本發明涉及衛星高精度姿態確定技術，具體涉及一種適用于安裝了三臺及以上星敏感器的衛星的基于三星敏感器的衛星姿態確定方法和系統。
背景技術：
隨著星載對地觀測任務的擴大，對衛星的控制精度、穩定度提出了越來越高的要求，特別是對衛星的指向精度的要求也越來越高。為了保證衛星的指向精度，需要通過高精度的姿態確定算法來保證衛星姿態解算精度。高精度姿態確定技術通常采用星敏感器來完成姿態解算。然而星敏感器姿態測量誤差在光軸方向較大，在垂直光軸方向較小，在多星敏感器的條件下，可以使用星敏感器垂直光軸的姿態信息來補償其它星敏感器光軸方向姿態測量精度的不足，來提高姿態確定精度。
目前國內的衛星姿態測量系統一般會配置3至4臺星敏感器，但在衛星姿態解算過程中一般引入1臺或者2臺星敏感器的測量數據，并沒有充分利用星上的有效資源，這就需要尋求一種充分整合有效數據的方法，提高姿態確定解算精度。
技術實現要素：
本發明提供一種基于三星敏感器的衛星姿態確定方法和系統，降低星敏感器光軸較大的誤差給姿態確定帶來的影響，實現高精度的衛星三軸姿態確定。
為實現上述目的，本發明提供一種基于三星敏感器的衛星姿態確定方法，其特點是，該方法包含：
求取三臺星敏感器的光軸矢量在衛星本體坐標系下的矩陣；
求取三臺星敏感器的光軸矢量在慣性系坐標下的矩陣；
根據慣性系坐標與衛星本體坐標系的轉換矩陣，及軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣。
上述求取三臺星敏感器的光軸矢量在衛星本體坐標系下的矩陣包含：
任意三臺光軸矢量兩兩不共線的三個星敏感器在衛星本體坐標系下的安裝矩陣分別為Cb1、Cb2和Cb3；
求取三臺星敏感器光軸矢量在衛星本體坐標系下的分量，如式(1)：
式(1)中，表示#敏感器光軸矢量在&坐標系下的分量，其中i表示慣性坐標系，b表示衛星本體坐標系，o表示軌道坐標系，1、2、3分別表示相應的星敏感器以及其測量坐標系；
根據三臺星敏感器的三個光軸矢量，求取其在衛星本體坐標系下分量組成的矩陣如式(2)：
上述求取三臺星敏感器的光軸矢量在慣性系坐標下的矩陣包含：
根據三臺星敏感器的測量數據，可得三個測量坐標系到慣性坐標系的轉換矩陣，由此求取三個光軸矢量在慣性坐標系下分量，如式(3)：
式(3)中，含有*號的量為與星敏感器測量值有關的值；
根據三臺星敏感器的測量數據，求取其光軸矢量在慣性坐標系下分量組成的矩陣如式(4)：
上述根據慣性系坐標與衛星本體坐標系的轉換矩陣，及軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣包含：
根據矢量定姿原理，求取慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣，如式(5)：
對慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣進行正交化，得正交化后的轉換矩陣Cbi如式(6)：
式(6)中，E是單位矩陣；
根據正交化的慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣Cbi和軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣。如式(7)：
Cbo＝CbiCio (7)。
一種基于三星敏感器的衛星姿態確定系統，其特點是，該系統包含：
衛星本體坐標系矩陣求取模塊，其求取三臺星敏感器的光軸矢量在衛星本體坐標系下的矩陣；
慣性系坐標矩陣求取模塊，其根據三臺星敏感器的測量數據求取其光軸矢量在慣性系坐標下的矩陣；
姿態矩陣求取模塊，其根據慣性系坐標與衛星本體坐標系的轉換矩陣，及軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣。
上述衛星本體坐標系矩陣求取模塊包含：
衛星本體坐標系分量求取模塊，其根據三臺星敏感器在衛星本體坐標系下的安裝矩陣，求取三臺星敏感器光軸矢量在衛星本體坐標系下的分量；
衛星本體坐標系矩陣計算模塊，其根據三臺星敏感器光軸矢量在衛星本體坐標系下的分量，求取三臺星敏感器的光軸矢量在衛星本體坐標系下分量組成的矩陣。
上述慣性系坐標矩陣求取模塊包含：
慣性系坐標分量求取模塊，其根據三個星敏感器的測量數據，得到三個測量坐標系到慣性坐標系的轉換矩陣，獲得三個光軸矢量在慣性坐標系下的分量；
慣性系坐標矩陣計算模塊，其根據三個光軸矢量在慣性坐標系下的分量，求取三個星敏感器的光軸矢量在慣性坐標系下分量組成的矩陣。
上述姿態矩陣求取模塊包含：
矩陣轉換模塊，其根據矢量定姿原理，求取慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣；
正交模塊，其對慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣正交化；
姿態矩陣計算模塊，其根據正交化的慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣和軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣。
