一種多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法與測試平臺技術

本發明專利技術涉及一種多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法與測試平臺，平臺包括試驗主控模塊、姿態控制模塊、執行機構模擬器、實時仿真目標機、三軸速率轉臺、敏感器模塊、姿態確定模塊以及干擾注入模塊；所述的測試平臺是一類通用化測試平臺，能夠通過干擾注入模塊完成不同類型干擾噪聲注入，此外能夠在線選擇姿態確定模塊中姿態確定算法類別，完成不同類型抗干擾姿態姿態確定算法濾波性能的對比分析；所述抗干擾姿態確定方法，能夠有效解決由于敏感器模塊存在的陀螺儀一階馬爾科夫噪聲、載體振動諧波噪聲以及高斯白噪聲等多源噪聲帶來的姿態確定精度下降的問題；本發明專利技術適用于航空航天領域的地面仿真驗證，可應用于航天器姿態確定系統的高精度姿態與位置測量。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及一種多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法與測試平臺及測試方法，所涉及的平臺是一種通用化的測試平臺，能夠提供不同類型的干擾，并能為不同類型抗干擾姿態確定方法提供測試對比分析平臺；所涉及的抗干擾姿態確定方法能夠對航天器姿態確定系統遭受的多源干擾進行干擾補償和抑制，能夠有效的提高姿態確定精度。本專利技術屬于航天器的高精度姿態確定領域。
技術介紹
衛星、航天飛機等航天器在整個任務周期內，都需要獲知精確的姿態信息，繼而才能夠完成高精度的姿態控制，從而能夠順利完成指定任務。從人類1957年首顆航天器發射升空以來，研究者對于航天器的姿態確定系統的重要組成部分敏感器展開了卓有成效的研究工作，期望不斷提升敏感器的精度來提高姿態確定系統的精度，但是隨著任務以及材料和科技水平所限，敏感器的精度并不能一直得到提升。此外敏感器的精度不僅僅受自身的限制，同時還會受到搭載敏感器的航天器的影響，此部分影響并不能在敏感器設計過程中給與除去，因此廣大的研究者針對姿態確定算法開展了研究。傳統的Kalman濾波逐漸成為絕大多數航天器姿態確定算法的核心部分。在航天器系統僅僅受到高斯白噪聲影響時，Kalman濾波能夠很有效的完成姿態確定的目標，但是航天器系統工作環境惡劣，導致航天器系統會受到多來源的外部擾動，會給姿態確定系統敏感器都帶來多類型的噪聲級擾動，卡爾曼濾波的精度將會受到極大的影響，甚至導致發散現象，將會極大的影響姿態確定系統正常工作，甚至影響到整個航天器的工作壽命。專利ZL200910086896.9提出了一種復合分層抗干擾濾波器，從理論上對多源干擾系統開展了濾波理論研究，但是存在非線性項無法離散化，所研究算法無法為工程所實用，此外對于干擾的處理，僅僅從理論分析角度分類為外部有模型、隨機干擾、能量有界干擾等，并沒有從實際敏感器系統存在的實際干擾一階馬爾科夫噪聲、高斯白噪聲和載體振動諧波噪聲等實際系統噪聲，該專利只針對一類外部模型干擾采用干擾補償，其余的直接采用魯棒H∞和保成本的濾波器直接抑制，從根源上忽略了剩余部分噪聲的可補償性，并沒有做到對干擾知己知彼，對癥下藥，從根源上會損失一部分濾波精度；姿態控制系統測試平臺已經在航天器研制過程中得到了廣泛應用，國內外多家機構均研制出了姿態控制系統測試平臺，但現有的姿態控制系統通常針對特定任務型號的航天器而研制，未見專用于研究姿態確定系統方法性能的測試平臺，更無法用于多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法的測試、分析與評估。專利201610196202.7和201610195891.X都初步提出了搭建一套針對姿態確定系統的測試平臺，但是存在的共性問題是除了由敏感器自身帶來的量測噪聲外，無法模擬由于外部載體環境振動等帶來的影響，無法完全模擬姿態確定系統所遭受的噪聲，此外該專利在開展多類姿態確定算法測試對比分析時，一次開機過程只能驗證一類方法，無法在線切換姿態確定方法，也無法在線進行測試數據的傳輸存儲以及測試對比分析。
