專利名稱：星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法
技術(shù)領(lǐng)域：
發(fā)明涉及ー種星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法，屬于導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，可應(yīng)用于飛行器星敏感器安裝誤差的高精度標(biāo)定和補償，適用于空天飛行器的導(dǎo)航定位。
背景技術(shù)：
以星敏感器為代表的星光天文導(dǎo)航系統(tǒng)以其隱蔽性好、精度高、無姿態(tài)累積誤差等特點，在航空、航天等領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。隨著CMOS、APS敏感器的發(fā)展和動態(tài)性能的提高，星敏感器越來越多地采用更為靈活和低成本的 捷聯(lián)安裝方式。星敏感器作為高精度天文敏感器，本身具有較高的測量精度，最高可達(dá)角秒級。但在實際應(yīng)用中，星敏感器安裝誤差可達(dá)到角分級，其帶來的測量誤差大大高于星敏感器的隨機測量誤差，嚴(yán)重污染了星敏感器的量測信息，因此安裝誤差是影響星敏感器在實際應(yīng)用中測量精度的主要因素之一。由于星敏感器安裝誤差實際是表現(xiàn)為像坐標(biāo)軸的指向偏差，并最終耦合到星敏感器的量測信息中，因此利用星敏感器的量測輸出進(jìn)行安裝誤差標(biāo)定的方法逐漸受到重視。現(xiàn)階段的解決方法多使用其它器件(如陀螺)進(jìn)行輔助標(biāo)定，但該類方法有其自身缺點陀螺等器件本身具有測量誤差，其測量精度會影響標(biāo)定精度，從而増加了標(biāo)定時誤差建模及相應(yīng)信息處理算法的復(fù)雜性。因此，現(xiàn)有的星敏感器安裝誤差標(biāo)定方法復(fù)雜且精度較低，不能充分發(fā)揮星敏感器自身的高精度測量優(yōu)勢。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的在于降低已有星敏感器安裝誤差對星敏感器定姿精度的影響，提供了ー種星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法。本發(fā)明為實現(xiàn)上述目的，采用如下技術(shù)方案本發(fā)明星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法，其特征在于包括以下步驟(I)建立星敏感器安裝誤差角量測模型，得到星敏感器輸出的載體相對于慣性系的姿態(tài)矩陣，表示為&f = cp{c^vycficbficai，其中Ce表示考慮安裝誤差角時的安裝誤差矩陣，ぐ表示地心慣性坐標(biāo)系和載體坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，V表示星敏感器本身的隨機觀測噪聲，可等效為角秒級的測角精度，對姿態(tài)陣元素的影響較小，<表示轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系和載體坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，q表示當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系和轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，cr表示地心地球固聯(lián)坐標(biāo)系和當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，c;表示地心慣性坐標(biāo)系和地心地球固聯(lián)坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，坐標(biāo)轉(zhuǎn)移矩陣中上下標(biāo)的含義分別為i為地心慣性坐標(biāo)系。e為地心地球固連坐標(biāo)系，η為當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系，P為轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系，b為載體坐標(biāo)系；(2)基于步驟(I)中所述的星敏感器安裝誤差角量測模型，建立基于不同橫滾角的星敏感器安裝誤差標(biāo)定模型；(3)根據(jù)步驟(2)中所述的基于不同橫滾角的星敏感器安裝誤差標(biāo)定模型，設(shè)計基于四位置量測信息的三軸星敏感器安裝誤差標(biāo)定算法；(4)由步驟(3)所述三軸星敏感器安裝誤差標(biāo)定算法獲得安裝誤差參數(shù)，在星敏感器的定姿算法中加入安裝誤差補償環(huán)節(jié)，校正安裝誤差造成的星敏感器對慣性姿態(tài)的量測誤差。本發(fā)明克服了現(xiàn)有星敏感器誤差標(biāo)定技術(shù)受輔助測量器件量測誤差影響的不足，構(gòu)建了一種適用于空天飛行器星敏感器安裝誤差標(biāo)定與補償方法，它具有以下優(yōu)勢(I)無需借用陀螺等輔助測量器件，有效減小了輔助器件量測精度對誤差標(biāo)定精度的影響；(2)以標(biāo)定測試中星敏感器輸出的姿態(tài)信息為基礎(chǔ)，從中提取安裝誤差的四位置標(biāo)定測試與補償方法，大大降低了標(biāo)定實現(xiàn)的復(fù)雜性。


