卫星编队飞行的双参考向量定姿法

卫星编队飞行的双参考向量定姿法 1 2 3 林 雪,张育林,刘昆 ()1 . 空军指挥学院 ,北京 100089 ; 2 . 装备指挥技术学院 ,北京 101416 ; 3 . 国防科技大学 ,湖南 长沙 410073 ( ) 摘 要 :以微型扫描激光距离探测器 MS2L R F为测量工具 ,将卫星绝对姿态确定 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 中的双参考向量法用于 卫星相对姿态的确定 ,给出了确定方法并对测量精度进行了分析 。 关键词 :卫星 ; 编队飞行 ; 微型扫描激光距离探测器 ; 双参考向量法 ; 相对姿态确定 中图分类号 : V474 . 2 文献标识码 :A Relative Attitude Determination Method of Multi2Satell ites Forma tion Flying by Two Ref erence Vectors 1 2 3 L IN Xue, ZHAN G Yu2lin, L IU Kun (1 . Air Force Co mmand College , Beijing 100089 , China ; 2 . Instit ute of Co mmand and )Technology , Beijing 101416 , China ; 3 . NUD T , Changsha Hunan 410073 , China Abstract : The t wo2reference vectors determinatio n met hod of satellite absolute at tit ude is applied to determine t he relative at tit ude amo ng satellites in formatio n flying by using micro2scanning laser range finder in t his paper . The determinatio n met hod is given and t he p recisio n of measurement is analyzed. Key words : Satellite ; Formatio n flying ; Micro2scanning laser range finder ; Two2reference vectors met hod ; Determinatio n met hod of relative at tit ude 线在参考坐标系中的方位可以根据星历表精确算 0 引言 ,由这两个恒星视线组成的参考向量可以 出 。因此 有一种确定卫星绝对姿态的方法被称为参考向 1 确定卫星的绝对姿态。 量法 。所谓参考向量 ,就是在参考坐标系中方位已 在卫星编队飞行中 ,以卫星代替恒星 ,采用双参 知的情况下 ,用星上姿态敏感器测得的卫星本体坐 考向量法可确定卫星的相对姿态 。确定卫星编队飞 标系中方位的向量 。如果在参考坐标系中有两个已 行相对位置和姿态的最常用方法是全球卫星定位系 知的不共线参考向量 ,并可以测得某一时刻它们在 ( ) 统 GPS法 ,它是美国国防部研制的第二代卫星导卫星本体坐标系中的位置 ,那么就能够确定该时刻 航系统 。而用 M S2L R F 进行卫星编队飞行相对姿 卫星在参考坐标系中的姿态 。 参考向量法是最基本的姿态测量和确定方法 。态确定 ,是一种不常用的方法 ,但却符合自主导航的 参考向量一般包括光学 、地磁和重力场等 ,其中 ,常 设计思想 。 用的光学参考向量为恒星视线 。在人造地球卫星上 为此 ,本文对用于卫星编队飞行的双参考向量 装备恒星敏感器 ,可以测得某一时刻天空中两个恒 定姿法进行了研究 。 星视线在本体坐标系中的方位 ,而此时两个恒星视 1 M S2L R F 的应用 收稿日期 :2003204208 ;修回日期 :2003204228 在卫星编队飞行中 ,卫星间相对姿态和相对位 ( ) 作者简介 :林 雪 1970 —,女 , 讲师 , 博士生 , 主要研究方向为置的确定非常重要 。载波相位差分 GPS 是在轨确 态 ,受环境的影响就较小 。 