飞行器陀螺的在轨动态标定方法、装置、设备及介质与流程

1.本发明实施例涉及陀螺标定技术领域，特别涉及一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法、装置、设备及介质。


背景技术：

2.针对在轨对惯导精度要求比较高，尤其是再入返回的飞行器，需要在返回前在轨对惯导内的安装误差和零偏进行在轨标定。飞行器再入过程中，可以采用gnss与ins组合导航，但飞行器穿越黑障时，仅能依靠纯惯导进行导航，因此高精度的导航只能依赖纯惯导的高精度来保证。尽管可以在陀螺出厂时对零偏、刻度误差进行标定，但由于飞行器在轨运行时间长，性能稳定性无法保证，因此需要在轨进行标定。陀螺的安装方向在发射前精测后装订，但在发射过程中箭体的抖动以及入轨后的热变型都会产生额外的安装偏差。因此，对陀螺进行在轨动态标定是保障飞行器再入返回过程导航精度的重要手段。在对陀螺进行标定时，需要利用星敏感器测量数据获得多种不同角速度下的等效陀螺漂移，因此，标定过程中星敏感器的有效性会影响到陀螺的标定精度。
3.然而，低轨飞行器在标定过程中进行姿态机动的时候，滚动和俯仰姿态较大时，星敏感器很容易受到地气光和太阳光干扰导致无效，同时返回过程中飞行器将承受巨大的热流，因此在做动态标定的时候必须确保飞行器能够散热；由于敏感器安装基准在阳照区和阴影区存在形变问题，以及返回前太阳帆板的充电即能源约束问题，所以对标定姿态机动序列的安排合理性提出了很高的要求。而现有的标定方法并没有在标定时考虑星敏感器的有效性问题，同时也没有很好的兼顾充电和散热需求。因此，现有的标定方法有可能导致飞行器进行姿态机动时星敏感器无效，从而影响标定精度。
4.因此，亟需一种新的飞行器陀螺的在轨动态标定方法。


技术实现要素：

5.为了解决现有的标定方法没有针对低轨飞行器标定时如何保证星敏有效性，以及没有将返回前太阳帆板充电和飞行器散热问题的因素考虑到标定姿态机动序列的设计中，而导致影响标定精度的问题，本发明实施例提供了一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法、装置、设备及介质。
6.第一方面，本发明实施例提供了一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法，方法包括：当接收到标定指令时，获取标定姿态机动序列、单个姿态机动的设定时间、每个姿态机动前的预置姿态以及用于飞行器在阳照区散热的预冷姿态；其中，所述标定姿态机动序列包括滚转机动组、偏航机动组和俯仰机动组，每一个机动组均至少包括两个对应姿态角分别为正方向和负方向的转动角速率向量，用于使飞行器以对应转动角速率向量向不同姿态角方向转动；针对接下来的三个轨道周期，均执行：获取所述标定姿态机动序列的当前机动组的两个转动角速率向量；
在阳照区使所述飞行器保持所述预冷姿态，在进入阴影区后所述飞行器转为当前机动组对应的预置姿态；在阴影区按照当前机动组的两个转动角速率向量，依次向对应姿态角的负方向和正方向转动所述设定时间，以利用星敏感器的测量数据确定每个转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计；使所述飞行器转回所述预冷姿态，以进入下一个轨道周期的阳照区；在完成三个轨道周期的标定姿态机动后，基于所述飞行器装订的陀螺安装矩阵、所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定所述飞行器的每组陀螺的标定结果。
7.第二方面，本发明实施例还提供了一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置，装置包括：第一获取单元，用于当接收到标定指令时，获取标定姿态机动序列、单个姿态机动的设定时间、每个姿态机动前的预置姿态以及用于飞行器在阳照区散热的预冷姿态；其中，所述标定姿态机动序列包括滚转机动组、偏航机动组和俯仰机动组，每一个机动组均至少包括两个对应姿态角分别为正方向和负方向的转动角速率向量，用于使飞行器以对应转动角速率向量向不同姿态角方向转动；第二获取单元，用于针对接下来的三个轨道周期，均执行：获取所述标定姿态机动序列的当前机动组的两个转动角速率向量；预备单元，用于在阳照区使所述飞行器保持所述预冷姿态，在进入阴影区后所述飞行器转为当前机动组对应的预置姿态；机动单元，用于在阴影区按照当前机动组的两个转动角速率向量，依次向对应姿态角的负方向和正方向转动所述设定时间，以利用星敏感器的测量数据确定每个转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计；循环单元，用于使所述飞行器转回所述预冷姿态，以进入下一个轨道周期的阳照区；标定单元，在完成三个轨道周期的标定姿态机动后，基于所述飞行器装订的陀螺安装矩阵、所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定所述飞行器的每组陀螺的标定结果。
8.第三方面，本发明实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例所述的方法。