圖I為本發(fā)明的星敏感器安裝誤差標(biāo)定與補償算法的具體實施流程圖；圖2為星敏感器安裝誤差角示意圖；圖3為第一組測試時星敏感器基座在轉(zhuǎn)臺上的固定關(guān)系示意圖；圖4為第二組測試時星敏感器基座在轉(zhuǎn)臺上的固定關(guān)系示意圖；圖5為仿真的一條飛行航跡；圖6為本發(fā)明的星敏感器安裝誤差補償前的天文定姿誤差曲線圖；圖7為本發(fā)明的星敏感器安裝誤差補償后的天文定姿誤差曲線圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖對發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說明如圖I所示，本發(fā)明的原理是從建立安裝誤差角量測模型入手，得出星敏感器輸出姿態(tài)矩陣，建立了基于不同橫滾角位置的標(biāo)定安裝誤差模型，實現(xiàn)了三軸星敏感器安裝誤差標(biāo)定及補償算法，實現(xiàn)高精度星光天文定姿。具體實施方法如下一、建立星敏感器安裝誤差角量測模型，得到星敏感器輸出姿態(tài)矩陣安裝誤差角表現(xiàn)為星敏感器像坐標(biāo)系與載體坐標(biāo)系之間的夾角，如附圖I所示，當(dāng)考慮安裝誤差為小量時，安裝誤差矩陣可表示為
_ I A -PyCp = -βζ I βχ(4)
Jy -Λ I _對于星敏感器固定于轉(zhuǎn)臺上的情況，得到星敏感器輸出的載體相對于慣性系的姿態(tài)矩陣，采用一系列坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣表示為
&f = cp (Cf + V) cpcbpccc(5)式(5)中，其中Ce表示考慮安裝誤差角時的安裝誤差矩陣，Cf表示地心慣性坐標(biāo)系和載體坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，V表示星敏感器本身的隨機觀測噪聲，可等效為角秒級的測角精度，對姿態(tài)陣元素的影響較小，<表示轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系和載體坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣， τ表示當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系和轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，c表示地心地球固聯(lián)坐標(biāo)系和當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，c;表示地心慣性坐標(biāo)系和地心地球固聯(lián)坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣，坐標(biāo)轉(zhuǎn)移矩陣中上下標(biāo)的含義分別為i為地心慣性坐標(biāo)系。e為地心地球固連坐標(biāo)系，η為當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系，P為轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系，b為載體坐標(biāo)系。ニ、建立基于不同橫滾角位置的星敏感器安裝誤差標(biāo)定模型星敏感器固定于轉(zhuǎn)臺時，式(5)中僅C;和qf為可變，于是得到在tl和t2時刻轉(zhuǎn)臺處于不同姿態(tài)角時，星敏感器的輸出枚權(quán)利要求
1.一種星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法，其特征在于包括以下步驟 (1)建立星敏感器安裝誤差角量測模型，得到星敏感器輸出的載體相對于慣性系的姿態(tài)矩陣，表示為
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法，其特征在于步驟(2)中所述的基于星敏感器安裝誤差角量測方程的星敏感器安裝誤差標(biāo)定模型，表達(dá)式如下
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法，其特征在于步驟(3)中所述的基于四位置量測信息的三軸星敏感器安裝誤差標(biāo)定算法，具體如下 I)第一組兩位置測試，設(shè)定載體坐標(biāo)系與轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系三軸重合，其量測矩陣為
全文摘要
本發(fā)明公布了一種星敏感器安裝誤差四位置標(biāo)定與補償方法，該方法首先分析了星敏感器輸出姿態(tài)信息與安裝誤差之間的耦合關(guān)系，建立了星敏感器安裝誤差角量測模型，得到星敏感器輸出的姿態(tài)矩陣；然后分析了利用不同橫滾角位置標(biāo)定安裝誤差的原理，并在此基礎(chǔ)上，建立了基于不同橫滾角位置的星敏感器安裝誤差標(biāo)定模型；最后實現(xiàn)了基于四位置量測信息的三軸星敏感器安裝誤差標(biāo)定計算與誤差補償算法。本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)對星敏感器安裝誤差的高精度標(biāo)定，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行安裝誤差的補償，可有效提高星光天文定姿的精度，對星敏感器的高精度應(yīng)用具有重要的理論意義和實際參考價值。
文檔編號G01C21/02GK102679999SQ20121000969
公開日2012年9月19日 申請日期2012年1月13日 優(yōu)先權(quán)日2012年1月13日
發(fā)明者劉建業(yè), 吳旋, 張丹, 張承, 張旭, 彭惠, 熊智, 王融, 陳計輝 申請人:南京航空航天大學(xué)