一種小衛(wèi)星高精度自主定軌/定姿一體化新方法

（1. 東南大學(xué) 儀器科學(xué)與工程學(xué)院，南京 210096；2. 東南大學(xué) 微慣性儀表與先進(jìn)導(dǎo)航技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210096；3. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，哈爾濱 150001）

（1. 東南大學(xué) 儀器科學(xué)與工程學(xué)院，南京 210096；2. 東南大學(xué) 微慣性儀表與先進(jìn)導(dǎo)航技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210096；3. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，哈爾濱 150001）

基于傳統(tǒng)小衛(wèi)星對(duì)軌道和姿態(tài)參數(shù)確定采用分別計(jì)算的復(fù)雜模式，提出了一種利用地磁場(chǎng)和天文信息同時(shí)確定衛(wèi)星軌道和姿態(tài)參數(shù)的新方法。首先通過分析小衛(wèi)星軌道動(dòng)力學(xué) J2模型和衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，建立系統(tǒng)狀態(tài)方程。其次將三軸磁強(qiáng)計(jì)與地磁場(chǎng)模型參考值的矢量作差，分析微分差值與狀態(tài)變量的數(shù)學(xué)關(guān)系，建立定位/定姿觀測(cè)方程。利用星敏感器提供的高精度姿態(tài)信息，建立定姿觀測(cè)方程，同時(shí)利用星敏感器間接敏感地平觀測(cè)折射恒星，建立定位觀測(cè)方程。最后提出基于信息融合的先進(jìn)濾波算法，并通過對(duì)多種導(dǎo)航模式進(jìn)行數(shù)值仿真及結(jié)果分析，論證所設(shè)計(jì)一體化方法提高了系統(tǒng)定軌/定姿的精度和可靠性。

三軸磁強(qiáng)計(jì)；天文導(dǎo)航；軌道姿態(tài)一體化；信息融合

隨著載人航天、探月技術(shù)以及深空探測(cè)技術(shù)的發(fā)展，對(duì)航天器自主導(dǎo)航能力的要求也更加迫切，數(shù)字化、小型化、全自動(dòng)化和多功能化已經(jīng)成為自主導(dǎo)航系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)[1-3]。衛(wèi)星自主導(dǎo)航技術(shù)即僅依靠星載設(shè)備和技術(shù)實(shí)時(shí)在軌為衛(wèi)星提供精確軌道及姿態(tài)參數(shù)，它不僅是衛(wèi)星自主性的一個(gè)重要方面，而且對(duì)于衛(wèi)星在軌生存能力及擴(kuò)展其在空間應(yīng)用能力都具有重要的理論意義和應(yīng)用價(jià)值[4]。

1898年美國Cornell大學(xué)研究學(xué)者首次提出利用地磁場(chǎng)進(jìn)行自主導(dǎo)航的概念以來，地磁場(chǎng)導(dǎo)航逐漸成為導(dǎo)航領(lǐng)域的新研究領(lǐng)域之一[5]。Bar-Itzhack等提出了利用磁強(qiáng)計(jì)測(cè)量地磁場(chǎng)實(shí)現(xiàn)近地探測(cè)器自主導(dǎo)航的方法[6]。Pasiaki等以衛(wèi)星MAGSAT、DE-2和LACE的真實(shí)地磁場(chǎng)矢量模為觀測(cè)值，分別利用最小二乘方法和擴(kuò)展卡爾曼濾波修正地磁場(chǎng)模型誤差和確定衛(wèi)星軌道參數(shù)，并對(duì)算法性能進(jìn)行評(píng)估[7-8]。Deutschmann利用衛(wèi)星ERBS和GRE真實(shí)地磁場(chǎng)矢量為觀測(cè)值，設(shè)計(jì)基于擴(kuò)展 Kalman濾波的衛(wèi)星自主導(dǎo)航方案得到衛(wèi)星軌道信息[6,9]。近年來利用地球物理特征的無源自主導(dǎo)航方法重新激起了國內(nèi)外學(xué)者的研究熱情，國內(nèi)對(duì)地磁場(chǎng)自主導(dǎo)航研究較晚[10]，王鵬提出了近地微小衛(wèi)星的磁測(cè)自主導(dǎo)航方法[11]，趙敏華[12]、高長(zhǎng)生[13]和王淑一[14]等人研究了利用 EKF和 UKF算法進(jìn)行地磁場(chǎng)定位。