9.第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法。
10.本发明实施例提供了一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法、装置、设备及介质，首先，将标定姿态机动序列划分在三个轨道周期的阴影区中进行，以避免星敏感器的安装基准在阳照区和阴影区存在形变，导致每次姿态机动的安装基准不一致的问题，以及姿态机动在阴影区中进行，可以使星敏感器在标定时避开太阳光照的干扰，同时不在阳照区进行姿态标定，可以使太阳帆板能够正常充电；其次，飞行器在阳照区时采用太阳帆板对日、飞
行器尾端面对日的预冷姿态，可以确保飞行器在阳照区能够散热；另外，在进行姿态机动前，需要转为对应的预置姿态，可以保证标定期间不因飞行器姿态变化较大影响星敏感器的有效性的同时，可以使星敏感在标定时避开地气光的干扰。因此，本方案可以在标定时有效保证星敏感器的有效性，同时可以很好的兼顾充电和散热需求，提高陀螺的在轨动态标精度。
附图说明
11.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
12.图1是本发明一实施例提供的一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法的流程图；图2是本发明一实施例提供的仿真曲线图；图3是本发明一实施例提供的一种计算设备的硬件架构图；图4是本发明一实施例提供的一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置结构图。
具体实施方式
13.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
14.如前所述，低轨飞行器，在进行姿态机动的时候，滚动和俯仰姿态较大时，星敏感器容易受到地气光和太阳光干扰导致无效。因此，在设计标定姿态机动序列时，要特别考虑避开地气光和太阳光照的影响。另外，星敏感器安装基准在阳照区和阴影区存在形变，若把标定姿态机动序列分别设计在阳照区和阴影区，那么星敏感器的安装基准就不一样了，会影响星敏感器的测量精度，进而影响陀螺的标定精度。同时返回过程中飞行器将承受巨大的热流，因此在做动态标定的时候必须确保飞行器能够散热，以及需要保证动态标定过程中太阳帆板的充电。而现有的标定方法并没有在标定时考虑星敏感器的有效性问题，同时也没有很好的兼顾充电和散热需求。
15.为了解决上述问题，发明人为了使星敏感器在标定过程中避开太阳光照的干扰，星敏感器安装基准在阳照区和阴影区存在形变的问题，以及在阳照区进行标定可能会干扰太阳帆板的正常充电，可以考虑将标定姿态机动序列设计在阴影区中进行，而且单个轨道周期的阴影区时间较短，无法把所有的标定姿态机动序列都设计在一个轨道周期的阴影区中，因此，将标定姿态机动序列分别划分在三个轨道周期的阴影区；再者，为了确保飞行器在动态标定过程中能够散热，可以考虑飞行器在阳照区时采用太阳帆板对日、飞行器尾端面对日的预冷姿态；最后，为了避免飞行器从预冷姿态直接变为标定姿态，会由于姿态变化较大影响星敏感器有效性，可以在进行姿态机动前，先从预冷姿态转为预置姿态，且在进入阴影区进行动态标定的过程中，滚转和俯仰方向的机动可能会导致受到地气光的干扰，因此，要对每一个机动组的预置姿态做特别设计。
16.下面描述以上构思的具体实现方式。
17.请参考图1，本发明实施例提供了一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法，该方法包括：步骤100，当接收到标定指令时，获取标定姿态机动序列、单个姿态机动的设定时间、每个姿态机动前的预置姿态以及用于飞行器在阳照区散热的预冷姿态；其中，标定姿态机动序列包括滚转机动组、偏航机动组和俯仰机动组，每一个机动组均至少包括两个对应姿态角分别为正方向和负方向的转动角速率向量，用于使飞行器以对应转动角速率向量向不同姿态角方向转动；步骤102，针对接下来的三个轨道周期，均执行：获取标定姿态机动序列的当前机动组的两个转动角速率向量；步骤104，在阳照区使飞行器保持预冷姿态，在进入阴影区后飞行器转为当前机动组对应的预置姿态；步骤106，在阴影区按照当前机动组的两个转动角速率向量，依次向对应姿态角的负方向和正方向转动设定时间，以利用星敏感器的测量数据确定每个转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计；步骤108，使飞行器转回预冷姿态，以进入下一个轨道周期的阳照区；步骤110，在完成三个轨道周期的标定姿态机动后，基于飞行器装订的陀螺安装矩阵、标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定飞行器的每组陀螺的标定结果。
