基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法技术

本发明专利技术提出基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法，运用惯性星光组合滤波实现对气动光学星矢量零位误差的建模与校正，根据惯导系统与星敏感器输出的信息建立包含气动光学星矢量零位误差的误差观测模型，并形成基于线性卡尔曼滤波器的闭环校正信息融合方案校正气动光学星矢量零位误差。合方案校正气动光学星矢量零位误差。合方案校正气动光学星矢量零位误差。

【技术实现步骤摘要】
基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法


[0001]本专利技术属于临近空间高超声速飞行器惯性星光组合导航
，尤其涉及一种基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法。

技术介绍

[0002]星光导航作为提升惯性导航性能的主要方式广泛应用于中远程、洲际弹道导弹中。在飞行器进入大气层外空间后，通过调姿观星校正射前初始对准误差和惯性导航随时间发散的平台角误差，进而提升位置精度。临近空间高超声速飞行器采用惯性/星光组合方式，理论上可以达到百米量级的导航精度。
[0003]然而，高超声速飞行器在大气层内外跳跃飞行，星光观测窗口会有杂光以及激波、剪切层等复杂流场干扰，使惯性/星光组合观测传感器饱和、星图信噪比降低、星矢量偏移，即面临惯性/星光组合气动光学效应影响，导致组合不可用或者性能劣化。已有研究表明，飞行器在近空间以3马赫巡航时，在传感器未饱和时的气动效应误差约10角秒，远大于星敏感器3角秒的典型性能。
[0004]气动光学效应对星矢量的误差可以分为两部分，第一部分是高阶气动光学效应与气动噪声所引起的星矢量随机漂移，第二部分为低阶气动光学效应所引起的星矢量零位误差。传统的基于图像复原的星矢量误差校正方法对星矢量的随机漂移校正效果显著但是无法对零位误差进行有效校正，因此亟需研究一种可以有效校正气动光学效应所引起的星矢量零位误差的方法。