星敏感器是高精度的姿態(tài)敏感設(shè)備，利用星光折射間接敏感地平天文導(dǎo)航方法是20世紀(jì)70年代初發(fā)展起來的一種新穎的近地低成本航天器自主天文導(dǎo)航定位方案，其利用高精度星敏感器和大氣對(duì)星光折射的數(shù)學(xué)模型及誤差補(bǔ)償方法精確敏感地平，從而實(shí)現(xiàn)航天器的精度定位[3-4]。實(shí)驗(yàn)研究的結(jié)果表明，這種導(dǎo)航系統(tǒng)能夠達(dá)到定位精度100 m(1σ)、速度精度0.1 m/s(3σ)的較高導(dǎo)航精度，但由于折射導(dǎo)航星個(gè)數(shù)有限，并且觀測(cè)時(shí)間較短，所以不能連續(xù)、長(zhǎng)時(shí)間地提供觀測(cè)信息。

本文探索基于地磁場(chǎng)和天文的小衛(wèi)星軌道和姿態(tài)一體化確定方法，推導(dǎo)一體化系統(tǒng)的狀態(tài)模型和觀測(cè)模型，提出基于信息融合的先進(jìn)濾波算法，旨在通過一體化手段充分利用現(xiàn)有星上資源，實(shí)現(xiàn)敏感器功能擴(kuò)展和資源共享，提高小衛(wèi)星定位和定姿精度和可靠性，降低衛(wèi)星成本和重量，為我國實(shí)施小衛(wèi)星航天工程奠定理論基礎(chǔ)和技術(shù)支持。

1 符號(hào)說明

本文涉及到的多種符號(hào)說明如下：

① 坐標(biāo)系及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換

i 為地心慣性坐標(biāo)系；b 為衛(wèi)星本體坐標(biāo)系；o為衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系；e 為地磁場(chǎng)球面坐標(biāo)系；p為星敏感器像平面坐標(biāo)系；為坐標(biāo)系x轉(zhuǎn)換至y的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣；q為衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)的真實(shí)值；

② 變量說明

^為變量或矩陣的估計(jì)值；Δ為變量或矩陣誤差；?為四元數(shù)乘法；()-1為矩陣求逆或四元數(shù)求反；()×為矢量反對(duì)稱矩陣；δ為微分算子；In×n為n階單位矩陣。

2 衛(wèi)星自主定軌/定姿狀態(tài)方程

2.1 衛(wèi)星軌道狀態(tài)方程

① 軌道動(dòng)力學(xué)模型

選取歷元(J2000.0)地心赤道慣性坐標(biāo)系，則通常選用的衛(wèi)星軌道動(dòng)力學(xué)模型為：

式中，anonspherical是地球非球形攝動(dòng)加速度，a3-body(sun)和 a3-body(moon)是太陽和月球攝動(dòng)加速度， aairdrag是大氣阻力攝動(dòng)加速度， aSRP是太陽光壓攝動(dòng)加速度。② 軌道狀態(tài)方程

式中， w (t)為系統(tǒng)噪聲矢量。

2.2 衛(wèi)星姿態(tài)狀態(tài)方程

① Δq表達(dá)式

定義姿態(tài)四元數(shù)誤差Δq為：

對(duì)式(5)兩變同時(shí)求導(dǎo)，可得：

將式(6)兩邊乘以 q-1，整理可得：

定義衛(wèi)星角速度估計(jì)值 ω?ob為：

由于姿態(tài)四元素的不獨(dú)立性，將導(dǎo)致誤差方差陣的奇異，為了避免濾波過程中的誤差協(xié)方差矩陣的奇異，需對(duì)其進(jìn)行降維處理。

當(dāng)Δq為小量時(shí)，有 Δq4≈1，忽略高階小量，化簡(jiǎn)式(9)，矢量部分Δq可得：

由式(5)，四元數(shù)轉(zhuǎn)換矩陣關(guān)系為：

將式(12)代入式(11)可得：

將式(14)代入式(13)，可得：

設(shè)衛(wèi)星姿態(tài)控制外力矩 Tw=0，則姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程可表示為：

③ 姿態(tài)狀態(tài)方程

式中， wa(t)為系統(tǒng)噪聲矢量。

2.3 衛(wèi)星軌道/姿態(tài)狀態(tài)方程

3 衛(wèi)星自主定軌/定姿狀態(tài)方程

3.1 地磁場(chǎng)導(dǎo)航

3.1.1 地磁場(chǎng)導(dǎo)航原理

1919年成立的國際地磁學(xué)與高空大氣物理學(xué)協(xié)會(huì)主要是進(jìn)行地磁學(xué)和高空大氣學(xué)方面的國際合作與研究，該協(xié)會(huì)成立專門研究部門每隔5年公布一個(gè)新國際地磁參考場(chǎng)，使其得到不斷的修正與完善[8]。地磁場(chǎng)數(shù)學(xué)模型描述采用球諧波模型，地磁場(chǎng)勢(shì)函數(shù)V可表示為：