18.本发明实施例中，首先，将标定姿态机动序列划分在三个轨道周期的阴影区中进行，以避免星敏感器的安装基准在阳照区和阴影区存在形变，导致每次姿态机动的安装基准不一致的问题，以及姿态机动在阴影区中进行，可以使星敏感器在标定时避开太阳光照的干扰，同时不在阳照区进行姿态标定，可以使太阳帆板能够正常充电；其次，飞行器在阳照区时采用太阳帆板对日、飞行器尾端面对日的预冷姿态，可以确保飞行器在阳照区能够散热；另外，在进行姿态机动前，需要转为对应的预置姿态，可以保证标定期间不因飞行器姿态变化较大影响星敏感器的有效性的同时，可以使星敏感在标定时避开地气光的干扰。因此，本方案可以在标定时有效保证星敏感器的有效性，同时可以很好的兼顾充电和散热需求，提高陀螺的在轨动态标精度。
19.针对步骤100：在本发明实施例中，姿态角包括滚转角、偏航角和俯仰角，那么标定姿态机动序列至少包括三组机动组，即滚转机动组、偏航机动组和俯仰机动组，且每一个机动组要分别往对应姿态角的负方向和正方向机动，那么每一个机动组至少要包括两个转动角速率向量。在使飞行器以对应转动角速率向量向不同姿态角方向转动的过程中，利用星敏感器测量数据获得对应转动角速率下的等效陀螺漂移，进而实现对飞行器陀螺的在轨动态标定。
20.因此，在本实施例中，标定姿态机动序列可以包括6个转动角速率向量，分别是绕飞行器的本体坐标系x、y和z轴的负方向和正方向的转动角速率向量，其中，本体坐标系x轴、y轴和z轴分别为滚转方向轴、俯仰方向轴和偏航方向轴。
21.在一些实施方式中，标定姿态机动序列为:
其中，式中，和分别为滚转机动组中滚转负方向和滚转正方向的转动角速率向量，和分别为偏航机动组中偏航负方向和偏航正方向的转动角速率向量，和分别为俯仰机动组中俯仰负方向和俯仰正方向的转动角速率向量，为机动角速率模值，为飞行器所处轨道的轨道角速率。
22.在本实施例中，考虑到飞行器本身在俯仰方向受轨道角速度的影响，因此，在每一个转动角速率向量中俯仰轴方向的转动需要叠加所处轨道的轨道角速率，以避免轨道角速率对星敏感器有效性的影响，以进一步保证飞行器按照本实施例的标定姿态机动序列进行标定时星敏感器的有效性。
23.在一些实施方式中，滚转机动组的预置姿态为（，0，0），偏航机动组的预置姿态为（0，0，0），俯仰机动组的预置姿态为（0，，0）；其中，和分别为滚转偏置角度和俯仰偏置角度。
24.在本实施例中，为了保证标定期间星敏感器的有效性，在进入阴影区进行偏航方向标定时候，即当前机动组为偏航机动组时，由于偏航方向机动不会导致地气光的干扰，因此，偏航机动组的预置姿态可以设置为平飞姿态，即（0，0，0），以避免飞行器从预冷姿态直接变为标定姿态，会由于姿态变化较大影响而星敏感器的有效性。而滚转和俯仰方向的机动可能会导致受到地气光的干扰，因此，在当前机动组为滚转机动组和俯仰滚转机动组时，需分别预置一个滚转偏置角度和俯仰偏置角度，保证标定期间不因为飞行器姿态变化较大影响星敏有效性的同时，避免地气光的干扰。
25.在一些实施方式中，预冷姿态是通过如下公式计算的：式中，和分别为飞行器在本体坐标系中x轴方向的目标指向和z轴方向的目标指向，为太阳矢量，为太阳矢量和地心矢量组成平面的法向量。
26.在本实施例中，飞行器预冷姿态为阳照区飞行器所用的散热姿态，对应的姿态角求取原则如下：令为从飞行器质心指向太阳的单位矢量（即太阳矢量），为轨道坐标系中z轴单位矢量（即地心矢量），则由太阳矢量和地心矢量生成的平面为，其法向量为。当太阳与轨道面夹角时，飞行器在本体坐标系中x轴方向的目标指向和z轴方向的目标指向可以由上式计算出来，以得到使飞行器在阳照区采用飞行器帆板对日、飞行器自身尾端面对日的预冷姿态，以确保飞行器在动态标定过程中能够散热。
27.针对步骤102-步骤108：在本发明实施例中，按照步骤100的标定姿态机动序列，在第一个轨道周期时，获取滚转机动组中滚转负方向的转动角速率向量和滚转正方向的转动角速率向量，在阳照区使飞行器保持预冷姿态，在进入阴影区后飞行器转为滚转机动组对应的预置姿态（，0，0）；然后，在阴影区按照滚转机动组的转动角速率向量，绕滚转方向轴（x轴）先做负方向机动500s时间，之后，直接按照滚转机动组的转动角速率向量，绕滚转方向轴（x轴）先做正方向机动500s时间，可以理解，在按照转动角速率向量做1000s机动的过程中，利用星敏感器的测量数据和陀螺修正算法可以估计出转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计、和，以及转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计、和；在进行完两次姿态机动后，使飞行器转回预冷姿态，以进入下一个轨道周期的阳照区；那么，在进入下一个轨道周期的阴影区后，重复执行步骤102-步骤108，与上述滚转机动组的标定过程同理，在三个轨道周期的标定之后，得到6个转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计。
28.需要说明的是，按每个转动角速率向量进行姿态机动的设定时间是基于一个轨道周期中飞行器处于阴影区的时间，预冷姿态与预置姿态之间转换所需的时间确定的。
29.举例来说，低轨飞行器每圈阴影区时间大概在2000s量级，阳照区采用飞行器帆板对日，飞行器自身尾端面对日预冷姿态，预冷姿态与预置姿态的转换每次300s，每个轨道周期转换2次共600s。每个轨道周期利用阴影区的时间进行两个标定姿态机动，同时机动时间不能过长，故可以将单个姿态机动的设定时间设置为500s。