技术实现思路

[0005]为了解决上述已有技术存在的不足，本专利技术提出一种基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法，运用惯性星光组合滤波实现对气动光学星矢量零位误差的建模与校正。根据惯导系统与星敏感器输出的信息建立包含气动光学星矢量零位误差的误差状态模型与观测模型，并形成基于线性卡尔曼滤波器的闭环校正信息融合方案校正气动光学星矢量零位误差。本专利技术的具体技术方案如下：
[0006]基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法，包括以下步骤：
[0007]S1：构建包含星矢量气动光学零位的状态方程与观测方程；
[0008]星敏感器在其工作时段内向惯性导航系统提供连续星光量测信息，根据惯性导航系统误差模型，设星光惯性系统安装误差、惯性导航系统工具误差均已预先进行补偿，并考虑星矢量的方位角与高度角的气动光学零位误差，得到包含位置误差、速度误差、姿态误差与星矢量气动光学零位误差的导航坐标系下的组合导航状态方程与观测方程；
[0009]S2：输入状态初值、系统常数及系统噪声，计算状态一步预测值、状态一步预测均方误差及系统的滤波增益；
[0010]S3：利用观测方程对状态一步预测值、状态一步预测均方误差进行修正得到系统的估计值；
[0011]S4：通过逐次迭代更新即能够获得位置误差、速度误差、姿态误差与星矢量气动光学零位误差的导航坐标系下的最优估计。
[0012]进一步地，所述步骤S1中，设惯性导航系统的导航坐标系为游动自由方位坐标系，姿态误差为ψ
x
、ψ
y
、ψ
z
，速度误差为δv
x
、δv
y
、δv
z
，角位置误差为δθ
x
、δθ
y
、δh，在平台坐标系即s系下星矢量高度角与方位角气动光学零位误差为陀螺漂移为ε
x
、ε
y
、ε
z
，加速度计偏置为载体运动角速率为ρ
x
、ρ
y
、ρ
z
，地球自转角速率为Ω
x
、Ω
y
、Ω
z
，ω为载体角速度矢量与地球自转角速度矢量之和，即ρ+Ω，三个分量分别为ω
x
、ω
y
、ω
z
，载体运动速率为v
x
、v
y
、v
z
，地球半径为R；载体感受的比力为f
x
、f
y
、f
z
，则有如下状态方程与观测方程，状态方程包括位置误差方程、速度误差方程、姿态误差方程和星矢量气动光学零位误差方程，具体地，
[0013]位置误差方程为：
[0014][0015]速度误差方程为：
[0016][0017]姿态误差方程为：
[0018][0019]星矢量气动光学零位误差方程为：
[0020][0021]其中，τ
δEL
为星矢量的高度角气动光学零位误差相关时间，τ
δAZ
为星矢量的方位角气动光学零位误差相关时间；
[0022]观测方程为：
[0023]Z＝HX(t)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0024]其中，Z为观测矢量；
[0025]状态矢量
[0026]观测矩阵
[0027][0028]其中，EL
c
与AZ
c
为计算地理坐标系下的高度角与方位角，满足：
[0029][0030][0031]其中，λ与为惯性导航系统某一时刻输出的经纬度，δ为恒星的赤纬，GHA为恒星的格林时角。
[0032]进一步地，所述步骤S2中，状态一步预测为：
[0033][0034]其中，为第k步的状态矢量X
k
的先验估计，为第k
‑
1步的状态矢量X
k
‑1的后验估计，Φ
k/k
‑1为状态方程的结构参数矩阵；
[0035]计算状态一步预测均方误差：
[0036][0037]其中，P
k/k
‑1为第k步的状态一步预测均方误差，P
k
‑1为第k
‑
1步的状态估计均方误差，Γ
k
‑1与Q
k
‑1分别为第k
‑
1步的状态方程的噪声结构参数矩阵与系统噪声矩阵；
[0038]计算滤波增益：
[0039][0040]其中，K
k
为第k步的滤波增益矩阵，H
k
为第k步的观测矩阵，R
k
为观测噪声矩阵。
[0041]进一步地，所述步骤S3中，状态估计：
[0042][0043]其中，为第k步的状态矢量X
k
的后验估计，Z
k
为第k步的观测矢量；
[0044]计算状态估计均方误差：
[0045]P
k
＝(I
‑
K
k
H
k
)P
k/k
‑1ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(12)
[0046]由式(8)
‑
式(12)构成卡尔曼滤波器，通过实时的输入滤波算法的参数与状态矢量即可实现对星矢量气动光学零位本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：构建包含星矢量气动光学零位的状态方程与观测方程；星敏感器在其工作时段内向惯性导航系统提供连续星光量测信息，根据惯性导航系统误差模型，设星光惯性系统安装误差、惯性导航系统工具误差均已预先进行补偿，并考虑星矢量的方位角与高度角的气动光学零位误差，得到包含位置误差、速度误差、姿态误差与星矢量气动光学零位误差的导航坐标系下的组合导航状态方程与观测方程；S2：输入状态初值、系统常数及系统噪声，计算状态一步预测值、状态一步预测均方误差及系统的滤波增益；S3：利用观测方程对状态一步预测值、状态一步预测均方误差进行修正得到系统的估计值；S4：通过逐次迭代更新即能够获得位置误差、速度误差、姿态误差与星矢量气动光学零位误差的导航坐标系下的最优估计。2.根据权利要求1所述的校正方法，其特征在于，所述步骤S1中，设惯性导航系统的导航坐标系为游动自由方位坐标系，姿态误差为ψ
x
、ψ
y
、ψ
z
，速度误差为δv
x
、δv
y
、δv
z
，角位置误差为δθ
x
、δθ
y
、δh，在平台坐标系即s系下星矢量高度角与方位角气动光学零位误差为陀螺漂移为ε
x
、ε
y
、ε
z
，加速度计偏置为载体运动角速率为ρ
x
、ρ
y
、ρ
z
，地球自转角速率为Ω
x
、Ω
y
、Ω
z
，ω为载体角速度矢量与地球自转角速度矢量之和，即ρ+Ω，三个分量分别为ω
x
、ω
y
、ω
z
，载体运动速率为v
x
、v
y
、v
z
，地球半径为R；载体感受的比力为f
x
、f
y
、f
z
，则有如下状态方程与观测方程，状态方程包括位置误差方程、速度误差方程、姿态误差方程和星矢量气动光学零位误差方程，具体地，位置误差方程为：速度误差方程为...

【专利技术属性】
技术研发人员：张春熹，李天琦，杨艳强，宋凝芳，田一卓，田龙杰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：