技術實現思路
本專利技術的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種結構簡單、通用性強的姿態確定測試平臺及測試方法，用于各類姿態確定算法測試對比分析，此外提供了一種針對航天器系統實際存在的一階馬爾科夫噪聲、諧波噪聲以及白噪聲等多源干擾的抗干擾姿態確定方法，能夠直接工程化實用，且能夠有效提高航天器姿態確定系統的精度。本專利技術的技術解決方案是：一種多源干擾環境下抗干擾姿態確定測試平臺：包括試驗主控模塊、姿態控制模塊、執行機構模擬器、實時仿真目標機、三軸速率轉臺、敏感器模塊、姿態確定模塊以及干擾注入模塊；其中試驗主控模塊主要包括試驗主控計算機單元、無線通訊單元以及數據存儲測試對比分析單元；其中試驗主控計算機單元主要用于完成測試平臺控制指令、測試數據的發送與接收控制，無線通訊單元主要用于完成與姿態確定模塊和干擾注入模塊進行通訊，完成控制指令和數據信息的交換，數據存儲測試對比分析單元主要用于完成姿態確定模塊濾波數據的存儲、測試以及對比工作；姿態控制模塊用于運行姿態控制算法，在本專利技術中姿態控制模塊主要運行常規控制算法，為姿態確定算法的抗干擾能力對比提供統一的參照；執行機構模擬器主要包括噴氣電模擬器和飛輪電模擬器，通過電模擬器來取代實物，降低設計成本，也能夠為姿態確定算法的抗干擾能力提供相同的試驗條件；實時仿真目標機包括航天器姿態動力學仿真機和航天器姿態運動學仿真機，分別用于實現航天器本體的姿態動力學與運動學的實時模擬；三軸速率轉臺根據接收到的姿態參數進行運動進而帶動敏感器模塊運轉；敏感器模塊主要包括三軸陀螺儀、恒星敏感器及恒星仿真器，恒星仿真器用于實現地面測試對比環境下模擬恒星的功能，三軸陀螺儀和恒星敏感器聯合作用，用于實時感知當前時刻航天器實際姿態信息；姿態確定模塊包括姿態確定解算單元和無線傳輸單元，其中姿態確定解算單元用于解算姿態確定算法，姿態確定解算單元同時包括多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法與其他各類已知存在的姿態確定算法，，其中包含的其他已知存在的姿態確定算法主要包括卡爾曼濾波算法，例子濾波算法等，根據算法切換指令選擇相應姿態確定算法進行解算，無線傳輸單元用于完成與試驗主控模塊的通訊，完成算法切換控制指令和實時數據的傳輸；干擾注入模塊包括無線收發單元和干擾模擬器，干擾模擬器主要用于產生本體振動的干擾信號，無線收發單元主要用于接收來自試驗主控模塊的干擾注入指令并同時將干擾模擬器產生的干擾信號傳輸至三軸速率轉臺；本測試平臺中試驗主控模塊和恒星仿真器作為獨立終端，放置在固定位置，而姿態控制模塊、執行機構模擬器、實時仿真目標機、敏感器模塊中的三軸陀螺儀、恒星敏感器、姿態確定模塊以及干擾注入模塊均放置在三軸速率轉臺的臺面上，試驗主控模塊與三軸速率轉臺臺面各個部分采用無線通訊的方式進行通訊。