30.针对步骤110：在一些实施方式中，步骤“基于飞行器装订的陀螺安装矩阵、标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定飞行器的每组陀螺的标定结果”，可以包括：针对飞行器的每组陀螺，均执行：获取当前组陀螺中每一个陀螺对应的线性方程组；其中，线性方程组为当前组陀螺装订的安装矩阵、该陀螺在每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计、每一个转动角速率向量以及该陀螺对应的误差项之间的关系表达式；将当前组陀螺装订的安装矩阵、标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下每一个陀螺对应的等效陀螺漂移估计、每一个转动角速率向量代入每一个线性方程组中，得到当前组每一个陀螺对应误差项的标定值。
31.在本发明实施例中，每一个陀螺组含有三个陀螺，分别为第一陀螺、第二陀螺和第三陀螺；当前组陀螺的线性方程组为：
式中，为当前组陀螺装订的安装矩阵，和分别为滚转机动组中滚转负方向和滚转正方向的转动角速率向量，和分别为偏航机动组中偏航负方向和偏航正方向的转动角速率向量，和分别为俯仰机动组中俯仰负方向和俯仰正方向的转动角速率向量，、、、分别为第一陀螺的刻度因子误差、零偏以及第一陀螺与y轴和与z轴的偏差的标定值，、
…
分别为第一陀螺在标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计，、、、分别为第二陀螺的刻度因子误差、零偏以及第二陀螺与x轴和与z轴的偏差的标定值，、
…
分别为第二陀螺在标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计，、、、分别为第三陀螺的刻度因子误差、零偏以及第三陀螺与x轴和与y轴的偏差的标定值，、
…
分别为第三陀螺在标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计。
32.在本实施例中，线性方程组中当前组陀螺装订的安装矩阵已知，为步骤100中预先设置好的标定姿态机动序列中的六个转动角速率向量，也为已知量，、
…
、、
…
、、
…
分别为步骤106中利用星敏感器的测量数据确定的三个陀螺在6个转动角速率向量下的1等效陀螺漂移估计，也为已知量，那么，将这些已知量带入上述当前组陀螺的线性方程组中，可以计算出第一陀螺的刻度因子误差、零偏以及第一陀螺与y轴和与z轴的偏差的标定值、、、，第二陀螺的刻度因子误差、零偏以及第二陀螺与x轴和与z轴的偏差的标定值、、、、第三陀螺的刻度因子误差、零偏以及第三陀螺与x轴和与y轴的偏差的标定值、、、，即飞行器的当前组陀螺的标定结果。
33.在一些实时方式中，线性方程组是通过如下步骤s1-s4确定的：步骤s1，针对一组陀螺建立陀螺组件坐标系，以基于每一个陀螺的敏感轴在陀螺组件坐标系中的指向和陀螺组件在飞行器的本体坐标系中的安装误差，确定每一个陀螺的敏感轴在本体坐标系中的实际指向。
34.在本步骤s1中，以一组陀螺有三个陀螺为例，建立陀螺组件坐标系，其三个正交轴平行于理论的陀螺敏感轴方向，三个陀螺分别记为gx、gy和gz。理论上gx的敏感轴在陀螺组件坐标系应为[1 0 0]t。但是由于存在安装误差，gx的敏感轴并不完全与陀螺组件坐标系xg轴重合，假定gx的敏感轴在陀螺组件坐标系中的指向为，那么有
ꢀ
（1）式中，和分别为陀螺gx与陀螺组件坐标系的y轴的偏差和与陀螺组件坐标系的z轴的偏差。同样对于陀螺gy和陀螺gz的敏感轴在陀螺组件坐标系中的指向和分别为：分别为：
ꢀꢀ
（2）式中，和分别为陀螺gy与陀螺组件坐标系的x轴的偏差和与陀螺组件坐标系的z轴的偏差，和分别为陀螺gz与陀螺组件坐标系的x轴的偏差和与陀螺组件坐标系的y轴的偏差。
[0035]
陀螺组件在飞行器的本体坐标系中也存在安装误差，假定装订的安装矩阵为，实际的安装矩阵为，那么其中，为单位矩阵，是陀螺组件的安装误差角，、、分别为陀螺gx、陀螺gy、陀螺gz相较于陀螺组件的安装误差角，表示安装误差矩阵，具体形式为：这样陀螺gx的敏感轴在本体坐标系中的实际指向为 （3）忽略二阶小量，可以计算出 （4）令，，和反映了陀螺gx安装在陀螺组件的偏差和陀螺组件安装在飞行器的偏差的组合，则陀螺gx的敏感轴在本体坐标系中的实际指向最终可以表示为（5）
式中，为陀螺组件的安装矩阵，和分别为陀螺gx与本体坐标系的y轴的偏差和与本体坐标系的z轴的偏差。
[0036]
同样对于另外两个陀螺gy和gz的敏感轴在本体坐标系中的实际指向和分别为：别为：步骤s2，基于飞行器在本体坐标系中的转动角速率向量在每一个陀螺敏感轴的投影，以及每一个陀螺的刻度因子误差和零偏，确定每一个陀螺实际输出的角速度测量，以基于每一个陀螺实际输出的角速度测量和陀螺组件装订的安装矩阵，确定飞行器的实际转动角速率向量。
[0037]