地磁場(chǎng)在緯度、經(jīng)度和徑向三個(gè)方向上的偏導(dǎo)數(shù)即為地磁場(chǎng)在這三個(gè)方向的分量可表示為：

地磁場(chǎng)矢量 Be在地磁場(chǎng)球面坐標(biāo)系 e與地心慣性坐標(biāo)系i中的關(guān)系可表示為：

3.1.2 地磁場(chǎng)觀測(cè)方程

根據(jù)式(24)，三軸磁強(qiáng)計(jì)測(cè)量方程可表示為：

根據(jù)國際地磁參考場(chǎng)(IGRF)模型，地磁場(chǎng)矢量估計(jì)方程可表示為：

定義磁強(qiáng)計(jì)測(cè)量值 Bmes與國際地磁參考場(chǎng)估計(jì)值 Best誤差ΔB為：

將式(25)和式(26)代入式(27)，則地磁場(chǎng)誤差觀測(cè)方程可表示為：

將式(29)代入式(28)，可得：

將式(31)代入式(30)，可得：

將式(35)代入式(32)右邊第一項(xiàng)，即可得：

根據(jù)微分定義，式(31)右邊第二項(xiàng)可表示為：

綜合式(36)(37)，則三軸磁強(qiáng)計(jì)觀測(cè)方程可寫為：

3.2 星敏感器姿態(tài)確定

3.2.1 星敏感器測(cè)量原理

星敏感器以恒星作為姿態(tài)測(cè)量的參考源，可輸出恒星在星敏感器坐標(biāo)下的矢量方向，為航天器的姿態(tài)確定提供高精度測(cè)量數(shù)據(jù)。安裝在三軸穩(wěn)定衛(wèi)星上的星敏感器由光學(xué)系統(tǒng)和面陣光敏元器件組成，來自星光的平行光經(jīng)過光學(xué)系統(tǒng)，在面陣上聚焦成像圈。在星敏感器像平面坐標(biāo)系 p中，XpYp沿面陣的正交基準(zhǔn)，Zp軸沿中心光軸，(x0, y0)和(xj, yj)分別是Zp軸和星光在XpYp平面上的坐標(biāo)，f為光學(xué)系統(tǒng)的焦距。星光矢量在敏感器坐標(biāo)系中的方向?yàn)椋?/p>

由于星敏感器像平面坐標(biāo)系p與航天器本體坐標(biāo)系 b的姿態(tài)矩陣是可知的，所以可以得到在航天器本體坐標(biāo)系b中恒星星光方向矢量 Sb：

3.2.2 星敏感器觀測(cè)方程

在地心慣性坐標(biāo)系 i中，由于恒星的張角非常小，經(jīng)過長(zhǎng)期天文觀測(cè)，它們?cè)趹T性空間中的方位是精確已知的，恒星星表能夠提供高精度的慣性參考基準(zhǔn)。恒星星光方向矢量在航天器本體坐標(biāo)系b中的測(cè)量值 Ss可表示為：

式中， Si可由星歷表給出。

將式(12)和式(13)代入式(41)，化簡(jiǎn)可得：

設(shè)有兩個(gè)星光矢量確定衛(wèi)星姿態(tài)，由式(42)，星敏感器觀測(cè)方程可表示為：

3.3 間接敏感地平

3.3.1 導(dǎo)航原理

間接敏感地平是利用星敏感器測(cè)量恒星星光在通過地球邊緣大氣層時(shí)所發(fā)生的折射間接得到地平信息，由此確定軌道參數(shù)的一種自主導(dǎo)航方法。衛(wèi)星、地球和折射星三者的幾何關(guān)系如圖3所示。

星光折射角α就通過視高度 ha反映了衛(wèi)星和地球之間的幾何關(guān)系，進(jìn)而建立星光折射視高度 hg與折射角α、大氣密度ρ之間的關(guān)系：

式中， k(λ)為散射參數(shù)， ρ0為高度 h0處的大氣密度，H為密度標(biāo)尺高度。

由圖3中的幾何關(guān)系，可得到：

根據(jù)折射星在大氣中的折射量就能確定當(dāng)?shù)氐仄椒较颍墒?44)和式(45)建立了折射測(cè)量與衛(wèi)星位置之間的關(guān)系。

