本發(fā)明涉及恒星模擬系統(tǒng)的構(gòu)建和GPS基線修正技術(shù)，具體涉及一種基于恒星模擬系統(tǒng)的船載經(jīng)緯儀的標(biāo)校方法。屬于導(dǎo)航
技術(shù)領(lǐng)域：
。
背景技術(shù)：
：動態(tài)條件下，精確標(biāo)定經(jīng)緯儀光軸空間指向的主要方法是星圖匹配，該方法必須保證經(jīng)緯儀視場內(nèi)可觀測恒星超過2顆，其主要存在三方面缺點(diǎn)：一是必須完成恒星識別，恒星識別計算量大、耗時長；二是必須完成對大氣折射的修正，而低仰角的蒙氣差修正模型精度較低；三是光電系統(tǒng)一般只在夜間才具備同時觀測多顆恒星的能力。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對上述現(xiàn)有技術(shù)提供一種基于恒星模擬系統(tǒng)的船載經(jīng)緯儀的標(biāo)校方法，可隔離經(jīng)緯儀自身軸系參數(shù)誤差、慣導(dǎo)設(shè)備姿態(tài)誤差以及未知變形傳導(dǎo)帶來的影響，較大幅度提高船載經(jīng)緯儀測角精度。本發(fā)明解決上述問題所采用的技術(shù)方案為：一種基于恒星模擬系統(tǒng)的船載經(jīng)緯儀的標(biāo)校方法，所述方法包括以下步驟：1、GPS基線建立GPS天線分別安裝于兩無人機(jī)和船甲板，其中無人機(jī)處天線安裝在無人機(jī)上方以利于無遮擋的收星定位，船甲板上的天線就近安裝于經(jīng)緯儀附近。利用載波相位差分獲取各“無人機(jī)天線→船甲板天線”（相位中心）在地平系下的高精度相對位置關(guān)系，由于一定距離范圍內(nèi)獲取到的相對位置誤差相當(dāng)，天線間距離越遠(yuǎn)，根據(jù)天線相對位置關(guān)系建立的基線指向精度越高。2、基線的修正根據(jù)光源和無人機(jī)GPS天線的相對位置關(guān)系，利用機(jī)載微型慣導(dǎo)測量的無人機(jī)姿態(tài)，修正光源的位置；根據(jù)船載GPS天線和經(jīng)緯儀的相對位置關(guān)系，利用船載慣導(dǎo)測量的姿態(tài)數(shù)據(jù)以及經(jīng)緯儀的方位俯仰角，修正經(jīng)緯儀上望遠(yuǎn)鏡第一主點(diǎn)的位置。3、標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡焦距、探測器靶面和像元尺寸的選擇為了完成經(jīng)緯儀光軸的實時標(biāo)定，經(jīng)緯儀在跟蹤目標(biāo)過程中，需要控制兩架載有光源的無人機(jī)同時出現(xiàn)在標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡視場內(nèi)。若標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡視場過小，對無人機(jī)的伴飛控制將會有較高的要求；若標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡的視場過大，可以降低對無人機(jī)的控制要求，但是望遠(yuǎn)鏡像元角分辨率將會因此受損。由于望遠(yuǎn)鏡的焦距、探測器靶面、像元尺寸與視場、像元角分辨率有關(guān)聯(lián)性，需要綜合考慮各方面的影響因素，選擇適宜的焦距、探測器靶面和像元尺寸。如：選用焦距為100mm標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡，像元尺寸為6.5μm×6.5μm探測器，像元數(shù)為2048×2048，則標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡的視場為7.6°×7.6°，像元角分辨率為13.4″。工程應(yīng)用上圖像處理一般可以做到0.1像元的細(xì)分能力，即通過圖像數(shù)據(jù)處理，對目標(biāo)的提取可以達(dá)到1.3″精度。4、GPS基線修正將O-XYZ為船載GPS坐標(biāo)系，為望遠(yuǎn)鏡地平系，Oj-XjYjZj為經(jīng)緯儀甲板坐標(biāo)系，Oz-XzYzZz為經(jīng)緯儀主機(jī)坐標(biāo)系，T-XTYTZT為機(jī)載GPS坐標(biāo)系。