假设飞行器在本体坐标系中的转动角速率向量为，在三个陀螺敏感轴的投影为影为影为（6）式中，、和分别为转动角速率向量在陀螺gx敏感轴、陀螺gy敏感轴和陀螺gz敏感轴的投影，、和分别为陀螺gx、gx和gz的敏感轴在本体坐标系中的实际指向。
[0038]
设三个陀螺的刻度因子误差分别为，，，零偏分别为，，，则三个陀螺实际输出的角速度测量为：陀螺实际输出的角速度测量为：陀螺实际输出的角速度测量为：
ꢀꢀꢀꢀ
（7）那么，基于每一个陀螺实际输出的角速度测量和陀螺组件装订的安装矩阵，可以确定飞行器的实际转动角速率向量为：（8）忽略二阶小量，上式可以简化为
（9）步骤s3，基于飞行器的实际转动角速率向量和飞行器在本体坐标系中的转动角速率向量，确定飞行器转动角速率向量的测量误差。
[0039]
基于飞行器的实际转动角速率向量和飞行器在本体坐标系中的转动角速率向量，确定飞行器转动角速率向量的测量误差为： （10）步骤s4，基于飞行器转动角速率向量的测量误差，建立每一个陀螺对应的线性方程，以每一个陀螺对应的线性方程组。
[0040]
那么，基于飞行器转动角速率向量的测量误差，建立每一个陀螺对应的线性方程。举例来说，可以在步骤106标定时让飞行器以转动角速率向量旋转，这样利用星敏感器的测量数据+陀螺修正算法可以分别估计出陀螺gx、gx和gz的等效陀螺漂移、和，且可以建立每一个陀螺对应的线性方程：且可以建立每一个陀螺对应的线性方程：且可以建立每一个陀螺对应的线性方程：
每一个方程都包含有四个未知数，因此只要获得多种不同转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计，就可以建立有关这些未知数的每一个陀螺对应的线性方程组：效陀螺漂移估计，就可以建立有关这些未知数的每一个陀螺对应的线性方程组：效陀螺漂移估计，就可以建立有关这些未知数的每一个陀螺对应的线性方程组：因此，本方案解决了低轨飞行器在轨标定时容易受地气光和太阳光影响的难题，确保了标定时星敏一直有效。分段的方法兼顾了飞行器再入前散热问题、能源问题和标定精度，同时考虑了飞行器在阳照区和阴影区敏感器形变问题。考虑了多种约束，工程实现性强，可以解决低轨飞行器在轨标定难题，实现了飞行器再入前较高的动态标定精度，可以保证飞行器再入过程中的导航精度。
[0041]
为了验证本发明实施例所提方法的有效性，设计以下实施例。
[0042]
基于上述方法，进行数值仿真，三套共9个头陀螺同时进行动态标定，零偏设计为：{0.1, 0.1, 0.1, 0.1, 0.1, 0.1，0.1, 0.1, 0.1}。
[0043]
陀螺的安装偏差设计为：式子中degtorad为度向弧度的转换。
[0044]
仿真标定结果统计如下：
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仿真曲线图如图2所示，从图2可以看出，在在轨动态标定中，如果采用6次机动序列，每次机动序列持续时间为500s，总共进行了3次标定，每次标定模式完毕，转回到等待模式，等待下次标定开始。由表1-表3结果可以看出陀螺的零偏标定最大残差为0.01，陀螺的安装偏差标定最大残差为0.002，因此，表明本方案具有较高的标定精度。
[0045]
如图3、图4所示，本发明实施例提供了一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图3所示，为本发明实施例提供的一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置所在计算设备的一种硬件架构图，除了图3所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的计算设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图4所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在计算设备的cpu将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。本实施例提供的一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置，装置包括：第一获取单元401，用于当接收到标定指令时，获取标定姿态机动序列、单个姿态机动的设定时间、每个姿态机动前的预置姿态以及用于飞行器在阳照区散热的预冷姿态；其中，标定姿态机动序列包括滚转机动组、偏航机动组和俯仰机动组，每一个机动组均至少包括两个对应姿态角分别为正方向和负方向的转动角速率向量，用于使飞行器以对应转动角速率向量向不同姿态角方向转动；第二获取单元402，用于针对接下来的三个轨道周期，均执行：获取标定姿态机动序列的当前机动组的两个转动角速率向量；预备单元403，用于在阳照区使飞行器保持预冷姿态，在进入阴影区后飞行器转为当前机动组对应的预置姿态；机动单元404，用于在阴影区按照当前机动组的两个转动角速率向量，依次向对应
