本发明提供一种自旋状态下的姿态确定系统，它是由GPS接收天线、GPS接收机、MEMS陀螺仪和安装板组成；它们相互之间的关系是：GPS接收天线和安装板连接，固定在安装板的一侧；GPS接收机和安装板连接，固定在安装板上与GPS接收天线相反的一侧；MEMS陀螺仪和安装板连接，固定在安装板上与GPS接收机相同的一侧；本发明具有轨道确定的功能,既能确定航天器的姿态，也能确定航天器的运行轨道,它体积小、重量轻、价格低廉、集成度高，具有广泛的应用性。
1.一种自旋状态下的姿态确定系统，其特征在于：它是由GPS接收天线、GPS接收机、MEMS陀螺仪和安装板组成；它们相互之间的关系是：GPS接收天线和安装板连接，固定在安装板的一侧；GPS接收机和安装板连接，固定在安装板上与GPS接收天线相反的一侧；MEMS陀螺仪和安装板连接，固定在安装板上与GPS接收机相同的一侧；
所述的GPS接收天线采用自馈相四臂螺旋天线单元，下部采用锥形结构，用来与安装板连接，同时作为上部的支撑结构，上部为圆柱状结构，是天线主要部分，GPS接收天线的外壳采用透波材料，内部为金属螺旋结构；它与安装板固连，固定在安装板的一侧，在航天器上安装时在航天器的外侧，用于接收GPS卫星信号；该GPS接收天线能够适应空间恶劣的温度、辐照、高真空环境；
所述的MEMS陀螺仪，其整体为集成电路结构，它采用了闭合回路、数字输出、传感器芯片和集成电路芯片分开平放连线的封装方法；它与安装板固连，固定在安装板上与GPS接收机相同的一侧，在航天器上安装时朝向航天器的内部；该MEMS陀螺仪输出航天器的自旋角速度信息；
所述的安装板为方形金属板，上面有预留的螺钉安装孔位，用来与其他部分连接，安装板中心位置安装GPS天线，中间有圆孔，用来引出导线；它为系统各设备的固定器件，并用于与航天器的安装；
所述的GPS接收机为集成电路结构，由变频器、微处理器、存储器组成，集成封装在一块电路板上；它与安装板固连，固定在安装板上与GPS接收天线相反的一侧，在航天器上安装时朝向航天器的内部；该GPS接收机接收GPS测量信号并对信号进行解码，计算出GPS卫星的位置、速度和时间参数；该GPS接收机处理器内置姿态确定算法，能结合GPS接收天线和MEMS陀螺仪的测量数据计算出自旋航天器的姿态信息。
2.根据权利要求1所述的一种自旋状态下的姿态确定系统的姿态确定方法，其特征在于：其姿态确定方法的实施步骤如下：步骤一：初始化
当GPS卫星可见星较多时，选择式(1)；当可见星数目较少及需要进行高精度的轨道运动和章动运动解耦时，选择式(2)；式中，α、β为角动量坐标系与惯性参考坐标系对应x,y轴的夹角；Π为相位缠绕；θ为章动角；ψ0， 为初始姿态角； 为 的三维修正量；
航天器本体坐标系xbybzb中，基线向量 与yb同轴，表示为：bB＝[0 ra 0]·············(4)式(4)中，ra为GPS天线到航天器质心的距离；
bi＝RiHRHBbB·············(5)式(5)中，RiH为由角动量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，RHB为由本体系到角动量坐标系的转换矩阵；利用式(4)得到测量量和状态量的关系式：卫星章动运动在角动量坐标系下表示为：
在轴对称且无转矩的情况下，卫星运动严格遵守以下关系：式(7)和(8)中，ωl惯性章动角速度，ωp为体章动角速度，IT为横向转动惯量，I3为最大的转动惯量，θ为章动角， 为自旋角速度，由陀螺仪输出；
利用上述方程，就能递推得到t时刻的卫星状态量的理论值；