為標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡第一主點(diǎn)，在經(jīng)緯儀主機(jī)坐標(biāo)系的坐標(biāo)固定為，當(dāng)經(jīng)緯儀方位為A、俯仰為E時，在經(jīng)緯儀甲板坐標(biāo)系Oj-XjYjZj下的坐標(biāo)為：其中：式中：——經(jīng)緯儀方位零位；——經(jīng)緯儀照準(zhǔn)差；——經(jīng)緯儀橫軸差；——經(jīng)緯儀方位轉(zhuǎn)盤最大傾斜量；——經(jīng)緯儀方位轉(zhuǎn)盤最大傾斜方向的方位角。在以O(shè)j為坐標(biāo)原點(diǎn)的地平系下的坐標(biāo)為：其中：——船橫搖角；——船縱搖角；——船航向角。Oj在O-XYZ坐標(biāo)系下的坐標(biāo)為，則在O-XYZ坐標(biāo)系下的坐標(biāo)為：為裝備在無人機(jī)載體上的光學(xué)合作目標(biāo)，在機(jī)載GPS坐標(biāo)系下的坐標(biāo)為,利用機(jī)載微慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，可以計算出在以為坐標(biāo)原點(diǎn)地平系下的坐標(biāo)為：其中：——無人機(jī)載體滾動角；——無人機(jī)載體俯仰角；——無人機(jī)載體偏航角。使用兩個裝有光學(xué)合作目標(biāo)、微慣導(dǎo)和GPS收星定位設(shè)備的無人機(jī)，在O-XYZ坐標(biāo)系下，某一時刻機(jī)載GPS天線相位中心的坐標(biāo)分別為、，在O-XYZ坐標(biāo)系下兩機(jī)載光學(xué)合作目標(biāo)的坐標(biāo)分別為：在以為坐標(biāo)原點(diǎn)的望遠(yuǎn)鏡地平系下，兩機(jī)載光學(xué)合作目標(biāo)坐標(biāo)分別為：5、光軸空間指向計算在地平系下，由兩機(jī)載光學(xué)合作目標(biāo)建立的單位觀測矢量W1、W2分別為：其中，為視軸與探測器垂直，為方位脫靶量方向，為俯仰脫靶量方向。由兩機(jī)載光學(xué)合作目標(biāo)在探測器上像點(diǎn)的坐標(biāo)分別為、，焦距為f，則在坐標(biāo)系內(nèi)，兩光學(xué)合作目標(biāo)對應(yīng)單位參考矢量V1、V2分別為：坐標(biāo)系到地平系需要進(jìn)行三次坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)：首先，繞軸逆時針旋轉(zhuǎn)“”，得,其中為像旋角；然后，繞軸逆時針旋轉(zhuǎn)“-E”,得，其中E為大地仰角；最后，繞軸逆時針旋轉(zhuǎn)“A”,得，其中A為大地方位角。根據(jù)上面的坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)，單位觀測矢量W和參考矢量的關(guān)系為：令：其中：A——標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡地平系下方位角；E——標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡地平系下俯仰角；——標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡地平系下像面旋轉(zhuǎn)角。則有：對于上述獲取的兩個不平行的單位參考矢量V1和V2及相應(yīng)的觀測矢量為W1和W2，我們希望得到一個正交矩陣K，它滿足如下條件：上式中的矩陣K是超定的，可以通過如下方程構(gòu)造參考矢量和觀測矢量的標(biāo)準(zhǔn)三角陣：上面兩個公式中，符號“”表示矢量叉積：對于兩個矢量和，則：矢量叉積不滿足交換律，即：表示矢量的模，即矢量長度。這里存在唯一正交矩陣K，滿足：即姿態(tài)矩陣K為：其中：符號“T”表示矩陣轉(zhuǎn)置；為3×1矩陣，為1×3矩陣。