姿态角的负方向和正方向转动设定时间，以利用星敏感器的测量数据确定每个转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计；循环单元405，用于使飞行器转回预冷姿态，以进入下一个轨道周期的阳照区；标定单元406，在完成三个轨道周期的标定姿态机动后，基于飞行器装订的陀螺安装矩阵、标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定飞行器的每组陀螺的标定结果。
[0046]
在本发明一个实施例中，第一获取单元401中标定姿态机动序列为:其中，式中，和分别为滚转机动组中滚转负方向和滚转正方向的转动角速率向量，和分别为偏航机动组中偏航负方向和偏航正方向的转动角速率向量，和分别为俯仰机动组中俯仰负方向和俯仰正方向的转动角速率向量，为机动角速率模值，为飞行器所处轨道的轨道角速率。
[0047]
在本发明一个实施例中，第一获取单元401中滚转机动组的预置姿态为（，0，0），偏航机动组的预置姿态为（0，0，0），俯仰机动组的预置姿态为（0，，0）；其中，和分别为滚转偏置角度和俯仰偏置角度。
[0048]
在本发明一个实施例中，第一获取单元401中预冷姿态是通过如下公式计算的：式中，和分别为飞行器在本体坐标系中x轴方向的目标指向和z轴方向的目标指向，为太阳矢量，为太阳矢量和地心矢量组成平面的法向量。
[0049]
在本发明一个实施例中，标定单元406用于执行：针对飞行器的每组陀螺，均执行：获取当前组陀螺中每一个陀螺对应的线性方程组；其中，线性方程组为当前组陀螺装订的安装矩阵、该陀螺在每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计、每一个转动角速率向量以及该陀螺对应的误差项之间的关系表达式；将当前组陀螺装订的安装矩阵、标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下每一个陀螺对应的等效陀螺漂移估计、每一个转动角速率向量代入每一个线性方程组中，得到当前组每一个陀螺对应误差项的标定值。
[0050]
在本发明一个实施例中，标定单元406中每一个陀螺组含有三个陀螺，分别为第一陀螺、第二陀螺和第三陀螺；当前组陀螺的线性方程组为：当前组陀螺的线性方程组为：当前组陀螺的线性方程组为：式中，为当前组陀螺装订的安装矩阵，和分别为滚转机动组中滚转负方向和滚转正方向的转动角速率向量，和分别为偏航机动组中偏航负方向和偏航正方向的转动角速率向量，和分别为俯仰机动组中俯仰负方向和俯仰正方向的转动角速率向量，、、、分别为第一陀螺的刻度因子误差、零偏以及第一陀螺与y轴和与z轴的偏差的标定值，、
…
分别为第一陀螺在标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计，、、、分别为第二陀螺的刻度因子误差、零偏以及第二陀螺与x轴和与z轴的偏差的标定值，、
…
分别为第二陀螺在标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计，、、、分别为第三陀螺的刻度因子误差、零偏以及第三陀螺与x轴和与y轴的偏差的标定值，、
…
分别为第三陀螺在标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计。
[0051]
在本发明一个实施例中，标定单元406中的线性方程组是通过如下方式确定的：针对一组陀螺建立陀螺组件坐标系，以基于每一个陀螺的敏感轴在陀螺组件坐标系中的指向和陀螺组件在飞行器的本体坐标系中的安装误差，确定每一个陀螺的敏感轴在本体坐标系中的实际指向；基于飞行器在本体坐标系中的转动角速率向量在每一个陀螺敏感轴的投影，以及每一个陀螺的刻度因子误差和零偏，确定每一个陀螺实际输出的角速度测量，以基于每一个陀螺实际输出的角速度测量和陀螺组件装订的安装矩阵，确定飞行器的实际转动角速率向量；基于飞行器的实际转动角速率向量和飞行器在本体坐标系中的转动角速率向量，确定飞行器转动角速率向量的测量误差；基于飞行器转动角速率向量的测量误差，建立每一个陀螺对应的线性方程，以每一个陀螺对应的线性方程组。
[0052]
可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置的具体限定。在本发明的另一些实施例中，一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置可以包括比图示更多或者更少的部件，或者组合某些部件，或者拆分某些部件，或者不同的部件布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。
[0053]
上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。
[0054]
本发明实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本发明任一实施例中的一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法。
[0055]
本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本发明任一实施例中的一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法。