3.3.2 間接敏感地平觀測(cè)方程

由圖3給出的星光折射幾何位置關(guān)系，定義矢量U為在恒星星光 Sz與衛(wèi)星位置矢量 R組成的平面內(nèi)垂直于恒星星光的單位矢量，即

由圖3所示，衛(wèi)星位置R在矢量U方向上的投影表達(dá)式及其觀測(cè)方程為：

3.3.3 折射星預(yù)測(cè)

本文將折射星觀測(cè)問題轉(zhuǎn)換為星光折射觀測(cè)參數(shù)的預(yù)測(cè)問題：當(dāng)衛(wèi)星沿某一軌道運(yùn)行時(shí)，預(yù)先選定一組折射星，在衛(wèi)星能觀測(cè)到星光折射角α之前，提前確定對(duì)應(yīng)的軌道位置和時(shí)刻以及恒星方向在當(dāng)?shù)剀壍雷鴺?biāo)系中的高度角和方位角能及時(shí)調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)，使星敏感器視場(chǎng)在預(yù)定時(shí)刻對(duì)準(zhǔn)指定折射星。

圖4 水平高度角示意圖Fig.4 The altitude angle figure

如圖4 所示，恒星方向水平高度角可表示為：

如果給定軌道參數(shù)半正焦弦P和偏心率e，衛(wèi)星在軌道上的位置以真近點(diǎn)角f表示，則衛(wèi)星至地心的距離為：

將式(50)帶入式(49)，可得：

從衛(wèi)星向地球方向看去，地球的投影在天球上是一個(gè)小圈。如圖5所示，在衛(wèi)星上進(jìn)行觀測(cè)，位于小圓圓周上的恒星星光都發(fā)生了折射，并且折射角都為α，恒星在小圓O上的位置由方位角φ給出。

圖5 恒星在軌道平面上方位表示Fig.5 The azimuth of star in orbit plane

如圖5所示，設(shè)位于小圓O圓周上的折射星為A，設(shè)其軌道經(jīng)度和緯度(即該折射星在地心軌道坐標(biāo)系中的赤經(jīng)和赤緯)分別為(αp,δp)。考慮圖中的球面直角 三 角 形 OAB， 顯 然OA= θ ， AB = δp，∠A OB = φ，OB = λ，由球面三角形關(guān)系，可得：

將式(51)和式(52)聯(lián)立求解，則由(αp,δp)可確定星光折射觀測(cè)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的真近點(diǎn)角 f，折射星方位角φ可由式(52)得到：

衛(wèi)星標(biāo)稱軌道是由飛行任務(wù)確定的，軌道根數(shù)是已知的。星光折射的觀測(cè)過程可由觀測(cè)時(shí)刻衛(wèi)星的真近點(diǎn)角f以及折射星的方向矢量在當(dāng)?shù)剀壍雷鴺?biāo)系中的方位角φ和高度角θ來描述，而高度角θ又可由衛(wèi)星的真近點(diǎn)角確定，這樣星光折射的觀測(cè)過程可以由離散的二元數(shù)組(fi,θi)(i = 1,2,…, N)表示，N為在一個(gè)軌道周期內(nèi)星敏感器所觀測(cè)到發(fā)生折射的恒星數(shù)目。

在實(shí)際的星光折射觀測(cè)過程中，對(duì)于(fi,θi)有一定的約束和要求。例如，要求 fi沿軌道的分布基本均勻，方位角 φi也有一定的范圍規(guī)定： φmin≤φi≤φmax。方位角范圍指出了恒星將擦射多少地平及地平的哪一個(gè)部分，一般選擇：

由式(52)，可將(fi,θi) 的值轉(zhuǎn)換為地心軌道坐標(biāo)系和地心赤道慣性坐標(biāo)系中的方位(αp,δp)、 (αi,δi)，這樣對(duì)于(fi,θi)的約束條件可以轉(zhuǎn)換為對(duì)于恒星方位的限制范圍，應(yīng)作為“開關(guān) K”切換選取折射星時(shí)考慮的因素。對(duì)于給定的衛(wèi)星標(biāo)稱軌道，恒星的軌道緯度 δp與其方向矢量的方位角φ有對(duì)應(yīng)的關(guān)系，因此可以將對(duì)方位角 φi的約束條件轉(zhuǎn)化為對(duì) δp的約束條件：