本發明基于三星敏感器的衛星姿態確定方法和系統和現有技術相比，其優點在于，本發明適用于安裝三臺及以上星敏感器的衛星，能夠充分利用星上資源，能夠補償單星敏感器光軸精度差的不足，避免雙星敏感器姿態確定算法中叉乘矢量的引入，減小定姿誤差，可靠性高，且算法簡單，星上軟件容易實現。
附圖說明
圖1為本發明基于三星敏感器的衛星姿態確定方法的流程圖。
具體實施方式
以下結合附圖，進一步說明本發明的具體實施例。
如圖1所示，公開了一種基于三星敏感器的衛星姿態確定方法，該方法具體包含以下步驟：
S1、求取三臺星敏感器光軸矢量在衛星本體坐標系下的分量。
不考慮安裝誤差時，任意三臺光軸矢量兩兩不共線的三個星敏感器1、2、3在衛星本體坐標系下的安裝矩陣分別為Cb1、Cb2和Cb3。
據此，求取三臺星敏感器光軸矢量在衛星本體坐標系下的分量，如式(1)：
式(1)中，表示#敏感器光軸矢量在&坐標系下的分量，其中i表示慣性坐標系，b表示衛星本體坐標系，o表示軌道坐標系，1、2、3分別表示相應的星敏感器以及其測量坐標系。
S2、根據三臺星敏感器的光軸矢量得到衛星本體坐標系下的矩陣。
根據三臺星敏感器的三個光軸矢量，求取其在衛星本體坐標系下分量組成的矩陣如式(2)：
S3、由三臺星敏感器的測量數據求取慣性系下的分量。
根據三臺星敏感器的測量數據，可得三個測量坐標系到慣性坐標系的轉換矩陣，由此求取三個光軸矢量在慣性坐標系下分量，如式(3)：
式(3)中，含有*號的量為與星敏感器測量值有關的值。
S4、根據三臺星敏感器的測量數據得到慣性系下的矩陣。
根據三臺星敏感器的測量數據，求取其光軸矢量在慣性坐標系下分量組成的矩陣如式(4)：
S5、求取慣性系到衛星本體坐標系的轉換矩陣。
根據矢量定姿的基本原理，求取慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣，如式(5)：
S6、矩陣正交化。
對慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣進行正交化，得正交化后的轉換矩陣Cbi如式(6)：
式(6)中，E是單位矩陣。
S7、求取姿態矩陣。
根據正交化的慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣Cbi和軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣。如式(7)：
Cbo＝CbiCio (7)。
本發明還公開了一種基于三星敏感器的衛星姿態確定系統，該系統包含：衛星本體坐標系矩陣求取模塊、慣性系坐標矩陣求取模塊和姿態矩陣求取模塊。
衛星本體坐標系矩陣求取模塊用于求取三臺星敏感器的光軸矢量在衛星本體坐標系下的矩陣。
慣性系坐標矩陣求取模塊用于根據三臺星敏感器的測量數據求取其光軸矢量在慣性系坐標下的矩陣。
姿態矩陣求取模塊接收衛星本體坐標系矩陣求取模塊和慣性系坐標矩陣求取模塊的輸出，用于根據慣性系坐標與衛星本體坐標系的轉換矩陣，及軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣。
其中，衛星本體坐標系矩陣求取模塊包含：衛星本體坐標系分量求取模塊和衛星本體坐標系矩陣計算模塊。
衛星本體坐標系分量求取模塊用于根據三臺星敏感器在衛星本體坐標系下的安裝矩陣，求取三臺星敏感器光軸矢量在衛星本體坐標系下的分量。
衛星本體坐標系矩陣計算模塊用于根據三臺星敏感器光軸矢量在衛星本體坐標系下的分量，求取三臺星敏感器的光軸矢量在衛星本體坐標系下分量組成的矩陣。
其中，慣性系坐標矩陣求取模塊包含：慣性系坐標分量求取模塊和慣性系坐標矩陣計算模塊。
慣性系坐標分量求取模塊用于根據三個星敏感器的測量數據，得到三個測量坐標系到慣性坐標系的轉換矩陣，獲得三個光軸矢量在慣性坐標系下的分量。
慣性系坐標矩陣計算模塊用于根據三個光軸矢量在慣性坐標系下的分量，求取三個星敏感器的光軸矢量在慣性坐標系下分量組成的矩陣。
其中，姿態矩陣求取模塊包含：矩陣轉換模塊、正交模塊和姿態矩陣計算模塊。
矩陣轉換模塊用于根據矢量定姿原理，求取慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣。
正交模塊用于對慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣正交化。
姿態矩陣計算模塊用于根據正交化的慣性坐標系到衛星本體坐標系的轉換矩陣和軌道坐標系對慣性坐標系的轉換矩陣，求取軌道坐標系對衛星本體坐標系的姿態矩陣。
盡管本發明的內容已經通過上述優選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內容后，對于本發明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發明的保護范圍應由所附的權利要求來限定。