一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法组成比例

本发明专利技术公开了一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法，该方法利用惯导系统或包含惯导系统的组合导航系统输出的位置信息和姿态信息，确定出当前星敏感器的视轴指向，将由导航系统误差所造成的视轴不确定度归算到视场半径中，动态筛选出当前时刻的导航星组成导航星表，然后利用三角形匹配方法进行星图匹配。该方法相比现有的星图匹配方法，提高了方法的鲁棒性与效率。

【技术实现步骤摘要】
一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法
本专利技术属于空天飞行器自主导航领域，具体而言，涉及一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法。
技术介绍
当前，任何单一的导航手段都无法为具有复杂任务需求的空天飞行器提供长时间可靠的导航保证。在现有技术条件下，空天飞行器的导航系统配置研究多以惯性/天文组合导航系统作为必要的导航手段。现有惯性/天文组合导航研究认为，天文导航可以通过星图识别获取高精度的星光矢量信息进行姿态测量，从而在线标定惯导系统的陀螺漂移，通过间接反馈的滤波形式，有效提高组合导航系统的精度。此法可认为是利用天文导航系统的高精度测角测姿信息辅助惯导系统，但目前有关星图匹配技术的研究集中于算法本身的优化，而对于惯性/天文组合导航的研究，也罕有利用惯导系统辅助天文导航进行星图匹配方向的研究。星图匹配作为实现天文导航的关键技术，其匹配识别恒星的效率与可靠性对于整个导航系统而言都是非常重要的。在星敏感器的跟踪工作模式下，即使是惯导系统提供的包含惯导误差的导航信息，也可以被用来缩减导航星表的容量，进而辅助星图匹配，提高匹配识别的性能与可靠性。而实际上，考虑到惯性/天文组合导航的实际应用情况，由于天文导航系统的输出频率与可用性都不如惯性导航系统，在需要进行天文导航时，利用惯性信息快速进行星图匹配的研究就具有很强的现实意义。传统的星图识别算法在全天识别时都需要对包含全天恒星的导航星表进行便利搜索。基本星表一般从天文星表中选取星等不大于星敏感器的敏感极限的恒星，以天文星表HD星表(HenryDraperCatalogue)为例，若以可视星等6为敏感极限，则筛选后的基本星表将包含5076颗恒星。常见的基本星表选星优化匹配算法，其星表的恒星数目也会在1000～2000颗。因此，冗余匹配的次数多，匹配效率低。
技术实现思路
本专利技术提供一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法，其解决的技术问题在于：利用惯性信息缩减导航星表的容量，减少冗余匹配次数，快速进行星图匹配，提高匹配识别的性能与可靠性。本专利技术为达到上述目的采用以下技术方案：一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法，在惯性/天文组合导航系统中，利用惯导系统提供的位置姿态信息，计算当前星敏感器镜头的视轴指向与由惯导系统误差造成的视场范围误差，获得可能的当前星敏感器的视场大小，筛选导航星表，构建当前可能的导航星表特征数据库。利用该导航星表进行星图匹配可以有效的达到缩减时间提高可靠性的目的。其步骤如下：步骤1，利用惯性信息计算当前时刻星敏感器的视轴指向，其中所述惯性信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统提供的位置信息和姿态信息。所述位置信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的载体经度纬度位置参数。所述姿态信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的载体横滚俯仰和航向三个姿态角参数。所述星敏感器的视轴指向为星敏感器光轴在天球坐标系下的指向。步骤2根据导航系统误差，归算视场半径误差；步骤3利用所述视轴指向和视场半径误差，筛选导航星，构建导航星表；步骤4选取观测星图中的导航星构建导航三角形，与根据步骤3获得的导航星表匹配，并识别输出。