星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法技术

本发明专利技术公布了一种星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法，该方法首先分析了星敏感器输出姿态信息与安装误差之间的耦合关系，建立了星敏感器安装误差角量测模型，得到星敏感器输出的姿态矩阵；然后分析了利用不同横滚角位置标定安装误差的原理，并在此基础上，建立了基于不同横滚角位置的星敏感器安装误差标定模型；最后实现了基于四位置量测信息的三轴星敏感器安装误差标定计算与误差补偿算法。本发明专利技术能够实现对星敏感器安装误差的高精度标定，在此基础上进行安装误差的补偿，可有效提高星光天文定姿的精度，对星敏感器的高精度应用具有重要的理论意义和实际参考价值。

【技术实现步骤摘要】

专利技术涉及ー种，属于导航
，可应用于飞行器星敏感器安装误差的高精度标定和补偿，适用于空天飞行器的导航定位。
技术介绍
以星敏感器为代表的星光天文导航系统以其隐蔽性好、精度高、无姿态累积误差等特点，在航空、航天等领域得到了广泛的应用。随着CMOS、APS敏感器的发展和动态性能的提高，星敏感器越来越多地采用更为灵活和低成本的 捷联安装方式。星敏感器作为高精度天文敏感器，本身具有较高的測量精度，最高可达角秒级。但在实际应用中，星敏感器安装误差可达到角分级，其带来的測量误差大大高于星敏感器的随机测量误差，严重污染了星敏感器的量测信息，因此安装误差是影响星敏感器在实际应用中測量精度的主要因素之一。由于星敏感器安装误差实际是表现为像坐标轴的指向偏差，并最终耦合到星敏感器的量测信息中，因此利用星敏感器的量测输出进行安装误差标定的方法逐渐受到重视。现阶段的解决方法多使用其它器件(如陀螺)进行辅助标定，但该类方法有其自身缺点陀螺等器件本身具有测量误差，其測量精度会影响标定精度，从而増加了标定时误差建模及相应信息处理算法的复杂性。因此，现有的星敏感器安装误差标定方法复杂且精度较低，不能充分发挥星敏感器自身的高精度測量优势。
技术实现思路
本专利技术目的在于降低已有星敏感器安装误差对星敏感器定姿精度的影响，提供了ー种。本专利技术为实现上述目的，采用如下技术方案本专利技术，其特征在于包括以下步骤(I)建立星敏感器安装误差角量测模型，得到星敏感器输出的载体相对于惯性系的姿态矩阵，表示为&f = cp{c^vycficbficai，其中Ce表示考虑安装误差角时的安装误差矩阵，ぐ表示地心惯性坐标系和载体坐标系之间的转换矩阵，V表示星敏感器本身的随机观测噪声，可等效为角秒级的测角精度，对姿态阵元素的影响较小，<表示转台坐标系和载体坐标系之间的转换矩阵，q表示当地地理坐标系和转台坐标系之间的转换矩阵，cr表示地心地球固联坐标系和当地地理坐标系之间的转换矩阵，c;表示地心惯性坐标系和地心地球固联坐标系之间的转换矩阵，坐标转移矩阵中上下标的含义分别为i为地心惯性坐标系。e为地心地球固连坐标系，η为当地地理坐标系，P为转台坐标系，b为载体坐标系；(2)基于步骤(I)中所述的星敏感器安装误差角量测模型，建立基于不同横滚角的星敏感器安装误差标定模型；(3)根据步骤(2)中所述的基于不同横滚角的星敏感器安装误差标定模型，设计基于四位置量测信息的三轴星敏感器安装误差标定算法；(4)由步骤(3)所述三轴星敏感器安装误差标定算法获得安装误差參数，在星敏感器的定姿算法中加入安装误差补偿环节，校正安装误差造成的星敏感器对惯性姿态的量测误差。本专利技术克服了现有星敏感器误差标定技术受辅助測量器件量测误差影响的不足，构建了一种适用于空天飞行器星敏感器安装误差标定与补偿方法，它具有以下优势(I)无需借用陀螺等辅助测量器件，有效减小了辅助器件量测精度对误差标定精度的影响；(2)以标定测试中星敏感器输出的姿态信息为基础，从中提取安装误差的四位置标定测试与补偿方法，大大降低了标定实现的复杂性。附图说明 图I为本专利技术的星敏感器安装误差标定与补偿算法的具体实施流程图；图2为星敏感器安装误差角示意图；图3为第一组测试时星敏感器基座在转台上的固定关系示意图；图4为第二组测试时星敏感器基座在转台上的固定关系示意图；图5为仿真的一条飞行航迹；图6为本专利技术的星敏感器安装误差补偿前的天文定姿误差曲线图；图7为本专利技术的星敏感器安装误差补偿后的天文定姿误差曲线图。具体实施例方式下面结合附图对专利技术的技术方案进行详细说明如图I所示，本专利技术的原理是从建立安装误差角量测模型入手，得出星敏感器输出姿态矩阵，建立了基于不同横滚角位置的标定安装误差模型，实现了三轴星敏感器安装误差标定及补偿算法，实现高精度星光天文定姿。具体实施方法如下一、建立星敏感器安装误差角量测模型，得到星敏感器输出姿态矩阵安装误差角表现为星敏感器像坐标系与载体坐标系之间的夹角，如附图I所示，当考虑安装误差为小量时，安装误差矩阵可表示为 _ I A -PyCp = -βζ I βχ(4) Jy -Λ I _对于星敏感器固定于转台上的情况，得到星敏感器输出的载体相对于惯性系的姿态矩阵，采用一系列坐标转换矩阵表示为&f = cp (Cf + V) cpcbpccc(5)式(5)中，其中Ce表示考虑安装误差角时的安装误差矩阵，Cf表示地心惯性坐标系和载体坐标系之间的转换矩阵，V表示星敏感器本身的随机观测噪声，可等效为角秒级的测角精度，对姿态阵元素的影响较小，<表示转台坐标系和载体坐标系之间的转换矩阵， τ表示当地地理坐标系和转台坐标系之间的转换矩阵，c表示地心地球固联坐标系和当地地理坐标系之间的转换矩阵，c;表示地心惯性坐标系和地心地球固联坐标系之间的转换矩阵，坐标转移矩阵中上下标的含义分别为i为地心惯性坐标系。e为地心地球固连坐标系，η为当地地理坐标系，P为转台坐标系，b为载体坐标系。ニ、建立基于不同横滚角位置的星敏感器安装误差标定模型星敏感器固定于转台时，式(5)中仅C;和qf为可变，于是得到在tl和t2时刻转台处于不同姿态角时，星敏感器的输出枚本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法，其特征在于包括以下步骤 (1)建立星敏感器安装误差角量测模型，得到星敏感器输出的载体相对于惯性系的姿态矩阵，表示为2.根据权利要求I所述的星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法，其特征在于步骤(2)中所述的基于星敏感器安装误...

【专利技术属性】
技术研发人员：王融，熊智，刘建业，陈计辉，张丹，张旭，张承，彭惠，吴旋，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：