一种基于空间目标角距辅助的惯导误差快速确定方法技术

本发明专利技术公开一种基于空间目标角距辅助的惯导误差快速确定方法，通过在星相机光轴的至少两个指向下进行高频多次观测以获得充足有效的异步测量信息，以保证导航误差参数的可观测性；通过建立以导航位置误差为待估参数的优化模型，利用非线性最小二乘算法进行第一轮优化，迭代估计出位置误差；通过建立以导航位置误差和速度误差为联合待估参数的优化模型，以第一轮优化的结果作为位置误差参数初值，利用经过第一轮估计的位置误差修正惯导解算的载体位置，再次采用非线性最小二乘算法进行第二轮优化，可以有效提取出状态传播过程中载体位置的变化趋势，从而对速度误差进行有效估计，同时在第一轮优化的基础上进一步提高位置误差的估计精度。差的估计精度。差的估计精度。

【技术实现步骤摘要】
一种基于空间目标角距辅助的惯导误差快速确定方法


[0001]本专利技术属于天文/惯性组合导航方法领域，涉及一种基于空间目标角距异步观测辅助的惯导误差快速确定方法。

技术介绍

[0002]惯性导航作为一种导航信息完整、数据更新率高、自主性强、抗干扰能力强、可全天候、全天时工作的导航技术，在航空、航天、航海等领域中得到了广泛应用，但其导航误差随时间累积增大。随着成像技术和数据处理能力的提升，具有照相观测能力的星相机可以同时观测恒星以及具有一定亮度和轨道先验信息的空间目标，并获得星光矢量和目标视线方向矢量等瞬时测量信息，将其作为空间基准信息源可用于空间载体的导航与定位。作为一种重要的天文导航敏感器，星相机具有测量精度高、误差不随时间累积、自主性强、可靠性高等特点，但存在易受天文观测对象的可见性和观测条件的影响、输出测量信息不连续、数据更新率较低等不足。因此，融合二者的测量信息，优势互补，可满足长时间、高精度的自主导航应用需求。
[0003]由于光学相机可观测恒星和空间目标的数量与其视场角大小、灵敏度等性能指标以及观测对象的分布和运动特性密切相关，而成像曝光、星图和目标的识别处理也需要一定的时间，这导致星相机的数据更新率较低，并且星相机提供的是与载体位置间接相关的测量信息，而载体速度的可观测度很低，速度误差难以被有效估计出来，如何有效利用数量和精度有限的测量信息，实现对导航误差参数的快速、准确估计是目前需要解决的问题，以下将从星相机的安装方式、可观测度改善方法、测量信息利用方式以及误差估计方法几方面进行阐述。
>[0004]由于目标卫星的数量有限，并且星相机的观测视野受到视场角的限制，使得在大多数情况下仅能观测到一颗目标卫星，即使在星相机的视野中同时观测到两颗及以上的目标卫星，被观测目标卫星之间的角距很小导致其提供的测量信息对状态估计的几何约束程度严重受限，此时如果对视野中所有可观测的目标卫星进行识别，不仅需要消耗较长的处理时间，而且对状态估计的精度并无较好的改善作用。因此通常选择星相机视野中可观度较好的一颗目标卫星进行识别与处理，输出对应的目标方向矢量测量信息。