优选地，所述步骤1包括以下步骤：步骤1.1利用惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的姿态角参数计算由导航系转换到载体系的方向余弦矩阵，所述导航系为地理坐标系，原点位于载体质心，取东北天三个方向作为三个坐标轴，所述载体系的原点与载体质心重合，取载体右前上作为三个坐标轴，计算所述由导航系转换到载体系的方向余弦矩阵的公式(1)为：其中，为由导航系转换到载体系的方向余弦矩阵，γ、θ和ψ为由惯导系统输出的横滚角、俯仰角和航向角，角标b为载体系，角标n为导航系；步骤1.2利用惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的位置参数计算由地球坐标系转换到导航系的方向余弦矩阵，所述地球坐标系为地心地固坐标系，原点位于地球质心，z轴为地球自转轴，指向北极，x轴在赤道平面内，指向赤道与本初子午面的交点，y轴与x轴、z轴构成右手系，计算所述由地球坐标系转换到导航系的方向余弦矩阵的公式(2)为：其中，为由地球坐标系转换到导航系的方向余弦矩阵，λ和L为由惯导系统输出的经度和纬度，角标e为地球坐标系；步骤1.3忽略岁差章动和极移的影响，计算由天球惯性系转换到地球坐标系的方向余弦矩阵，计算公式(3)为：其中，为由天球惯性系转换到地球坐标系的方向余弦矩阵，ωie为地球自转角速率，t为天球惯性系定义时刻到当前时刻的时间差，角标i为天球惯性系；步骤1.4利用所述步骤1.1至1.3的计算的3个方向余弦矩阵，计算当前时刻星敏感器的视轴指向，计算公式(4)为：rs＝[001]T(4)，其中，ri为当前时刻星敏感器的视轴指向矢量，转化为赤经赤纬，rs为星敏感器在星敏感器坐标系下的安装矢量，为载体系转换到导航系的方向余弦矩阵，由步骤1.1求出的为正交阵，为的转置，为星敏感器的安装矩阵，角标s为星敏感器坐标系，所述星敏感器坐标系为以投影中心为原点，光轴为z轴，x轴y轴与载体系的x轴y轴重合的坐标系。优选地，所述步骤2包括以下步骤：步骤2.1计算考虑惯导系统误差的方向余弦矩阵如公式(5)：其中，和为考虑误差影响下的和矩阵，I为三阶单位矩阵，表示反对称矩阵，φ表示东北天三个方向的平台误差角，σP为由位置误差引起的误差，σL为纬度误差，σλ为经度误差，L为纬度，λ为经度；步骤2.2由步骤2.1计算获得的带系统误差的方向余弦矩阵，计算误差影响下的视轴指向，联合公式(4)和公式(5)，获得由误差影响下的视轴指向公式(6)：其中，为误差影响下的视轴指向，σbore表示由导航系统误差引起的视轴误差，是一个一维向量，表示天球惯性系中真实视轴与实际视轴的旋转关系，唯一确定一个角度值μ与σbore对应，该角度μ由天球惯性系中的矢量通过σbore旋转前后的两个矢量的角距确定：假定任意存在与天球惯性系的单位矢量ra，与之偏差σbore的矢量rb可由公式(7)求出，则偏差角μ就可以表示为两个单位矢量在天球惯性系下的角距，rb＝(I+[σbore×])ra(7)，步骤2.3根据平面几何原理，由公式(8)将导航系统的误差归算到视场半径中：σR＝sinμ(8)，其中，σR为归算后的视场半径误差。优选地，所述导航星表由基本星表与星对角距特征数据库组成，所述基本星表包括用于进行星图匹配的恒星的赤经、赤纬、恒星编号与星等信息，所述星对角距特征数据库包括组成每个星对角距的两颗恒星的恒星编号以及该星对角距的大小。优选地，所述步骤3包括以下步骤：步骤3.1利用步骤1计算获得的星敏感器的视轴指向，步骤2计算的视场半径误差，和已知的星敏感器参数，筛选存在于观测天区的恒星作为导航星，构建基本星表，其中，当任意恒星赤经赤纬满足公式(9)时，记录其赤经赤纬和星等以及恒星编号，纳入基本星表，其中，αi和δi为任意恒星的赤经赤纬，α0和δ0为由步骤1计算获得的星敏感器视轴指向，为包含惯导耦合误差的视场半径，R为星敏感器的视场大小；步骤3.2计算基本星表中星对角距，所述星对角距为任意两颗导航星表中恒星与天球坐标系中球心的球心角，计算所述星对角距dij的公式(10)为：其中，si和sj为组成所述星对角距dij的两颗恒星的单位矢量，i和j为所述两颗恒星的恒星编号，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤1利用惯性信息计算当前时刻星敏感器的视轴指向，其中所述惯性信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统提供的位置信息和姿态信息，所述位置信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的载体经度纬度位置参数，所述姿态信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的包括载体横滚、俯仰和航向的姿态角参数，所述星敏感器的视轴指向为星敏感器光轴在天球坐标系下的指向；步骤2根据导航系统误差，归算视场半径误差；步骤3利用所述视轴指向和视场半径误差，筛选导航星，构建导航星表；步骤4选取观测星图中的导航星构建导航三角形，与根据步骤3获得的导航星表匹配，并识别输出。

【技术特征摘要】
