一种借助星敏感器的imu两位置对准方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于月球和深空探测自主导航领域，涉及一种MU的对准方法。
【背景技术】
[0002] 与地球火箭类似，探测器从地外天体表面起飞上升一般依靠的也是惯性导航。惯 性导航是一种递推式导航方法，在导航开始前需要建立惯导的姿态基准。地球上进行惯导 对准的基本方法是自对准，即利用加速度计获得的重力方向建立水平基准，利用陀螺获得 的地球自转角速度方向确定方位基准，必要时还可以通过光学瞄准设备进一步提高方位对 准精度。对于地外天体来说，由于引力和自转速度与地球可能差别很大，因此地球上常用的 自对准技术不完全适用。
[0003] 从地外天体表面起飞时，惯导系统需要完成自身的对准。目前国际上唯一一次完 成了地外天体起飞前对准的是美国的"阿波罗"登月飞船，它采用的是手动光学瞄准技术。 该技术利用一种光学瞄准望远镜来实施。首先由宇航员手动瞄准某颗已知恒星，然后从望 远镜上的刻度读出该恒星的方位信息，之后对另一颗恒星再次进行同样测量就可以解算出 登月飞船的姿态，最后通过电路系统驱动頂U (惯性测量单元，其中包括三个正交的陀螺和 三个正交的加速度计）完成对准。
[0004] 星敏感器是一种基于导航恒星星图的姿态敏感器，它可以用于取代光学瞄准望远 镜完成惯导对准。我国的探月工程中提出了一种基于星敏感器的惯导对准方法。这种方法 首先借助星敏感器的惯性姿态测量，滤波修正陀螺积分的姿态，从而确定惯性基准并估计 出陀螺的常值漂移；然后利用天体引力场信息估计出天向加速度计的零偏。这种方法存在 如下不足之处：首先星敏感器和IMU之间存在的安装/结构变形误差会降低对准精度。当 起飞平台固定在月球上时，星敏感器和MU之间的安装误差通过月球自转角速度耦合到陀 螺常值漂移估计中，造成星敏感器和MU之间的安装误差不可估计。其结果是对准后惯导 的基准建立在星敏感器上，对准的精度在很大程度上取决于星敏感器和MU之间安装误差 的大小。其次是只有一个方向的加速度计零偏可观，另外两个方向的加速度计零偏不能得 到估计。
【发明内容】
[0005] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种借助星敏感器的 IMU两位置惯导对准新方法，将星敏感器和IMU捷联安装在一个两轴旋转机构上，在对准过 程中将惯导姿态误差、星敏感器与MU之间的安装误差、IMU中三个陀螺的常漂和加速度计 的零偏均作为状态量进行估计，为了增加可观性，星敏感器和MU整体指向一个方向后再 由旋转机构调整到另一个方向，由此实现了全部的状态量可观，估计出的误差因素更多，能 够得到更高的对准精度。
[0006] 本发明的技术解决方案是：一种借助星敏感器的IMU两位置对准方法，包括如下 步骤：
[0007] (1)将星敏感器和MU捷联安装在同一个旋转机构上，并保证星敏感器和MU的相 对位置关系始终保持不变，同时将所述旋转机构安装在地外天体探测器上；
[0008] (2)将所述旋转机构锁定在一个初始位置上，初始位置应保证星敏感器指向天空 且正常输出测量数据；
[0009] (3)启动惯性导航，利用IMU中的加速度计和陀螺进行非引力加速度、角速度测 量，递推获得IMU本体相对地外天体表面的速度和姿态的计算数据；将惯性导航的速度计 算误差、姿态计算误差、加速度计的零偏、陀螺的常漂以及星敏感器相对IMU的安装误差作 为状态量，将惯性导航计算出的IMU本体相对地外天体表面的速度作为观测量，构建如下 的状态方程和量测方程进行卡尔波滤波，
【主权项】
1. 一种借助星敏感器的MU两位置对准方法，其特征在于包括如下步骤： (1) 将星敏感器和頂U捷联安装在同一个旋转机构上，并保证星敏感器和MU的相对位 置关系始终保持不变，同时将所述旋转机构安装在地外天体探测器上； (2) 将所述旋转机构锁定在一个初始位置上，初始位置应保证星敏感器指向天空且正 常输出测量数据； (3) 启动惯性导航，利用IMU中的加速度计和陀螺进行非引力加速度、角速度测量，递 推获得MU本体相对地外天体表面的速度和姿态的计算数据；将惯性导航的速度计算误 差、姿态计算误差、加速度计的零偏、陀螺的常漂以及星敏感器相对MU的安装误差作为状 态量，将惯性导航计算出的IMU本体相对地外天体表面的速度作为观测量，构建如下的状 态方程和量测方程进行卡尔波滤波，
其中，导航参考坐标系用η表示，三个坐标轴指向当地的东向、北向和天向，分别用下 标E、N、U表示；MU本体系用b表示，三个坐标轴平行于其内部安装的三个陀螺和加速度 计；P=R Ki J为惯导计算的相对天体表面速度；δ Vn= [δ Ve δ Vn δ VJt为惯导 速度的计算误差；为惯导姿态的计算误差；V6 =R1 Vjj VzF为頂U 中三个加速度计的零偏误差；￡=[￡；￡%、]1为^^中三个陀螺的常漂；€[=[€ [!￡€^ αζ]τ为星敏感器的三个安装误差角；w 4是加速度计测量噪声，是陀螺测量噪声；0为由 惯导计算的頂U本体坐标系到导航参考坐标系的姿态转换矩阵，且有
f和Zf分别为星敏感器三轴相对于MU本体坐标系的理论指向，If、f和f 分别为星敏感器实际测量的三个轴的指向，CT为由惯性坐标系到导航参考坐标系的姿态 转换矩阵，L是探测器在地外天体的炜度，Uim是地外天体的自转角速度，gm是天体重力加 速度的大小； (4) 步骤（3)执行一定时间滤波输出稳定后，将旋转机构旋转到另一个位置上，使得星 敏感器指向不同的天区，同时使得IMU对天体表面的姿态发生变化，然后再次执行步骤（3) 一定时间滤波输出稳定后进入下一步； (5) 用姿态误差滤波值修正惯导解算姿态，同时用陀螺常值漂移滤波值和加速度计零 偏滤波值取代原装订值，并用星敏感器安装误差角滤波值修订星敏感器安装装订值，完成 惯导的对准。
【专利摘要】一种借助星敏感器的IMU两位置对准方法，将星敏感器和IMU捷联安装在一个两轴旋转机构上，在对准过程中将惯导姿态误差、星敏感器与IMU之间的安装误差、IMU中三个陀螺的常漂和加速度计的零偏均作为状态量进行估计，为了增加可观性，星敏感器和IMU整体指向一个方向后再由旋转机构调整到另一个方向，由此实现了全部的状态量可观，估计出的误差因素更多，能够得到更高的对准精度。
【IPC分类】G01C25-00
【公开号】CN104833375
【申请号】CN201510257874
【发明人】李骥, 张晓文, 王鹏基, 张洪华, 赵宇, 于萍
【申请人】北京控制工程研究所
【公开日】2015年8月12日
【申请日】2015年5月19日