[0005]此外，星相机光轴旋转角度的限制同样制约了载体状态估计的约束程度，为尽可能改善载体状态的可观测度，对于飞行过程较为平稳，没有较多姿态机动的对象，可以采用基于旋转基座的星相机安装方式。在飞行过程中，通过安装基座的旋转可以对星相机光轴作较大幅度的调整以观测更大范围的天区，减轻了星相机光轴旋转角度的限制。对于飞行过程中存在较多姿态机动的对象，如小型的高速旋转导弹、高超声速滑翔飞行器等，星相机可以采用捷联安装方式，即将星相机与惯性器件等与机体固连，星相机在飞行过程中可以随着载体姿态的机动改变光轴的指向，从而对不同天区的空间目标进行观测，实现载体状态可观测度的提升。尽管两种安装方式均能提高状态估计的精度，但是基于旋转基座的安装方式需要更大的光学观测窗口，这不仅对飞行器的外部结构强度和流线型设计提出了更
高要求，而且气动光学效应随窗口尺寸的增大进一步增强，严重影响天文观测的精度。而基于捷联安装方式的星相机随载体姿态机动改变光轴指向，无需开设更大尺寸的光学窗口，在总体结构设计、造价成本以及观测精度等方面更具优势。
[0006]除了尽可能改善状态可观测度以外，构建更准确的测量模型以有效利用测量信息是提升状态估计精度的另一种手段。目标方向矢量测量信息的利用方式有两种：一种是建立目标方向矢量与载体位置之间的关系，直接基于目标方向矢量构建测量模型，这种方式使用较为原始的测量信息，信息利用率较高，且构建的模型非线性程度较小，但是星相机的安装误差和轴扰动误差严重影响目标方向矢量的测量精度，当星相机安装误差和轴扰动误差较大时无法建立准确的基于目标方向矢量的测量模型；另一种是计算目标方向矢量和若干颗背景恒星的星光矢量之间的角距，进而构建基于角距的测量模型，由于在计算角距时，轴扰动误差对目标方向矢量和星光矢量的作用相互抵消了，并且角距的精度与坐标系转换的误差大小无关，因此基于角距的处理方式避免了星相机轴扰动误差和安装误差的影响。
[0007]常用的导航误差估计方法分为两类：基于状态估计的方法和基于参数估计的方法。其中，基于状态估计的方法包括卡尔曼滤波、粒子滤波、无迹滤波等滤波方法，其通过建立系统状态模型和测量模型，将待估计的导航误差作为系统状态向量的一部分，在线递推估计导航误差参数，被估误差参数需要一定的时间才能稳定收敛，并且当初始误差参数较大时滤波收敛时间较长甚至可能造成滤波发散，难以满足误差参数确定的快速性要求，且基于状态估计方法得到的估计精度会受到系统模型及噪声参数准确程度的影响。
[0008]典型的基于参数估计的方法包括线性最小二乘法和非线性最小二乘法，线性最小二乘法仅需建立关于被估误差参数与系统测量信息之间的测量模型，利用最小二乘准则来获得误差参数的估计值，估计精度不受限于测量噪声的准确程度，且实现简单，快速性较好；非线性最小二乘法通过建立与待估参数相关的优化模型，采用高斯牛顿法、Levenberg
–
Marquardt法等非线性优化方法进行迭代求解，保证了参数估计的精度。