對該算法進(jìn)行優(yōu)化，優(yōu)化的算法包含兩次相應(yīng)的運(yùn)算，每次分別以下標(biāo)為1、2的矢量作為主矢量，得到姿態(tài)矩陣K1、K2，然后利用姿態(tài)敏感器的誤差統(tǒng)計特性對兩個姿態(tài)矩陣進(jìn)行加權(quán)平均處理，得到一個比K1、K2更精確的姿態(tài)估計矩陣K，具體如下：首先分別以觀測矢量W1和W2為主矢量，根據(jù)上述算法解算得到姿態(tài)矩陣K1和K2，假設(shè)觀測矢量W1和W2的標(biāo)準(zhǔn)偏差分別為和，則姿態(tài)矩陣最終估計結(jié)果為：由上式可知，當(dāng)觀測矢量W1和W2是通過同一（或相同類型）姿態(tài)敏感器觀測所得，即兩個矢量的標(biāo)準(zhǔn)偏差相等時，上式可以簡化為：需要注意的是，姿態(tài)矩陣K一般為非正交矩陣，需要對其進(jìn)行正交化處理，一般情況下，可采用如下方法進(jìn)行正交化處理：據(jù)此可得：經(jīng)緯儀主光學(xué)或外掛式光學(xué)觀測系統(tǒng)光軸與標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡光軸在經(jīng)緯儀載體上的相對指向關(guān)系經(jīng)過嚴(yán)格標(biāo)定，分別為，則經(jīng)緯儀光學(xué)觀測系統(tǒng)的光軸在地平系下的指向與像面旋轉(zhuǎn)分別為：其中：——主光學(xué)系統(tǒng)地平系下方位角；——主光學(xué)系統(tǒng)地平系下俯仰角；——主光學(xué)系統(tǒng)地平系下像面旋轉(zhuǎn)角。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：本發(fā)明利用恒星模擬系統(tǒng)替代恒星方案，具有計算量小、大氣折射對精度的影響小和支持晝夜觀測的優(yōu)點(diǎn)。以搭載光學(xué)合作目標(biāo)的兩架無人機(jī)替代恒星，采用GPS載波相位差分技術(shù)建立起無人機(jī)到測量船精確基線，通過裝配于經(jīng)緯儀主鏡一側(cè)的大視場望遠(yuǎn)鏡完成對無人機(jī)的晝夜觀測。附圖說明圖1為本發(fā)明中GPS基線構(gòu)建示意圖。圖2為本發(fā)明中GPS標(biāo)?；€坐標(biāo)系關(guān)系示意圖。圖3為本發(fā)明中探測器成像坐標(biāo)系示意圖。圖4為本發(fā)明中光軸指向方位誤差的曲線圖。圖5為本發(fā)明中光軸指向俯仰誤差的曲線圖。圖6為本發(fā)明中光軸指向綜合總誤差的曲線圖。圖7為本發(fā)明中像面旋轉(zhuǎn)綜合誤差的曲線圖。具體實施方式以下結(jié)合附圖實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。本實施例中涉及的一種基于恒星模擬系統(tǒng)的船載經(jīng)緯儀的標(biāo)校方法，主要內(nèi)容涉及模擬恒星系統(tǒng)構(gòu)建、GPS基線修正和光軸空間指向計算。一、相關(guān)說明為便于本
發(fā)明內(nèi)容描述，在此對發(fā)明中涉及的坐標(biāo)系定義簡要說明。本發(fā)明主要涉及如下六個坐標(biāo)系：坐標(biāo)系基本平面坐標(biāo)原點(diǎn)X軸Y軸Z軸船載GPS地理水平面船載GPS相位中心沿緯度線指向東沿經(jīng)度線指向北與X軸、Y軸成右手關(guān)系機(jī)載GPS地理水平面機(jī)載GPS相位中心沿緯度線指向東沿經(jīng)度線指向北與X軸、Y軸成右手關(guān)系望遠(yuǎn)鏡地平系地理水平面第一主點(diǎn)沿緯度線指向東沿經(jīng)度線指向北與X軸、Y軸成右手關(guān)系經(jīng)緯儀甲板船甲板面經(jīng)緯儀三軸中心與Y軸、Z軸成右手關(guān)系沿船艏艉線指向北垂直船甲板面向上經(jīng)緯儀主機(jī)方位轉(zhuǎn)盤面經(jīng)緯儀三軸中心與Y軸、Z軸成右手關(guān)系沿主鏡光軸指向前垂直于主鏡視軸和俯仰軸向上光學(xué)探測器與像面平行且垂直于光軸光軸與第一主點(diǎn)交點(diǎn)在基本平面內(nèi)沿方位指向右沿光軸方向與X軸、Y軸成右手關(guān)系二、標(biāo)校方案在經(jīng)緯儀主機(jī)上掛載小口徑、大視場標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡，并標(biāo)定出標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡與經(jīng)緯儀主光學(xué)系統(tǒng)光軸的不平行度以及兩探測器相對旋轉(zhuǎn)角。