作為一個完整的航天器姿態控制系統回路，在不考慮試驗主控模塊和干擾注入模塊影響時，首先實時仿真目標機中的航天器姿態動力學仿真機和航天器姿態運動學仿真機在初始條件下開始運行，解算一組姿態信息，傳輸至三軸速率轉臺，三軸速率轉臺開始按照接收到的姿態信息進行運動，從而影響搭載在三軸速率轉臺上的敏感器模塊，敏感器模塊通過實時感知當前的姿態信息，并傳輸至姿態確定模塊實時運行姿態確定算法對敏感器模塊實測的姿態信息進行解算，并將解算后信息與期望姿態信息進行對比，產生的偏差信號傳輸至姿態控制模塊，姿態控制模塊實時解算出最新的控制力矩指令，并將指令力矩信號傳輸至執行機構模擬器中，執行機構模擬器中飛輪模擬器和噴氣模擬器進行運轉，產生執行力矩信號傳輸至實時仿真目標機，完成一次航天器姿態控制系統回路的運轉；在此回路的基礎上，試驗主控模塊通過試驗主控計算機單元實時生成干擾注入指令控制干擾注入模塊，干擾注入模塊中的無線收發單元接收到干擾注入指令后，通過干擾模擬器產生干擾信號，并進一步通過無線收發單元向三軸速率轉臺施加航天器平臺系統振動干擾信號，從而直接影響安置在三軸速率轉臺上的敏感器模塊，從而實現多源干擾的模擬，為姿態確定算法提供實際干擾來源；同時試驗主控模塊通過無線通訊單元將試驗主控計算機單元的姿態確定算法切換控制指令發送至姿態確定模塊，姿態確定模塊中無線傳輸單元在接收到來自試驗主控模塊的控制指令后，確定姿態確定解算單元當前運行算法的類本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法，其特征在于步驟如下：第一步，構建含有陀螺儀一階馬爾科夫噪聲、航天器本體振動帶來的諧波噪聲的狀態方程與星敏感器的量測方程；第二步，在第一步的基礎上，針對陀螺儀內部的一階馬爾科夫噪聲設計一階馬爾科夫噪聲估計器；針對航天器本體振動帶來的諧波噪聲設計諧波噪聲估計器；第三步，在完成一階馬爾科夫噪聲估計器和諧波噪聲估計器的基礎上，通過聯立第一步的狀態方程，構造航天器姿態系統濾波器；第四步，通過將一階馬爾科夫噪聲估計器、諧波噪聲估計器與航天器姿態系統濾波器進行聯合求取一階馬爾科夫噪聲估計器增益、諧波噪聲估計器增益以及濾波器增益，從而完成多源干擾下抗干擾姿態確定方法的設計。

【技術特征摘要】
1.一種多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法，其特征在于步驟如下：第一步，構建含有陀螺儀一階馬爾科夫噪聲、航天器本體振動帶來的諧波噪聲的狀態方程與星敏感器的量測方程；第二步，在第一步的基礎上，針對陀螺儀內部的一階馬爾科夫噪聲設計一階馬爾科夫噪聲估計器；針對航天器本體振動帶來的諧波噪聲設計諧波噪聲估計器；第三步，在完成一階馬爾科夫噪聲估計器和諧波噪聲估計器的基礎上，通過聯立第一步的狀態方程，構造航天器姿態系統濾波器；第四步，通過將一階馬爾科夫噪聲估計器、諧波噪聲估計器與航天器姿態系統濾波器進行聯合求取一階馬爾科夫噪聲估計器增益、諧波噪聲估計器增益以及濾波器增益，從而完成多源干擾下抗干擾姿態確定方法的設計。2.根據權利要求1所述的多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法，其特征在于：所述第一步中，構建含有陀螺儀一階馬爾科夫噪聲、航天器本體振動帶來的諧波噪聲的狀態方程與星敏感器的量測方程如下：狀態方程含陀螺儀一階馬爾科夫噪聲、諧波振動噪聲和高斯白噪聲；恒星敏感器的量測方程為含有陀螺儀一階馬爾科夫噪聲的狀態方程提供修正信息，其中一階馬爾科夫噪聲，描述形式如下：w1(k+1)＝Ww1(k)+n(k)其中，k表示當前時刻，n(k)為高斯零均值不相關白噪聲；w1(k)為k時刻敏感器內部的一階馬爾科夫噪聲；w1(k+1)為k+1時刻敏感器內部的一階馬爾科夫噪聲；τi(i＝1,2,3)為一階馬爾科夫過程的相關時間；進一步，考慮航天器本體振動從而導致陀螺儀遭受到諧波噪聲影響，描述為如下形式：d1(k)＝Msin(fsk)其中d1(k)為當前時刻陀螺儀受到的諧波噪聲，M為諧波噪聲的幅值，fs為諧波噪聲角頻率；在此基礎上，將諧波噪聲改寫為狀態空間表達形式： w 