技术实现思路

[0009]针对在初始导航误差较大且天文测量信息有限的情况下，基于卡尔曼滤波的状态估计方法收敛时间较长甚至无法收敛的问题，本专利技术将非线性最小二乘参数迭代优化方法与基于异步测量同步处理的信息融合思想相结合，设计了一种基于空间目标角距异步观测辅助的惯导误差快速确定方法。
[0010]本专利技术基于空间目标角距辅助的惯导误差快速确定方法，具体步骤为：
[0011]步骤1:初始化惯导解算相关状态参数。
[0012]步骤2：对惯性器件的测量信息进行解算，得到惯导解算的载体位置、速度和姿态。
[0013]步骤3：构建天文/惯性组合导航系统的状态方程。
[0014]步骤4：天文/惯性组合导航系统时间更新。
[0015]步骤5：进行星相机异步测量信息采集。
[0016]步骤6：基于角距测量建立以导航位置误差为待估参数的优化模型，采用非线性优化方法进行第一轮优化求解，得到导航位置误差的初步估计值。
[0017]步骤7：基于角距测量建立以导航位置误差和导航速度误差为待估参数的优化模型，以第一轮优化求解的结果作为位置误差初值，再次采用非线性优化方法进行第二轮迭
代优化，得到最终的导航位置误差和速度误差参数的估计值。
[0018]本专利技术的优点在于：
[0019]1、本专利技术基于空间目标角距异步观测辅助的惯导误差快速确定方法，具有较好的快速性；
[0020]2、本专利技术基于空间目标角距异步观测辅助的惯导误差快速确定方法，采用迭代求解的方法，保证了惯导误差参数的估计精度；
[0021]3、本专利技术基于空间目标角距异步观测辅助的惯导误差快速确定方法，在星相机视场角大小以及光轴转动角度受限的情况下，设计的异步测量采集方式可以有效保证待估参数的可观性；
[0022]4、本发本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于空间目标角距辅助的惯导误差快速确定方法，其特征在于：具体步骤为：步骤1:初始化惯导解算相关状态参数；步骤2：对惯性器件的测量信息进行解算，得到惯导解算的载体位置、速度和姿态；步骤3：构建天文/惯性组合导航系统的状态方程；步骤4：天文/惯性组合导航系统时间更新；步骤5：进行星相机异步测量信息采集；步骤6：基于角距测量建立以导航位置误差为待估参数的优化模型，采用非线性优化方法进行第一轮优化求解，得到导航位置误差的初步估计值；步骤7：基于角距测量建立以导航位置误差和导航速度误差为待估参数的优化模型，以第一轮优化求解的结果作为位置误差初值，再次采用非线性优化方法进行第二轮迭代优化，得到最终的导航位置误差和速度误差参数的估计值。2.如权利要求1所述一种基于空间目标角距辅助的惯导误差快速确定方法，其特征在于：步骤5中星相机异步测量信息采集方法为：A、设置同一指向下的高频观测频率以及观测次数；预设两个不同的光轴指向；B、在星相机光轴的第一个指向下以预设的观测频率对视野内的目标卫星和恒星连续进行多次观测，通过成像曝光和星图识别等过程获得恒星的星光矢量和目标卫星的视线方向矢量，进而得到恒星和目标卫星之间的角距测量信息，并记录每个观测时刻时间更新过程中状态转移阵的变化；C、改变光轴指向角，使星相机光轴指向由第一个指向改变为第二个指向；D、在星相机光轴的第二个指向下，以预设的观测频率对视野内的目标卫星和恒星连续进行多次观测，通过成像曝光和星图识别等过程获得恒星的星光矢量和目标卫星的视线方向矢量，进而得到恒星和目标卫星之间的角距测量信息，并记录每个观测时刻时间更新过程中状态转移阵的变化。3.如权利要求1所述一种基于空间目标角距辅助的惯导误差快速确定方法，其特征在于：步骤6中，基于角距测量的以导航位置误差为待估参数的优化模型为：基于角距测量的以导航位置误差为待估参数的优化模型为：式中：θ
j
由t
j
时刻的位置误差构成待估参数向量；m
i
为t
k
‑
i
时刻测量得到的恒星矢量与空间目标方向矢量之间的角距数目；t
k
‑
i
为所有异步测量的对准时刻；α
g
(t
k
‑
i
)为星相机在t
k
‑
i
时刻测量得到的第g颗观测恒星和空间目标卫星之间的角距；t
k
表示当前时刻；t
j
为第j个异步测量时刻；表示发惯系下根据t
j
时刻的惯导误差向量X(t
j
)经过状态转移得到的t
k
‑
i
时刻的位置误差利用对t
k
‑
i
时刻的惯导解算位置的误差进行修正，再由经过误差修正后的载体位置和空间目标位置确定t
k
‑
i
时刻下第g颗观测恒星矢量和空间目标矢量间的角距；Φ
pp
(t
k
‑
i
,t
j
)为从t
j
到t
k
‑
i
的状态转移矩阵中对应位置误差的状态转移阵分量；上标“^”均表示估计值。4.如权利要求1所述一种基于空间目标角距辅助的惯导误...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨静，王栋，熊凯，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：