度存在积分误差，长时间测试后转台转动角与星敏姿态角变化不一 致产生误差，此误差影响陀螺漂移估计。
[0005] 星敏用真实星空模拟及通过支架模拟星体安装，可以方便地进行系统极性测试， 且极性不易搞错；基于地球自转模拟在轨运动状态，可以方便地测试星敏安装矩阵的正确 性；星敏与陀螺通过工装对准安装，转台转动角度积分误差同时影响星敏与陀螺，此误差可 以相互抵消，不影响陀螺漂移估计。
[0006] 地面基于真实星空和地球自转进行星敏与陀螺组合定姿测试，可以方便地测试星 敏安装矩阵和系统极性，以及估计陀螺漂移，为确保在轨成功奠定基础。业界目前没有相关 技术的研究与报道，也没有相关技术方案的使用与公开。
[0007]
【发明内容】
[0008] 针对现有航天器在轨可能出现星敏装星后安装矩阵或系统极性搞错问题，本发明 的目的是提供一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，以便在地面直观地对安装矩 阵和系统极性进行测试，以及估计陀螺漂移，试验方法简单、有效，且易于实现。
[0009] 本发明的构思：星敏与陀螺组合定姿地面测试的重点包括星敏安装矩阵和系统极 性的正确性，以及陀螺漂移估计的正确性。基于星模拟器进行星敏极性测试受星模拟器与 星敏光轴对准后固定安装限制，无法进行手动极性测试，基于真实星空及通过支架模拟星 体安装可以方便地进行手动极性测试；星敏安装矩阵与轨道参数耦合，半物理仿真中又与 星敏本身极性相关，不能直观地进行安装矩阵正确性测试，基于地球自转及上注与地球自 转对应的静止轨道参数，可以方便地测试星敏安装矩阵。
[0010] 为达到上述发明目的，本发明的技术解决方案是：一种星敏与陀螺组合定姿全物 理仿真试验方法，采用真实星空结合地球自转设计星敏和陀螺组合定姿全物理仿真试验， 其具体包括如下步骤：首先利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试，其次，利 用真实星空结合转动转台进行系统极性测试；最后，通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂 移估计测试 进一步，上述步骤中，星敏通过支架调整光轴指向，模拟星敏在星体上不同的安装方 式；地球自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏姿态解算所需的轨道参数按静止轨 道卫星的轨道参数设置；根据试验时刻计算星敏光轴惯性指向进行纬度幅角初值计算，上 注轨道参数，卫星相对轨道系姿态应在零附近；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致， 卫星相对轨道系的姿态角在零附近，否则俯仰姿态角按二倍地速增加，滚动和偏航姿态角 仍在零附近，实现星敏安装矩阵测试； 其次，利用真实星空结合转动转台模拟星体姿态转动，直接判读星体姿态进行系统极 性测试； 最后，星敏与陀螺通过工装在转台上对准安装；上注相应的轨道参数，使卫星相对轨道 系零姿态，实现初始对准，进行陀螺漂移估计测试；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一 致，测试结果直接为陀螺漂移估计值，否则需要扣除二倍的地速。
[0011] 本发明采用的星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，与现有技术相比，其优 点和有益效果是： 1) 在地面真实模拟在轨状态进行星敏和陀螺组合定姿测试； 2) 试验方法简单、有效，且易于实现。
【附图说明】
[0012] 以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
[0013] 图1是本发明的星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法流程图； 图2是本发明的星敏与陀螺在转台上对准安装示意图。
【具体实施方式】
[0014] 如图1所示，是本发明的星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法流程图，结合 图2本发明的星敏与陀螺在转台上对准安装示意图。
[0015] 1.利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试 星敏通过支架调整光轴指向，模拟星敏在星体上不同的安装方式；地球 自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏姿态解算所需的轨道参数按静止轨道卫 星的轨道参数设置；根据试验时刻计算星敏光轴惯性指向进行纬度幅角初值计算，上注轨 道参数，卫星相对轨道系姿态应在零附近；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致，卫星 相对轨道系的姿态角在零附近，否则俯仰姿态角按二倍地速增加，滚动和偏航姿态角仍在 零附近，实现星敏安装矩阵测试。
[0016] 地球自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏所需的轨道参数可以按静止轨 道卫星的轨道设置，静止轨道卫星轨道角速率如下：
静止轨道半长轴a=42164. 17km，偏心率e=0,轨道倾角i=0、近地点幅角#=^:,为方便 轨道设计升交点赤经Ω=?，考虑偏心率为〇,试验t时刻平近点角?