近年来 , 出 现 了 一 种 被 称 为 光 学 微 机 电 系 统 ( ) ( ) M EM S或 微 光 电 子 机 械 系 统 MO EM S的 新 技 术 ,它融合了微光学的先进技术 ,对元件和系统作了 小型化和其他改进 ,设计了一些新颖的有活动控制 的微光电子机械设备 ,如光阀 、微型阵列镜片 、可变 2 聚焦镜和可调滤光镜等部件。 所谓 M S2L R F 是指通过机械装置使激光束可 图 2 用 MS2L RF 确定编队飞行卫星的相对姿态 θθ以在 x 轴和 y 轴方向转动 , 相应的转动角 和可x y Fig. 2 The relative attitude determined by MS2L RF 以测知的激光测距仪 。这是一种机电一体化的产 [ 3 ] 品 , 其结 构 如 图 1 所 示。装 备 在 卫 星 上 的 M S2 L R F 可以进行空间扫描 , 发现目标并测出与目标的 距离 。配以一定的算法 , 就可以确定编队飞行卫星 的相对位置和相对姿态 。 图 3 高程角和方位角示意图 Fig. 3 The elevation and azimuth angle A A A A T L = x y z ] , CCC C 且 图 1 微型扫描激光距离探测器 A A A A θωx Rco s co s BB B BFig. 1 The structure of MS2L RF A A A A θωy Rco s sin = ; BB B B A A A 编队飞行的多颗卫星中 , 每颗卫星都装有 1 个 z θsin R B B B M S2L R F 、1 个角反 射 器 、1 套 无 线 电 收 发 装 置 和 1BB 卫星 B 测得的向量分别为 L 、L ; 卫星 C 测得的 A C 个用于处理测量数据的 CPU 。C C 向量分别为 L 、L 。A B 则 , 在卫星 A 的本体坐标系中测得的卫星 A 到2 相对姿态确定 A 卫星 B 的向量为 L , 在卫星 B 的本体坐标系中测B A 、B B 在三星编 队 飞 行 中 , 设 3 颗 卫 星 分 别 为得的卫星 A 到卫星 B 的向量为 - L ; 在卫星 A 的 A C 。由 M S2L R F 测得的相对姿态如图 2 所示 。其 和 本体 坐 标 系 中 测 得 的 卫 星 A 到 卫 星 C 的 向 量 为A A A A A (θω) (θω 中 ,卫星 A 测得的参数为 , , R 和 , ,B B B C C A ,在卫星 B 的本体坐标系中测得的卫星 A 到卫L C A ) ( θω 为激光束在 x 轴方向的偏角 ; 为激R 此处 , C B B 星 C 的向量为 L - L 。C A 光束 在 y 轴 方 向 的 偏 角 ; R 为 M S2L R F 测 得 的 距 这样 , 卫星 A 、B 的本体坐标系就各有了两个B B ) (θω 离 , 如 图 3 所 示; 卫 星 B 测 得 的 参 数 为 , ,A A 不共线的参考向量 。在卫星 A 的本体坐标系 A 2x y zB B B B C C ) (θω) (θωR 和 ,, R ; 卫星 C 测得的参数为 ,,AA A C C CA A 中 , S = L , S= L ; 在 卫 星 B 的 本 体 坐 标 系 B2 2 1 B C C C C C ) (θω) 和 ,, R。R 3 B 3 B B A B B B ( x y z 中 , S = - L , S = L - L S 、S 分此处 , 1 2 1 A 2 C A 因此 , 卫星 A 测得的向量分别为 别为卫星 B 在卫星 A 的本体坐标系 A 2x y z 中的两 A A A A T 3 3 L = [ x yz ] , B BBB 个不共线的参考向量 ; S 、S 分别为这两个参考 ) A向量在卫星 B 的本体坐标系 B2x y z 中的方位。 = A?A . B A CA B C3 3 3 S。设 B2x y z 在×记 S= S×S, S= S 用最小二乘法和卡尔曼滤波等统计估计的方 3 1 2 2 3 1 A 2x y z 中的姿态矩阵为 A , 则 法 ,可以去除传感器的噪声干扰 。3 ( ) S = AS , i = 1 , 2 , 3. 