基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法技术

本发明专利技术公开了一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，包含以下过程：获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵；获得SINS输出的姿态矩阵，并将所述SINS输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测；构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量；利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造构建SINS/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程；然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。本发明专利技术只需空天飞机在飞行过程中做简单的摇翼动作即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定，有效的保证的星敏感器在实际使用过程中的定姿精度。

On-line calibration method of star sensor based on SINS-assisted spacecraft

The invention discloses an on-line calibration method of star sensor assisted by SINS of space aircraft, which includes the following processes: obtaining the attitude matrix of the star sensor output relative to the inertial coordinate system; obtaining the attitude matrix of the SINS output, and constructing the attitude matrix of the SINS output as a measurement matching the attitude matrix of the star sensor output; and constructing the SINS/star sensor. The state vector of the integrated navigation system; the Kalman filter measurement equation of SINS/star sensor integrated navigation system is constructed by using the attitude matrix of star sensor and SINS attitude matrix obtained; then, the error angles of three axis star sensors are estimated through at least two angular maneuvers of the aerospace aircraft, so that the star sensor can be calibrated online. The method can calibrate the installation error angle of the star sensor on-line in real time by simply rocking the wing during the flight of an aerospace aircraft, and effectively ensure the attitude determination accuracy of the star sensor in the actual use process.