轨 道参数设计重点是要确定试验t时刻纬度幅角a i:，t时刻格林尼治恒星时Sg为：
恒星时与度之间转换关系妒结合当地地理经度X，求得t时刻初始纬度幅角％ 如下：
通过转动转台使星体X轴指向东，Y轴与地球自转轴一致。
[0017] 2.利用真实星空结合转动转台进行系统极性测试 利用真实星空结合转动转台模拟星体姿态转动，直接判读星体姿态进行系统极性测 试。
[0018] 3.通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂移估计测试 星敏与陀螺通过工装在转台上对准安装；上注相应的轨道参数，使卫星相对轨道系零 姿态，实现初始对准，进行陀螺漂移估计测试；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致， 测试结果直接为陀螺漂移估计值，否则需要扣除二倍的地速。
[0019] 本发明实施例中，星敏与陀螺对准安装，一起随地球转动，陀螺和星敏转过的角度 相同，不会影响陀螺漂移估计，半物理仿真中的姿态累积相对误差问题不存在。
[0020] 本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域 技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发 明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明 的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案 的保护范围。
【主权项】
1. 一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于：采用真实星空结合地 球自转设计星敏和陀螺组合定姿全物理仿真试验，其具体包括如下步骤： 1) 利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试； 2) 利用真实星空结合转动转台进行系统极性测试； 3) 通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂移估计测试。2. 如权利要求1所述的一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于： 所述的步骤1-1)中， 星敏通过支架调整光轴指向，模拟星敏在星体上不同的安装方式；地球 自转角速率与静止轨道卫星角速率相同，星敏姿态解算所需的轨道参数按静止轨道卫 星的轨道参数设置；根据试验时刻计算星敏光轴惯性指向进行纬度幅角初值计算，上注轨 道参数，卫星相对轨道系姿态应在零附近；星敏在星体上安装光轴与星体负Y轴一致，卫星 相对轨道系的姿态角在零附近，否则俯仰姿态角按二倍地速增加，滚动和偏航姿态角仍在 零附近，实现星敏安装矩阵测试。3. 如权利要求1所述的一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于： 所述的步骤1-2)中，利用真实星空结合转动转台模拟星体姿态转动，直接判读星体姿态进 行系统极性测试。4. 如权利要求1所述的一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，其特征在于： 所述的步骤1-3)中，星敏与陀螺通过工装在转台上对准安装；上注相应的轨道参数，使卫 星相对轨道系零姿态，实现初始对准，进行陀螺漂移估计测试；星敏在星体上安装光轴与星 体负Y轴一致，测试结果直接为陀螺漂移估计值，否则需要扣除二倍的地速。
【专利摘要】本发明涉及航天器地面试验领域，为解决地面利用真实星空和地球自转模拟星敏和陀螺在轨状态进行组合定姿测试，本发明提供了一种星敏与陀螺组合定姿全物理仿真试验方法，可以方便地进行星敏安装矩阵和系统极性测试，极性不易搞错，且不影响陀螺漂移估计，其具体包括如下步骤：利用地球自转及轨道参数设计进行星敏安装矩阵测试，利用真实星空结合转动转台进行系统极性测试，通过星敏与陀螺对准安装进行陀螺漂移估计测试。与现有技术相比，其优点和有益效果在于可以在地面真实模拟在轨状态进行星敏和陀螺组合定姿测试，试验方法简单、有效，且易于实现。
【IPC分类】G01C25/00, G05B17/02
【公开号】CN105487402
【申请号】CN201410474340
【发明人】王献忠, 张肖, 郭旭升, 张召弟
【申请人】上海新跃仪表厂
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年9月17日
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