[0056]
具体地，可以提供配有存储介质的系统或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该系统或者装置的计算机（或cpu或mpu）读出并执行存储在存储介质中的程序代码。
[0057]
在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本发明的一部分。
[0058]
用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘（如cd-rom、cd-r、cd-rw、dvd-rom、dvd-ram、dvd-rw、dvd+rw）、磁带、非易失性存储卡和rom。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。
[0059]
此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作系统等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。
[0060]
此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到插入计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的cpu等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。
[0061]
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
[0062]
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。
[0063]
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可
以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法，其特征在于，包括：当接收到标定指令时，获取标定姿态机动序列、单个姿态机动的设定时间、每个姿态机动前的预置姿态以及用于飞行器在阳照区散热的预冷姿态；其中，所述标定姿态机动序列包括滚转机动组、偏航机动组和俯仰机动组，每一个机动组均至少包括两个对应姿态角分别为正方向和负方向的转动角速率向量，用于使飞行器以对应转动角速率向量向不同姿态角方向转动；针对接下来的三个轨道周期，均执行：获取所述标定姿态机动序列的当前机动组的两个转动角速率向量；在阳照区使所述飞行器保持所述预冷姿态，在进入阴影区后所述飞行器转为当前机动组对应的预置姿态；在阴影区按照当前机动组的两个转动角速率向量，依次向对应姿态角的负方向和正方向转动所述设定时间，以利用星敏感器的测量数据确定每个转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计；使所述飞行器转回所述预冷姿态，以进入下一个轨道周期的阳照区；在完成三个轨道周期的标定姿态机动后，基于所述飞行器装订的陀螺安装矩阵、所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定所述飞行器的每组陀螺的标定结果。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述标定姿态机动序列为:其中，式中，和分别为滚转机动组中滚转负方向和滚转正方向的转动角速率向量，和分别为偏航机动组中偏航负方向和偏航正方向的转动角速率向量，和分别为俯仰机动组中俯仰负方向和俯仰正方向的转动角速率向量，为机动角速率模值，为飞行器所处轨道的轨道角速率。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述滚转机动组的预置姿态为（，0，0），所述偏航机动组的预置姿态为（0，0，0），俯仰机动组的预置姿态为（0，，0）；其中，和分别为滚转偏置角度和俯仰偏置角度。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预冷姿态是通过如下公式计算的：