式(15)中，ωc为GPS信号发射频率， 是由于天线圆极化引起的相位缠绕，const为未知常数； 为由GPS接收天线到GPS卫星的视线向量：式(15)和(16)中，定义自旋航天器本体坐标系为xbybzb，为GPS接收天线在自旋航天器本体系中的安装向量， 为GPS卫星在自旋航天器本体坐标系中的位置； 的值利用GPS卫星和自旋航天器的相对轨道运动确定；为相对运动的估计误差，是位置估计的修正量；利用 和 表示方法，是为了将载波相位测量量中的轨道运动解耦；
将式(15)的载波相位观测方程进行历元差分以避免模糊度求解：每一历元的载波相位观测方程进行历元差分，就能得到测量更新；
通过不断的递推就能得到各个测量时刻的待估参数，从而精确地确定航天器的姿态；
综上，利用单MEMS陀螺仪和GPS接收机对自旋航天器进行姿态确定的方法，可以将GPS测量中的位置和姿态信息进行解耦，得到航天器的姿态确定结果和轨道确定结果，能够满足自旋航天器姿态确定的需求。
一种自旋状态下的姿态确定系统
技术领域
[0001] 本发明提供一种自旋状态下的姿态确定系统，它涉及一种对自旋航天器进行姿态确定的方法，属于导航定位定姿技术领域。
背景技术
[0002] 人造卫星等航天器已经广泛应用于人类生活的各个领域中，而航天器发挥其功能的关键是能够准确的获取航天器的姿态信息并确定航天器姿态。作为姿态确定系统的重要组成部分，航天器上的姿态敏感器和姿态确定算法的精度综合决定了姿态确定的精度。通常，人们选取不同的姿态敏感器组合配置，从而获取更高的姿态确定精度，具体的组合方式则需要根据航天器的定姿精度要求、成本、重量等因素来决定。
[0003] 目前使用的集中典型的定姿系统组合有“地球敏感器+陀螺仪”、“太阳敏感器+地球敏感器+陀螺仪”、“星敏感器+陀螺仪”。其中，星敏感器精度高，但是成本较高，而且利用星敏感器定姿算法复杂，计算量大；地球敏感器受轨道影响大，无法量测偏航轴信息；太阳敏感器无法连续工作。
[0004] 全球定位系统(GPS，Global Positioning System)是美国建立的一种卫星导航系统，能够为用户提供实时的三维导航服务。随着GPS应用的推广和完善，利用GPS测量数据对航天器进行精密定轨也越来越普遍，GPS接收机现在几乎已经成了航天器的标准设备。微电子机械系统(MEMS，Micro Electro Mechanical Systems)陀螺仪价格低廉、集成度高、占板面积小、灵活度高，可以为姿态确定系统提供角速度输出信息。
[0005] 综上，利用单GPS接收机和MEMS陀螺仪的姿态确定系统具有巨大的研究与应用价值，其设备要求简单，体积小、集成度高、价格便低廉，具有更大的普及与实用价值。本系统利用自旋航天器GPS测量数据姿轨信息耦合的特点，可以实现利用单GPS接收机和MEMS陀螺仪确定自旋航天器姿态；同时，针对自旋航天器出现的章动运动，利用本系统的姿态确定算法能够确定有章动自旋航天器姿态；GPS测量数据包含轨道信息，可用于确定航天器的姿态，同时也能确定航天器的轨道，通过该小型化的集成系统实现姿轨确定的目的。
发明内容
[0006] (一)发明目的：本发明的目的是提供一种自旋状态下的姿态确定系统。该系统由GPS接收天线和接收机来接收GPS卫星数据，由MEMS陀螺仪输出角速度信息，通过姿态确定算法，解算出自旋航天器的姿态信息，从而到达姿态确定的目的。
[0007] (二)技术方案
[0008] 本发明一种自旋状态下的姿态确定系统，是由GPS接收天线、GPS接收机、MEMS陀螺仪、安装板组成；它们相互之间的关系是：GPS接收天线和安装板连接，固定在安装板的一侧；GPS接收机和安装板连接，固定在安装板上与GPS接收天线相反的一侧；MEMS陀螺仪和安装板连接，固定在安装板上与GPS接收机相同的一侧。