4 衛(wèi)星自主定軌/定姿一體化系統(tǒng)

4.1 一體化系統(tǒng)原理

所設(shè)計(jì)一體化系統(tǒng)通過建立狀態(tài)模型和觀測(cè)模型，采用先進(jìn)濾波算法，得到衛(wèi)星軌道和姿態(tài)的最優(yōu)狀態(tài)估計(jì)。

4.2 濾波算法設(shè)計(jì)

根據(jù)設(shè)計(jì)的定位/定姿態(tài)原理，設(shè)計(jì)基于信息融合的自適應(yīng)EKF算法具體步驟如下：

① 全局最優(yōu)估計(jì)

經(jīng)過分散化并行運(yùn)算的濾波處理，得到的兩個(gè)局部估計(jì)值 χ1(t)、χ2(t)和估計(jì)誤差分別為 P1(t)、P2(t)，在主濾波器中按下式進(jìn)行融合，得到全局估計(jì)值：

② 子濾波器估計(jì)與信息分配原則

將全局估計(jì)結(jié)果反饋給兩個(gè)子濾波器，作為k時(shí)刻兩個(gè)子濾波器估計(jì)值：

式中， i= 1,2， β1+ β2=1，0 ≤ βi≤1， Qg為系統(tǒng)狀態(tài)噪聲的方差陣。

信息分配因子選擇的基本原則是在滿足信息守恒公式的前提下與局部濾波器的濾波精度成正比，為了使組合導(dǎo)航系統(tǒng)具有更強(qiáng)的自適應(yīng)能力和容錯(cuò)能力，使用基于估計(jì)誤差陣P的范數(shù)的動(dòng)態(tài)分配信息因子的算法。令

③ 信息融合觀測(cè)更新

根據(jù)新的觀測(cè)信息，對(duì)子濾波器1和子濾波器2進(jìn)行EKF算法，具體算法步驟如下：

特別說明：1）當(dāng)星敏感器2能觀測(cè)到折射星導(dǎo)時(shí)，軌道濾波器進(jìn)行觀測(cè)更新和時(shí)間更新；2）當(dāng)星敏感器2觀測(cè)不到折射星時(shí)，軌道濾波器只進(jìn)行時(shí)間更新。

5 計(jì)算機(jī)仿真及結(jié)果分析

5.1 仿真條件

為驗(yàn)證上述導(dǎo)航方法的有效性，在PC機(jī)上利用Matlab2012b軟件進(jìn)行數(shù)字仿真驗(yàn)證，仿真所使用衛(wèi)星真實(shí)軌道數(shù)據(jù)由STK(Satellite Tool Kit)[15]軟件產(chǎn)生，基本條件如下：

① 軌道參數(shù)：長(zhǎng)半軸為6996.985 km，偏心率為0，軌道傾角為98.3087°，升交點(diǎn)赤經(jīng)20°，近升角距102.8°，過近地點(diǎn)時(shí)刻0；

②姿態(tài)確定敏感器測(cè)量精度：星敏感器2"，三軸磁強(qiáng)計(jì)20 nT，測(cè)量噪聲為高斯零均值白噪聲；

③ 設(shè)星敏感器視場(chǎng)為20°×20°，能觀測(cè)到4 m以上發(fā)生大氣折射的恒星，這時(shí)在每個(gè)軌道周期內(nèi)的折射觀測(cè)在40次左右，但每次觀測(cè)到折射星的數(shù)目不同。在此分析基礎(chǔ)上，設(shè)每個(gè)軌道周期能觀測(cè)到50顆折射星，大氣密度模型精度1%，折射星由星光模擬程序根據(jù)衛(wèi)星位置生成；

④ 設(shè)仿真時(shí)長(zhǎng)：T=10 000 s，濾波周期：t=4 s；

⑤ 設(shè)衛(wèi)星對(duì)地定向并且三軸姿態(tài)穩(wěn)定，暫不考慮衛(wèi)星軌道/姿態(tài)機(jī)動(dòng)。

5.2 數(shù)值仿真

為驗(yàn)證本文的算法，對(duì)所設(shè)計(jì)組合導(dǎo)航模式進(jìn)行計(jì)算機(jī)仿真。① 自主定位

圖7 X/Y/Z方向位置誤差Fig.7 Position error in X/Y/Z direction

圖8 X/Y/Z方向速度誤差Fig.8 Velocity error in X/Y/Z direction

圖9 X/Y/Z方向姿態(tài)角誤差Fig.9 Attitude angle error in X/Y/Z direction

圖10 X/Y/Z方向姿態(tài)角速度誤差Fig.10 Attitude angle velocity error in X/Y/Z direction

表1 不同導(dǎo)航算法濾波結(jié)果比較Tab.1 Comparison on filter results of different algorithms