这样 ,某些卫星之间的相对姿态可以用双参考 i i 向量法直接测得 ,而另一些卫星之间的相对姿态可 令 S、S、S组成矩阵 B 的 3 列 , 即 1 2 3 以间接测得 。将姿态确定信息传送给主卫星或地面 B = [ SSS] . 1 2 3 3333 站 ,就可以获得整个编队飞行系统的相对姿态 。 S , 那么有记矩阵 B = [ S S 3 1 2 3333 若在某颗卫星上装有绝对姿态测量系统 ,可以B = [ SSS ] = 1 2 3 测得该颗卫星在天体参考坐标系中的绝对姿态 ,再 [ ASASAS] = 123 根据相对姿态信息 ,就可求得编队飞行系统中每颗 A [ SS S] = AB . 123 卫星的绝对姿态 。这既可节省测量设备 ,又能提高 因为 S、S不共线 , 且矩阵 B 可逆 , 所以 1 2 姿态确定的速度 。 3 - 1 B B .A = 由于每颗卫星上都装备有 M S2L R F ,测得的参3 - 1 B 与 B 可以通过测量获得 , 由此可求得姿考向量有冗余 ,在两个坐标系中能获得多个参考向 态矩阵 A 。量 。对此可以用最小二乘法进行数据处理 ,提高姿 态确定精度 ,消除误差值 。 3 误差分析 因为 M S2L R F 本身存在随机噪声 、测距和测角 4 结束语 等测量误差 , 所以卫星测得的参考向量并不精确 , 与 本文以 M S2L R F 为测量工具 ,将卫星绝对姿态 实际参考向量存在偏差 。由经典的绝对姿态确定方确定方法引入卫星的相对姿态确定 ,描述了该方法 法可知 , 姿态确定的精度不仅取决于传感器的测量 的原理和步骤 ,并对可能的误差进行了分析 。目前 , 精度 , 而且与基线长度有关 。基线长度越大 , 即两个 该方法的有关硬件试验设备和程序实现正在研制之 参考向量越接近垂直 , 姿态确定的精度就越高 ; 反 中 。 之 , 基线长度越小 , 甚至趋于 0 , 即两个参考向量越 接近于平行或反平行 , 姿态确定精度就越差 。因此 , 参考文献 在卫星编队飞行中 , 用双参考向量法确定卫星的相 屠善澄. 卫星姿态动力学与控制 M . 北京 : 宇航出 1 版社 , 1998 . 对姿态 , 所选的 3 颗卫星应成一定的角度分布 。对 2 SA T IO H , HASHIMO TO T , KASAMU RA K , et al . 编队飞行的多颗卫星 , 可以 3 颗为一组确定其相对 Micro2scanning laser range finders and positio n2at tit ude 姿态 。若卫星 A 、B 、C 几乎共线 , 求得的相对姿态 t h determinatio n for formatio n flight C . 13 Annual A2 精度相应很低 , 而卫星 A 、B 、D 相互成一定的角度 , IAA/ U SU Co nference o n Small Satellites , 1999 . 那么以 A 、B 、D 三颗卫星为一组 , 就可求得卫星 B CR EAM ER G N . Multiple quant um well ret ro modulators 3 相对于卫星 A 的相对姿态 A, 以卫星 A 、C 、D 为 B A for spacecraf t2to2spacecraf t laser interrogatio n , co mmuni2 一组 , 求得卫星 C 相对于卫星 A 的相对姿态 A , t h CA catio n , and navigatio n C . 15 Annual A IAA/ U SU 则卫星 B 相对于卫星 C 的姿态 A为B CCo nference o n Small Satellites , 2001 . 下 期要目 进化算法在系统可靠性多目标优化中的应用 微小卫星反作用飞轮控制方法研究 防空信 息战系统的灰色层次关联评价模型 高速 DQ PS K 解调器的算法及实现 小样本及小失效数系统可靠性分析 file:///D|/新建 Microsoft Word 文档.txt df机及ov及ojxlkvjlkxcmvkmxclkjlk;jsdfljklem,.xmv/.,mzxlkjvolfdjiojvkldf file:///D|/新建 Microsoft Word 文档.txt2012/8/2 16:09:56