2 ( k + 1 ) = W s w 2 ( k ) d 1 ( k ) = V s w 2 ( k ) ]]>式中，w2(k)＝[w21(k) w22(k)]，其中，w21(k)＝d1(k)，w22(k)＝w21(k+1)，w21(k)為k時刻陀螺儀受到的諧波噪聲，w21(k)為k+1時刻陀螺儀受到的諧波噪聲，w2(k)為表示當前k時刻及下一時刻陀螺儀受到的諧波噪聲組成的諧波噪聲聯合矩陣；Vs＝[1 0]；綜合考慮敏感器系統中存在的高斯白噪聲、一階馬爾科夫噪聲及航天器本體振動帶來的諧波噪聲，建立狀態方程如下：x(k+1)＝Ax(k)+n(k)+w1(k)+w2(k)量測方程采用恒星敏感器測量矢量，恒星敏感器測量恒星的觀測矢量在空間飛行器坐標系中的方向以及恒星亮度，通過查閱比對星歷表中數據，從而得到所觀測恒星在慣性坐標系中的位置，量測方程表現形式如下：y(k)＝Cx(k)+v(k)其中y(k)為k時刻的恒星敏感器的量測輸出，C為系數已知矩陣，v(k)為高斯零均值不相關白噪聲。3.根據權利要求1所述的多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法，其特征在于：所述第二步一階馬爾科夫噪聲估計器和諧波噪聲估計器如下：針對陀螺儀內部的一階馬爾科夫噪聲估計器設計形式如下： w ^ 1 ( k + 1 ) = W w ^ 1 ( k ) + K 1 [ y ( k ) - y ^ ( k ) ] ]]>其中為一階馬爾科夫噪聲w1(k)的估計值，K1為一階馬爾科夫噪聲估計器增益；k表示當前時刻；進一步，針對載體振動帶來的諧波噪聲，設計如下的諧波噪聲估計器： w ^ 2 ( k + 1 ) = W s w ^ 2 ( k ) + K 2 [ y ( k ) - y ^ ( k ) ] ]]>其中為諧波噪聲聯合矩陣w2(k)的估計值，從而得出陀螺儀受到的諧波噪聲，K2為諧波噪聲估計器增益。4.根據權利要求1所述的多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法，其特征在于：第三步，構建航天器姿態系統濾波器如下： Σ 1 : x ^ ( k + 1 ) = A x ^ ( t ) + L ( y ( k ) - y ^ ( k ) ) + w ^ 1 ( k ) + w ^ 2 ( k ) y ^ ( k ) = C x ^ ( k ) ]]>其中，為狀態變量x(k)的估計值，為量測變量y(k)的估計值，K1、K2為待求的估計器增益陣，L為待求的濾波器增益陣。5.根據權利要求1所述的多源干擾環境下抗干擾姿態確定方法，其特征在于：第四步，求解一階馬爾科夫噪聲估計器、諧波噪聲估計器以及航天器姿態系統濾波器增益如下：通過將一階馬爾科夫噪聲估計器、諧波噪聲估計器與航天器姿態系統濾波器進行聯合考慮，首先將系統狀態方程與兩側方程進行擴維，改寫為如下形式： Σ 2 : x ( k + 1 ) w 1 ( k + 1 ) w 2 ( k + 1 ) = A I I 0 W 0 0 0 W s x ( k ) w 1 ( k ) w 2 ( k ) + n ( t ) y ( k ) ...

【專利技術屬性】
技術研發人員：郭雷，張培喜，喬建忠，朱玉凱，徐健偉，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：北京;11