1.一种惯性测量信息辅助的星图匹配方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤1利用惯性信息计算当前时刻星敏感器的视轴指向，其中所述惯性信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统提供的位置信息和姿态信息，所述位置信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的载体经度纬度位置参数，所述姿态信息为由惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的包括载体横滚、俯仰和航向的姿态角参数，所述星敏感器的视轴指向为星敏感器光轴在天球坐标系下的指向；步骤2根据导航系统误差，归算视场半径误差；步骤3利用所述视轴指向和视场半径误差，筛选导航星，构建导航星表；步骤4选取观测星图中的导航星构建导航三角形，与根据步骤3获得的导航星表匹配，并识别输出。2.根据权利要求1所述的惯性测量信息辅助的星图匹配方法，其特征在于,所述步骤1包括以下步骤：步骤1.1利用惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的姿态角参数计算由导航系转换到载体系的方向余弦矩阵，所述导航系为地理坐标系，原点位于载体质心，取东北天三个方向作为三个坐标轴，所述载体系的原点与载体质心重合，取载体右前上作为三个坐标轴，计算所述由导航系转换到载体系的方向余弦矩阵的公式(1)为：其中，为由导航系转换到载体系的方向余弦矩阵，γ、θ和ψ为由惯导系统输出的横滚角、俯仰角和航向角，角标b为载体系，角标n为导航系；步骤1.2利用惯导系统或组合导航系统中惯导子系统输出的位置参数计算由地球坐标系转换到导航系的方向余弦矩阵，所述地球坐标系为地心地固坐标系，原点位于地球质心，z轴为地球自转轴，指向北极，x轴在赤道平面内，指向赤道与本初子午面的交点，y轴与x轴、z轴构成右手系，计算所述由地球坐标系转换到导航系的方向余弦矩阵的公式(2)为：其中，为由地球坐标系转换到导航系的方向余弦矩阵，λ和L为由惯导系统输出的经度和纬度，角标e为地球坐标系；步骤1.3忽略岁差、章动和极移的影响，计算由天球惯性系转换到地球坐标系的方向余弦矩阵，计算公式(3)为：其中，为由天球惯性系转换到地球坐标系的方向余弦矩阵，ωie为地球自转角速率，t为天球惯性系定义时刻到当前时刻的时间差，角标i为天球惯性系；步骤1.4利用所述步骤1.1至1.3的计算的3个方向余弦矩阵，计算当前时刻星敏感器的视轴指向，计算公式(4)为：rs＝[001]T(4)，其中，ri为当前时刻星敏感器的视轴指向矢量，转化为赤经赤纬，rs为星敏感器在星敏感器坐标系下的安装矢量，为载体系转换到导航系的方向余弦矩阵，由步骤1.1求出的为正交阵，为的转置，为星敏感器的安装矩阵，角标s为星敏感器坐标系，所述星敏感器坐标系为以投影中心为原点，光轴为z轴，x轴y轴与载体系的x轴y轴重合的坐标系。3.根据权利要求2所述的惯性测量信息辅助的星图匹配方法，其特征在于,所述步骤2包括以下步骤：步骤2.1计算考虑惯导系统误差的方向余弦矩阵如公式(5)：其中，和为考虑误差影响下的和矩阵，I为三阶单位矩阵，表示反对称矩阵，φ表示东北天三个方向的平台误差角，σP为由位置误差引起的误差，σL为纬度误差，σλ为经度误差，L为纬度，λ为经度；步骤2.2由步骤2.1计算获得的带系统误差的方向余弦矩阵，计算误差影响下的视轴指向，联合公式(4)和公式(5)，获得由误差影响下的视轴指向公式(6)：其中，为误差影响下的视轴指向，σbore表示由导航系统误差引起的视轴误差，是一个一维向量，表示天球惯性系中真实视轴与实际视轴的旋转关系，唯一确定一个角度值μ与σbore对应，该角度μ由天球惯性系中的矢量通过σbore旋转前后的两个矢量的角距确定：假定任意存在与天球惯性系的单位矢量ra，与之偏差σbore的矢量rb可由公式(7)求出，则偏差角μ就可以表示为两个单位矢量在天球惯性系下的角距，rb＝(I+[σbore×])ra(7)，步骤2.3根据平面几何原理，由公式(8)将导航系统的误差归算到视场半径中：σR＝sinμ(8)，其中，σR为归算后的视场半径误差。4.根据权利要求1所述的惯性测量信息辅助的星图匹配方法，其特征在于，所述导航星表由基本星表与星对角距特征数据库组成，所述基本星表包括用于进行星图匹配的恒星的赤经、赤纬、恒星编号与星等信息，所述星对角距特征数据库包括组成每个星对角...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹宇轩，王融，刘建业，熊智，闵艳玲，殷德全，景羿铭，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32