【技术实现步骤摘要】
基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法
本专利技术涉及星敏感器
，特别涉及一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法。
技术介绍
空天飞机，兼具航空和航天两种平台的功能,既可以像普通飞机一样在大气层内作高超声速飞行,又能够像火箭、卫星一样进入太空，并能够灵活地进行轨道机动飞行。空天飞机整个飞行任务跨越航空、航天两个不同领域，所采用的导航控制信息会有很大的差异，需要采用多种组合导航技术来解决了这一问题，可以充分利用星敏感器(CNS)的长期高精度定姿信息和捷联惯导(SINS)的短期高精度导航信息，通过卡尔曼滤波技术将它们有机结合起来构成组合导航系统，从而达到取长补短的目的。而且,由于SINS与星敏感器均不向外辐射任何信息、抗干扰性强、隐蔽性好、完全自主因此SINS/星敏感器组合导航系统必将成为现代军事及民用领域内的一种重要导航系统。但是实际应用中星敏感器在载体飞行过程中由于到外界温度、地面标定精度等因素影响，将会产生较大的安装误差，这将严重影响星敏感器的定姿精度。因此,必须对星敏感器的安装误差进行严格的在轨实时标定,其安装误差的实时标定与修正是确保星敏感器测量精度的关键。近年来公开发表的文献中对星敏感器在线标定方法的研究也比较多，但大部分是基于星敏感器自标定方法或GNSS辅助星敏感器进行标定，上述已有方法存在的确定主要体现在：(1)星敏感器自标定一般需要建立一个安装误差标定系统，需要包含各类光学器件，价格昂贵且设备安装复杂；(2)空天飞机整个飞行任务跨越航空、航天两个不同领域，基于GNSS辅助星敏感器进行标定方法不能适用于空天飞机飞行的所有阶段，而SINS为全天候自主导航设备，能更好的辅助星敏感器持续的进行高精度姿态输出。
技术实现思路
本专利技术的目的是公开一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，用以解决在实际应用中由于星敏感器存在安装误差，从而影响导航精度的问题，且适用于对空天飞机飞行的所有阶段的星敏感器的在线标定。为了解决以上问题，本专利技术通过以下技术方案实现：一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，包含以下过程：步骤S1、获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵。步骤S2、获得SINS输出的姿态矩阵，并将所述SINS输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测。步骤S3、构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量。步骤S4、利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造构建SINS/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程。步骤S5、然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。进一步的，所述步骤S1中星敏感器输出的姿态矩阵为：其中，c表示星敏感器测量坐标系，i表示惯性坐标系，b表示载体坐标系，表示星敏感器载体系相对于惯性坐标系的姿态变换矩阵，I表示3×3单位矩阵，α×为星敏感器安装误差角α的反对称阵，vcns×为星敏感器自身的测量误差vcns的反对称阵。进一步的，所述步骤S2中可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测为：其中，nc表示由计算位置确定的导航坐标系，表示计算位置导航坐标系相对于惯性坐标系的姿态变换矩阵，φn表示姿态误差角，η表示位置误差角。进一步的，所述步骤S3中的SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量为：其中，φn表示姿态误差，δvn表示速度误差，δpn表示位置误差，εn表示陀螺仪随机常值漂移，表示加速度计随机常值误差，α表示星敏感器安装误差角。进一步的，所述步骤S4中的卡尔曼滤波量量测方程为：其中，L为当地经度。本专利技术具有以下技术效果：本专利技术在实现上更为简单，卡尔曼滤波器量测量构造容易，从而实时跟踪飞行器机动，保证系统方程的准确性，且只需空天飞机在飞行过程中做简单的摇翼动作即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定，有效的保证的星敏感器在实际使用过程中的定姿精度，具有良好的理论研究与工程应用价值。附图说明图1为本专利技术实施例提供的一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法的流程图；图2为本专利技术实施例提供的空天飞机在三种不同角速率情况下惯导的姿态误差角仿真图；图3为本专利技术实施例提供的空天飞机在三种不同角速率情况下星敏感器与惯导安装角误差仿真图；图4为本专利技术实施例提供的空天飞机在三种摇翼时间长度下惯导的姿态误差角仿真图；图5为本专利技术实施例提供的空天飞机在三种摇翼时间长度下星敏感器与惯导安装角误差仿真图。具体实施方式以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本专利技术做进一步阐述。本实施例提供的基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法主要包括如下过程：构建星敏感器模型，得到星敏感器相对于J2000惯性坐标系下的姿态输出；将SINS输出的导航结果，构造为可以匹配星敏感器输出的姿态矩阵；针对SINS系统和星敏感器的关键误差构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量；利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造卡尔曼滤波量测量。然后通过飞行器进行至少两个轴向的角机动，可有效估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对星敏感器进行在线标定。本专利技术只需空天飞机在飞行过程中做简单的摇翼动作即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定，有效的保证的星敏感器在实际使用过程中的定姿精度，具有良好的理论研究与工程应用价值。首先定义本实施例所需的参考坐标系：n－导航坐标系，X、Y、Z轴分别指向飞行器载体所在地理位置的北-东-地方向；b－载体坐标系，X、Y、Z轴分别指向飞行器载体的前-右-下方向；i－惯性坐标系；c－星敏感器测量坐标系。惯性坐标系为J2000惯性坐标系。步骤S1、获得星敏感器姿态输出；构建星敏感器模型，得到星敏感器相对于J2000惯性坐标系下的姿态输出。星敏感器测量坐标系c与载体坐标系b系之间的姿态转换关系在星敏感器安装时可以确定。假设星敏感器测量坐标系c与载体坐标系b基本重合，仅存在残余安装误差角α＝[αxαyαz]T(小角度)，则有式中[α×]为由α构成的反对称阵，即由于星敏感器的测量精度很高，考虑并标定星敏感器的安装误差以后，星敏感器自身的测量误差vcns可以考虑为零均值的白噪声过程，所以，实际星敏感器相对于J2000惯性坐标系的输出为：步骤S2、获得SINS姿态输出，将SINS输出的导航结果(输出位置和姿态矩阵)，构造为可以匹配星敏感器输出的姿态矩阵。由于SINS输出的姿态矩阵为而CNS输出为惯性姿态本专利技术需要利用SINS的导航结果来对CNS输出进行校正，因此需将SINS的导航结果构造为可匹配的量测构造方式为式中，np和nc分别表示由计算姿态和计算位置确定的导航坐标系，设真实位置处的导航坐标系为nt，则(3)式可展开为将分解为并考虑φn为姿态误差角，η为位置误差角，在导航坐标系下有其中L为当地经度，λ为当地纬度，h为高度。代入(4)式，忽略高阶小项整理可得步骤S3、SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量x；针对SINS系统，预先设定惯性器件的其他误差项已经得到很好的校正，只考虑其姿态误差φn、速度误差δvn、位置误差δpn、陀螺仪随机常值漂移εb以及加速度计随机常值误差对于星敏感器，仅考虑其安装误差角α。因此SINS/星敏感器本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，其特征在于，包含以下过程：步骤S1、获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵；步骤S2、获得SINS输出的姿态矩阵，并将所述SINS输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测；步骤S3、构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量；步骤S4、利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造构建SINS/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程；步骤S5、然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。

【技术特征摘要】
1.一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，其特征在于，包含以下过程：步骤S1、获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵；步骤S2、获得SINS输出的姿态矩阵，并将所述SINS输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测；步骤S3、构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量；步骤S4、利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造构建SINS/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程；步骤S5、然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。2.如权利要求1所述的基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，其特征在于，所述步骤S1中星敏感器输出的姿态矩阵为：其中，c表示星敏感器测量坐标系，i表示惯性坐标系，b表示载体坐标系，表示星敏感器载体系相对于惯性坐标系的姿态变换矩阵，I表示3×3单...

【专利技术属性】
技术研发人员：谷丛，吴枫，邵添羿，刘洋，林建华，吴成智，幸伟，董建腾，张铭涛，姜峰，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31