【技术实现步骤摘要】
一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法
本专利技术涉及导航领域，可应用于弹道导弹/运载火箭的捷联星光/惯性组合导航，尤其适用于导航中平台失准角和星敏感器安装误差的确定。。
技术介绍
星光/惯性组合导航是在惯性导航的基础上辅以星光量测信息来修正惯导系统的姿态误差，进一步修正陀螺的漂移误差、初始失准角以及初始位置误差，从而获得高精度的位置、速度、姿态。根据星敏感器/陀螺仪和加速度计在载体上的不同安装方式，惯性系统可分为平台式和捷联式。捷联式惯性导航系统没有物理平台，星敏感器和惯性器件直接安装在弹体/箭体上，直接承受弹体/箭体的振动和冲击，工作环境恶劣，使得测量精度降低，但系统结构简单/成本价格方面占优，同时对被测星体的方位要求不是很严，可以找到比较亮的星体，便于提高星光导航系统的整体工作效果，进而可使得导弹武器系统具有较好的机动性和快速发射能力，在今后特殊的弹道导弹/运载火箭系统制导领域中会得到不断地应用和实现。星敏感器用来测量恒星在星敏感器坐标系中的星光矢量，是星光/惯性复合导航系统中的重要组成部分。然而其安...
【技术保护点】
1.一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法，其特征在于，包括以下步骤：/n1)根据给定的星敏感器安装角
【技术特征摘要】
1.一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)根据给定的星敏感器安装角和待估计的星敏感器安装误差将弹体体坐标系B分别绕YB、ZB轴旋转-ψ0+ψ0、后与星敏感器坐标系S重合，计算出弹体体坐标系到星敏感器坐标系的姿态转换矩阵从而得到星敏感器坐标系中的星光矢量SS与SI的转换关系；ψ0分别为俯仰角、偏航角；Δψ0分别为俯仰方向、偏航方向；
2)根据星敏感器安装角计算出弹体体坐标系B到理想星敏感器坐标系S'的转换矩阵从而得到星敏感器坐标系中的理想星光矢量SS'与SI的转换关系；
3)根据SS与SI的转换关系、SS'与SI之间的转换关系，得到星敏感器测量量[ξη]与平台失准角[αxαyαz]和星敏感器安装误差之间的关系；
4)通过测量三颗导航星，得到三个星敏感器测量量，利用最小二乘法估计出平台失准角[αxαyαz]与星敏感器的安装误差
2.根据权利要求1所述的星光/惯性组合导航及误差在线标定方法，其特征在于，步骤1)的具体实现过程包括：
1)计算出弹体体坐标系到星敏感器坐标系的姿态转换矩阵
其中，
2)通过所选恒星的高低角es和方位角σs，计算出在理想发射惯性系I中的星光方向单位矢量SI；
3)根据理想发射惯性系中的星光方向单位矢量SI，理想发射惯性系I与惯导平台系P间的转换矩阵惯导平台系P到弹体体坐标系B间的转换矩阵以及弹体体坐标系B到星敏感器坐标系S的转换矩阵得到星敏感器坐标系中的星光矢量SS与SI的转...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵依，张洪波，安雪滢，汤国建，李鹏飞，李兆亭，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43
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