[0009] 所述的GPS接收天线采用自馈相四臂螺旋天线单元，它的形状构造是：下部采用锥形结构，用来与安装板连接，同时作为上部的支撑结构，上部为圆柱状结构，是天线主要部分，GPS接收天线的外壳采用透波材料，内部为金属螺旋结构；它与安装板固连，固定在安装板的一侧，在航天器上安装时在航天器的外侧，用于接收GPS卫星信号。本系统GPS接收天线采用航天通用的GPS接收天线，要求能接收GPS卫星信号，天线相位稳定度较高，材料稳定性好，能够适应空间恶劣的温度、辐照、高真空环境。
[0010] 所述的MEMS陀螺仪的形状构造是：MEMS陀螺仪整体为集成电路结构，它采用了闭合回路、数字输出、传感器芯片和集成电路芯片分开平放连线的封装方法；它与安装板固连，固定在安装板上与GPS接收机相同的一侧，在航天器上安装时朝向航天器的内部。MEMS陀螺仪选择常用的MEMS陀螺仪，输出航天器的自旋角速度信息。
[0011] 所述的安装板的形状构造是：安装板为方形金属板，上面有预留的螺钉安装孔位，用来与其他部分连接，安装板中心位置安装GPS天线，中间有圆孔，用来引出导线；它为系统各设备的固定器件，并用于与航天器的安装。
[0012] 所述的GPS接收机的形状构造是：GPS接收机为集成电路结构，由变频器、微处理器、存储器等组成，集成封装在一块电路板上；它与安装板固连，固定在安装板上与GPS接收天线相反的一侧，在航天器上安装时朝向航天器的内部。GPS接收机选用常用的星载接收机，接收GPS测量信号并对信号进行解码，计算出GPS卫星的位置、速度和时间参数。GPS接收机处理器内置姿态确定算法，可以结合GPS接收天线和MEMS陀螺仪的测量数据计算出自旋航天器的姿态信息。
[0013] 本发明一种自旋状态下的姿态确定系统，其姿态确定方法的实施步骤如下：
[0014] 步骤一：初始化
[0015] 自旋航天器的姿态确定的状态量可以表示为：
[0016]
[0017]
[0018] 当GPS卫星可见星较多时，选择式(1)；当可见星数目较少或需要进行高精度的轨道运动和章动运动解耦时，选择式(2)。式中，α、β为角动量坐标系与惯性参考坐标系对应x,y轴的夹角；Π为相位缠绕；θ为章动角；ψ0， 为初始姿态角； 为 的三维修正量。
[0019] 状态方程和协方差初始化：
[0020]
[0021] 步骤二：状态更新
[0022] 航天器本体坐标系xbybzb中，基线向量 与yb同轴，可表示为：
[0023] bB＝[0 ra 0] (4)
[0024] 式(4)中，ra为GPS天线到航天器质心的距离。
[0025] 在惯性参考坐标系中，基线向量可以表示为：
[0026] bi＝RiHRHBbB (5)
[0027] 式(5)中，RiH(α,β)为由角动量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵， 为由本体系到角动量坐标系的转换矩阵。利用式(4)得到测量量和状态量的关系式：
[0028]
[0029] 卫星章动运动在角动量坐标系下可表示为：
[0030]
[0031] 在轴对称且无转矩的情况下，卫星运动严格遵守以下关系：
[0032]
[0033] 式(8)中，ωl惯性章动角速度，ωp为体章动角速度，IT为横向转动惯量，I3为最大的转动惯量，θ为章动角。ωzb为自旋角速度，可由陀螺仪输出。
[0034] 利用上述方程，就可以递推得到t时刻的卫星状态量的理论值。
[0035] 步骤三：构造Sigma点
[0036] 当k＞1时，利用方程
[0037]
[0038] 构造2n+1个Sigma点
[0039]
[0040] 步骤四：计算预测Sigma点
[0041]
[0042] 步骤五：计算预测Sigma点的均值和方差
[0043]
[0044]
[0045] 其中，
[0046]
[0047] 步骤六：测量更新
[0048] 载波相位观测量φc(t)可表示为:
[0049]
[0050] 式(15)中，ωc为GPS信号发射频率， 是由于天线圆极化引起的相位缠绕，const为未知常数。 为由GPS接收天线到GPS卫星的视线向量：
[0051]
[0052] 式(15)中，定义自旋航天器本体坐标系为xbybzb， 为GPS接收天线在自旋航天器本体系中的安装向量， 为GPS卫星在自旋航天器本体坐标系中的位置。 的值可以利用GPS卫星和自旋航天器的相对轨道运动确定； 为相对运动的估计误差，是位置估计的修正量；利用 和 表示方法，是为了将载波相位测量量中的轨道运动解耦。
[0053] 将式(15)的载波相位观测方程进行历元差分以避免模糊度求解：
[0054]
[0055] 每一历元的载波相位观测方程进行历元差分，就可以得到测量更新。
[0056] 步骤七：状态均值和协方差更新
[0057]
[0058]
[0059]
[0060] 其中，
[0061]
[0062]
[0063]
[0064] 通过不断的递推就可以得到各个测量时刻的待估参数，从而精确地确定航天器的姿态。
[0065] 综上，利用单MEMS陀螺仪和GPS接收机对自旋航天器进行姿态确定的方法，可以将GPS测量中的位置和姿态信息进行解耦，得到航天器的姿态确定结果和轨道确定结果，能够满足自旋航天器姿态确定的需求。
[0066] (三)优点
[0067] 本发明的一种自旋状态下的姿态确定系统的优点在于：
[0068] ①本发明中提出一种新的用于对自旋航天器进行姿态确定的系统。
[0069] ②本发明提出的姿态确定系统，体积小、重量轻、价格低廉、集成度高。GPS接收天线和接收机、MEMS陀螺仪都是集成化的产品，而且GPS接收天线和接收机本来就是航天器必备的轨道确定设备，与MEMS陀螺集成后，大大减小了姿轨确定系统的体积，且价格低廉。
[0070] ③本发明提出的姿态确定系统，具有更加广泛的应用性。使用GPS接收天线和MEMS陀螺仪测量数据，可以对卫星、探测器、空间站等在轨自旋航天器定姿，而且无论航天器是否具有章动运动，定姿系统都能给出高精度姿态确定结果。
[0071] ④本发明提出的姿态确定系统，具有轨道确定的功能。GPS接收机和GPS接收天线接收GPS测量数据，该数据耦合了航天器轨道和姿态的信息，利用陀螺仪输出的角速度信息可以对其进行解耦，既能确定航天器的姿态，也能确定航天器的运行轨道。
[0072] ⑤
附图说明
[0073] 图1是本发明所述的姿态确定系统的结构布局示意图。
[0074] 图1A是本发明姿态确定系统的另一视角结构布局示意图。
[0075] 图2是本发明姿态确定系统的姿态确定方法流程图。
[0076] 图中序号、代号说明如下：
[0077] 1.GPS接收天线 2.GPS接收机
[0078] 3.MEMS陀螺仪 4.安装板
具体实施方式
[0079] 下面将结合附图和计算过程对本发明做进一步的详细说明。
[0080] 本发明是一种自旋状态下的姿态确定系统，该系统包括GPS接收天线、GPS接收机、MEMS陀螺仪、安装板等设备，系统成本较低、集成度高、可靠性好、适用范围广，能满足自旋航天器姿态确定的需求。
[0081] 参见图1、图1A，本发明的一种自旋状态下的姿态确定系统，其组成包括：GPS接收天线1、GPS接收机2、MEMS陀螺仪3、安装板4。
[0082] 所述的GPS接收天线1安装在安装板4的一侧，在航天器在轨飞行中安装于航天器外侧，负责接收GPS卫星信号。
[0083] 所述的GPS接收机2安装在安装板4的另一侧，在航天器在轨飞行中安装于航天器内侧，负责对GPS接收天线接收到的卫星信号进行采样和接收，并对信号进行解码，计算出接收机的位置、速度、姿态和时间参数。
