CN119437300A 一种标度因数的在轨校准方法及装置 （国科大杭州高等研究院）_第1页
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文档简介

2通过星敏感器在航天器发生机动后的角加速度，其中，所述星敏获取惯性传感器读出的激励电压，其中，所述激励电压是由作基于所述航天器的线加速度，所述角加速度以及所述激励电压获取获取所述星敏感器检测到的姿态信号，其中，所述姿态信号基于所述线加速度，所述角加速度以及所述激励电压从所述预初始化卡尔曼滤波器的状态变量和协方差矩阵，并使用初将所述角加速度与所述预测结果进行对比，得到对比结果，并利根据预测结果和卡尔曼增益以及所述更新方程确定更新后的状态估计值以及更新后3获取角标度因数与线标度因数之间的转换关系，并基于所述转换关系对比所述标度因数的理论值与实际值确定校处理模块，用于基于所述航天器的线加速度，所述角加速度以及所述校准模块，用于对所述标度因数的实际值进行校准，得到所述标度因存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接4所述对所述标度因数的实际值进行校准，得到所述标度因数校准后的标度因数，5根据预测结果和卡尔曼增益以及所述更新方程确定更新后的状态估计值以及更基于所述转换关系以及校准后的角标度因数计算校准对比所述标度因数的理论值与实际值确定校6图6是根据本发明一些实施例的星敏感器角加速度测量值、卡尔曼滤波估计标度在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并[0018]在本实施例中提供了一种标度因数的在轨校准方法，图1是根据本发明实施例的7设置了两套惯性传感器系统，且每套惯性传感器敏感结构的电极分布与其他卫星也不相[0020]在本申请实施例中，通过惯性传感器在航天器发生机动后的角速度以及角加速[0021]当航天器发生机动时，星敏感器可以检测到航天器相对8。9下一步状态可以通过当前状态的信息以及系统的动态模型来计算。初始状态估计是对系[0044]⑥根据预测结果和卡尔曼增益以及更新方程确定更新后的状态估计值以及更新数b,YA的校准结果相应的角标度因数记录如表2：性传感器的角加速度的电压组合转换为角加速度信号，将此信号与星敏感器读出信号对惯性传感器x,y,z轴的线标度因数校准结果，校准的相对精度分别为0.020%、有助于确保线速度的测量准确性，并在需要进行线速度估计的应用中提供更可靠的结果。[0054]本申请实施例提供的方法能够通过星敏感器获取航天器机动后的加速度和角速际值进行计算和校准的步骤，解决了传统标度因数校准方案中忽略非保守力作用的问题。[0058]x=lyx(Fi=,J,z，a=1,2为垂直i轴方向电极笼表面感应电极计数，l,l,I,为用于定义力矩的位移主板上或者根据需要以其它方式安装。处理器可以对在计算机设备内执行的指令进行处[0078]该计算机设备还包括通信接口30，用于该计算机设备与其他设备或通信网络通存储在远程存储介质或非暂时机器可读存储介质中并将被存储在本地存储介质中的计算

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