在兩無人機(jī)上同時搭載紅色光源（便于晝夜光學(xué)觀測）、微型慣導(dǎo)、數(shù)傳電臺、GPS天線和接收機(jī)，其中光源合作目標(biāo)用于模擬恒星，當(dāng)經(jīng)緯儀跟蹤目標(biāo)時，兩無人機(jī)進(jìn)行“伴飛”使其同時出現(xiàn)在標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡視場內(nèi)。利用GPS載波相位差分相對定位技術(shù)確定各無人機(jī)GPS天線相對測量船GPS天線位置關(guān)系，然后使用船載慣導(dǎo)和無人機(jī)微型慣導(dǎo)姿態(tài)測量數(shù)據(jù)完成光源相對標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡第一主點(diǎn)空間指向修正，最后完成標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡光軸在地平系下空間指向及像面旋轉(zhuǎn)角的計算。實施例：1、GPS基線的建立兩無人機(jī)選用大疆S1000八旋翼產(chǎn)品，機(jī)載航空天線選用NovAtel公司的42GNSSA-XT-1，安裝于無人機(jī)頂部，機(jī)載接收機(jī)選用NovAtel公司的OEM615板卡，機(jī)載微慣導(dǎo)選用法國IG-500系列慣導(dǎo)，機(jī)載光源使用紅色LED燈，安裝于無人機(jī)底部。船載天線選用NovAtel公司的GPS-702GGL，就近安裝于經(jīng)緯儀附近甲板支架上，船載接收機(jī)選用ProPak6，船載慣導(dǎo)使用平臺慣導(dǎo)。GPS載波相位差分處理軟件使用NovAtel公司的Waypoint產(chǎn)品GrafMov8.3。2、基線的修正(1)船載端修正首先，利用經(jīng)緯儀方位、俯仰角計算標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡第一主點(diǎn)在經(jīng)緯儀甲板坐標(biāo)系Oj-XjYjZj下的坐標(biāo)；然后，利用慣導(dǎo)姿態(tài)（含航向）數(shù)據(jù)計算在以經(jīng)緯儀三軸中心為坐標(biāo)原點(diǎn)的地平系下坐標(biāo)；最后根據(jù)船載GPS相位中心與經(jīng)緯儀三軸中心的相對位置關(guān)系計算在船載GPS坐標(biāo)系下坐標(biāo)。(2)機(jī)載端修正首先，利用機(jī)載微慣導(dǎo)姿態(tài)數(shù)據(jù)計算光學(xué)合作目標(biāo)在機(jī)載GPS坐標(biāo)系下坐標(biāo)；然后，根據(jù)載波相位差分處理結(jié)果計算光學(xué)合作目標(biāo)在望遠(yuǎn)鏡坐標(biāo)系下坐標(biāo)。3、光軸空間指向計算選用的標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡焦距為100.052mm，像元尺寸為6.5μm，兩無人機(jī)至標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡距離2000m附近飛行，控制兩無人機(jī)光學(xué)合作目標(biāo)在標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡上的脫靶量分別在（°，°）、（°，°）附近變化，按照姿態(tài)矩陣優(yōu)化求解算法對標(biāo)校望遠(yuǎn)鏡地平系下的空間指向及相面旋轉(zhuǎn)進(jìn)行計算，然后計算經(jīng)緯儀主光學(xué)觀測系統(tǒng)光軸在地平系下的指向與像面旋轉(zhuǎn)角。經(jīng)緯儀主光學(xué)觀測系統(tǒng)對一顆已知恒星進(jìn)行電視跟蹤，利用上述方法標(biāo)定的主學(xué)觀測系統(tǒng)系統(tǒng)在地平系下指向與像面旋轉(zhuǎn)角與恒星的理論角進(jìn)行比對，誤差曲線如圖4-圖7所示。除上述實施例外，本發(fā)明還包括有其他實施方式，凡采用等同變換或者等效替換方式形成的技術(shù)方案，均應(yīng)落入本發(fā)明權(quán)利要求的保護(hù)范圍之內(nèi)。當(dāng)前第1頁1 2 3