[0084] 所述的MEMS陀螺仪3与GPS接收机2安装在安装板4的同一侧，在航天器在轨飞行中安装于航天器内侧，负责对航天器的姿态运动进行测量，输出角速度信息。
[0085] 所述的安装板4为系统固定装置，可根据航天器的安装孔位调整其形状和大小，负责固定系统其它硬件设备。
[0086] 参见图2，本发明的一种自旋状态下的姿态确定系统，其姿态确定方法的具体实施步骤如下：
[0087] 步骤一：初始化
[0088] 自旋航天器姿态确定的状态量可以表示为：
[0089]
[0090]
[0091] 当GPS卫星可见星较多时，选择式(27)；当可见星数目较少或需要进行高精度的轨道运动和章动运动解耦时，选择式(28)。式中，α、β为角动量坐标系与惯性参考坐标系对应x,y轴的夹角；Π为相位缠绕；θ为章动角；ψ0， 为初始姿态角； 为 的三维修正量。
[0092] 对状态方程和协方差进行初始化：
[0093]
[0094] 步骤二：状态更新
[0095] 在航天器本体坐标系xbybzb中，基线向量 与yb同轴，可表示为：
[0096] bB＝[0 ra 0] (27)
[0097] 式(30)中，ra为GPS天线到航天器质心的距离。
[0098] 在惯性参考坐标系中，基线向量可以表示为：
[0099] bi＝RiHRHBbB (28)
[0100] 式(31)中，RiH(α,β)为由角动量坐标系到惯性坐标系的转换矩阵， 为由本体系到角动量坐标系的转换矩阵。利用式(30)得到测量量和状态量的关系式：
[0101]
[0102] 卫星章动运动在角动量坐标系下可表示为：
[0103]
[0104] 在轴对称且无转矩的情况下，卫星运动严格遵守以下关系：
[0105]
[0106] 式(34)中，ωl惯性章动角速度，ωp为体章动角速度，IT为横向转动惯量，I3为最大的转动惯量，θ为章动角。ωzb为自旋角速度，可由陀螺仪输出。
[0107] 利用上述方程，就可以递推得到t时刻的卫星状态量的理论值。
[0108] 步骤三：构造Sigma点
[0109] 当k＞1时，利用方程
[0110]
[0111] 构造2n+1个Sigma点
[0112]
[0113] 步骤四：计算预测Sigma点
[0114]
[0115] 步骤五：计算预测Sigma点的均值和方差
[0116]
[0117]
[0118] 其中，
[0119]
[0120] 步骤六：测量更新
[0121] 载波相位观测量φc(t)可表示为:
[0122]
[0123] 式(41)中，ωc为GPS信号发射频率， 是由于天线圆极化引起的相位缠绕，const为未知常数。 为由GPS接收天线到GPS卫星的视线向量：
[0124]
[0125] 式(42)中，定义自旋航天器本体坐标系为xbybzb， 为GPS接收天线在自旋航天器本体系中的安装向量， 为GPS卫星在自旋航天器本体坐标系中的位置。 的值可以利用GPS卫星和自旋航天器的相对轨道运动确定； 为相对运动的估计误差，是位置估计的修正量；利用 和 表示方法，是为了将载波相位测量量中的轨道运动解耦。
[0126] 将式(41)的载波相位观测方程进行历元差分以避免模糊度求解：
[0127]
[0128] 每一历元的载波相位观测方程进行历元差分，就可以得到测量更新。
[0129] 步骤七：状态均值和协方差更新
[0130]
[0131]
[0132]
[0133] 其中，
[0134]
[0135]
[0136]
[0137] 通过不断的递推就可以得到各个测量时刻的待估参数，从而精确地确定航天器的姿态。
[0138] 综上，利用单MEMS陀螺仪和GPS接收机的自旋航天器姿态确定系统进行姿态确定的方法，可以将GPS测量中的位置和姿态信息进行解耦，得到航天器的姿态确定结果和轨道确定结果，能够满足自旋航天器姿态确定的需求。