式中，和分别为所述飞行器在本体坐标系中x轴方向的目标指向和z轴方向的目标指向，为太阳矢量，为太阳矢量和地心矢量组成平面的法向量。5.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，所述基于所述飞行器装订的陀螺安装矩阵、所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定所述飞行器的每组陀螺的标定结果，包括：针对所述飞行器的每组陀螺，均执行：获取当前组陀螺中每一个陀螺对应的线性方程组；其中，所述线性方程组为当前组陀螺装订的安装矩阵、该陀螺在每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计、每一个转动角速率向量以及该陀螺对应的误差项之间的关系表达式；将当前组陀螺装订的安装矩阵、所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下每一个陀螺对应的等效陀螺漂移估计、每一个转动角速率向量代入每一个线性方程组中，得到当前组每一个陀螺对应误差项的标定值。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，每一个陀螺组含有三个陀螺，分别为第一陀螺、第二陀螺和第三陀螺；当前组陀螺的线性方程组为：当前组陀螺的线性方程组为：当前组陀螺的线性方程组为：式中，为当前组陀螺装订的安装矩阵，和分别为滚转机动组中滚转负方向和滚转正方向的转动角速率向量，和分别为偏航机动组中偏航负方向和偏航正方向的转动角速率向量，和分别为俯仰机动组中俯仰负方向和俯仰正方向的转动角速率向量，、、、分别为第一陀螺的刻度因子误差、零偏以及第一陀螺与y轴和与z轴的偏差的标定值，、
…
分别为所述第一陀螺在所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计，、、、分别为第二陀螺的刻度因子误差、零偏以及第二陀螺与x轴和与z轴的偏差的标定值，、
…
分别为所述第二陀螺在所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计，、、、分别为第三陀螺的刻度因子误差、零偏以及第三陀螺与x轴和与y轴的偏差的标定值，、
…
分别
为所述第三陀螺在所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量下的等效陀螺漂移估计。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述线性方程组是通过如下方式确定的：针对一组陀螺建立陀螺组件坐标系，以基于每一个陀螺的敏感轴在所述陀螺组件坐标系中的指向和陀螺组件在所述飞行器的本体坐标系中的安装误差，确定每一个陀螺的敏感轴在所述本体坐标系中的实际指向；基于所述飞行器在所述本体坐标系中的转动角速率向量在每一个陀螺敏感轴的投影，以及每一个陀螺的刻度因子误差和零偏，确定每一个陀螺实际输出的角速度测量，以基于每一个陀螺实际输出的角速度测量和陀螺组件装订的安装矩阵，确定所述飞行器的实际转动角速率向量；基于所述飞行器的实际转动角速率向量和所述飞行器在所述本体坐标系中的转动角速率向量，确定所述飞行器转动角速率向量的测量误差；基于所述飞行器转动角速率向量的测量误差，建立每一个陀螺对应的线性方程，以每一个陀螺对应的线性方程组。8.一种飞行器陀螺的在轨动态标定装置，其特征在于，包括：第一获取单元，用于当接收到标定指令时，获取标定姿态机动序列、单个姿态机动的设定时间、每个姿态机动前的预置姿态以及用于飞行器在阳照区散热的预冷姿态；其中，所述标定姿态机动序列包括滚转机动组、偏航机动组和俯仰机动组，每一个机动组均至少包括两个对应姿态角分别为正方向和负方向的转动角速率向量，用于使飞行器以对应转动角速率向量向不同姿态角方向转动；第二获取单元，用于针对接下来的三个轨道周期，均执行：获取所述标定姿态机动序列的当前机动组的两个转动角速率向量；预备单元，用于在阳照区使所述飞行器保持所述预冷姿态，在进入阴影区后所述飞行器转为当前机动组对应的预置姿态；机动单元，用于在阴影区按照当前机动组的两个转动角速率向量，依次向对应姿态角的负方向和正方向转动所述设定时间，以利用星敏感器的测量数据确定每个转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计；循环单元，用于使所述飞行器转回所述预冷姿态，以进入下一个轨道周期的阳照区；标定单元，在完成三个轨道周期的标定姿态机动后，基于所述飞行器装订的陀螺安装矩阵、所述标定姿态机动序列中每一转动角速率向量对应的等效陀螺漂移估计以及对应的转动角速率向量，确定所述飞行器的每组陀螺的标定结果。9.一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行权利要求1-7中任一项所述的方法。

技术总结
本发明涉及陀螺标定技术领域，特别涉及一种飞行器陀螺的在轨动态标定方法、装置、设备及介质。首先，将标定姿态机动序列划分在三个轨道周期的阴影区中进行，以避免星敏感器的安装基准在阳照区和阴影区存在形变的问题，可以使星敏感器在标定时避开太阳光照的干扰，同时可以使太阳帆板能够正常充电；其次，飞行器在阳照区时采用飞行器尾端面对日的预冷姿态，可以确保飞行器在阳照区能够散热；另外，在进行姿态机动前，需要转为对应的预置姿态，可以保证标定期间不因飞行器姿态变化较大影响星敏感器的有效性的同时，可以使星敏感在标定时避开地气光的干扰。由于陀螺动态标定精度依赖于星敏感器的有效性，故而本方案可以提高陀螺的在轨动态标精度。在轨动态标精度。在轨动态标精度。


技术研发人员：李毛毛 于立明 孙帅 龚宇莲 张海博 常亚菲 何英姿 董文强 蔺玥
受保护的技术使用者：北京控制工程研究所
技术研发日：2023.09.12
技术公布日：2023/10/20