5.3 結(jié)果分析

對(duì)圖7～圖10及表1給出的三種導(dǎo)航方法數(shù)值仿真結(jié)果進(jìn)行分析，可得以下結(jié)論：

① 利用地磁場(chǎng)信息同時(shí)進(jìn)行定軌和定姿，由于衛(wèi)星軌道動(dòng)力學(xué) J2模型和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型精度有限，以及三軸磁強(qiáng)計(jì)測(cè)量精度較低，因此軌道和姿態(tài)信息精度較低，僅適用中低精度衛(wèi)星自主導(dǎo)航；

② 星敏感器能夠提供高精度的姿態(tài)信息，同時(shí)利用星敏感器間接敏感地平導(dǎo)航精度較高，但是由于折射星數(shù)量以及觀測(cè)條件有限，不能連續(xù)進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間連續(xù)導(dǎo)航。

③ 所設(shè)計(jì)地磁場(chǎng)/天文的一體化組合導(dǎo)航系統(tǒng)不僅克服了地磁場(chǎng)精度不高和天文導(dǎo)航不連續(xù)的情況，而且充分利用了敏感器信息互補(bǔ)增強(qiáng)系統(tǒng)對(duì)不同情況的適應(yīng)能力，取得很好的導(dǎo)航效果，適用于中高精度衛(wèi)星同時(shí)定軌和定姿。

6 小 結(jié)

本文利用三軸磁強(qiáng)計(jì)和星敏感器作為觀測(cè)敏感器建立了軌道和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程，推導(dǎo)了基于信息融合的衛(wèi)星軌道姿態(tài)一體化確定算法，并進(jìn)行了數(shù)學(xué)仿真，結(jié)果表明了該算法的可行性和有效性，仿真精度表明能夠滿足高中精度小衛(wèi)星軌道和姿態(tài)確定任務(wù)需求。通過本文研究探索了一條實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星軌道和姿態(tài)同時(shí)確定的新途徑和新方法，改善了系統(tǒng)的確定精度，提高了星上常用敏感器的利用效率，為“好、快、省”的微小衛(wèi)星設(shè)計(jì)與研制提供了一條可行的技術(shù)途徑。

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一種小衛(wèi)星高精度自主定軌/定姿一體化新方法

王 鵬1,2，張迎春3

New method for high-precision autonomous determination of integrated orbit/attitude of small satellite

WANG Peng1,2, ZHANG Ying-chun3
(1. School of Instrument Science and Engineering, Southeast University, Nanjing 210096, China; 2. Key Laboratory of Micro-Inertial Instrument and Advanced Navigation Technology of Ministry of Education, Southeast University, Nanjing 210096, China; 3. Harbin institute of technology, Institute of Astronautics, Harbin 150001, China)

A new method for simultaneously determining the orbit and attitude of satellite based on threeaxis-magnetometer (TAM) and celestial data is presented, which is a breakthrough over traditional pattern of separately treating the satellite’s orbit and attitude. Firstly, the system state equation is established by analyzing the satellite orbit dynamics J2model and deducing the satellite attitude dynamics model. By utilizing the differences between the measured and computed magnetic field components, a set of measurement equation is established. By utilizing the attitude information and indirect sensing horizon from star sensor, another group of measurement equations are established. The autonomous navigation method and algorithm are designed and simulated. The results of computer simulation show that the proposed system improves the navigation precision and reliability.

three-axis magnetometer; celestial navigation; integrated orbit and attitude determination; information fusion

聯(lián) 系 人：張迎春（1961—），男，教授、博導(dǎo)，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。

1005-6734(2014)06-0741-07

10.13695/j.cnki.12-1222/o3.2014.06.008

V448.2

A

2014-07-01；

2014-10-20

江蘇省自然科學(xué)基金（BK20130636）；中國航天科技集團(tuán)公司衛(wèi)星應(yīng)用研究院創(chuàng)新基金項(xiàng)目（2012-1510）；東南大學(xué)微慣性儀表與先進(jìn)導(dǎo)航技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開放基金項(xiàng)目（201211）

王鵬（1979—），男，博士，講師，研究方向航天器組合導(dǎo)航及姿態(tài)確定技術(shù)。E-mail：snowpeng@gmail.com