基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法与流程

本发明涉及星敏感器技术领域，特别涉及一种基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法。

背景技术：

空天飞机，兼具航空和航天两种平台的功能,既可以像普通飞机一样在大气层内作高超声速飞行,又能够像火箭、卫星一样进入太空，并能够灵活地进行轨道机动飞行。空天飞机整个飞行任务跨越航空、航天两个不同领域，所采用的导航控制信息会有很大的差异，需要采用多种组合导航技术来解决了这一问题，可以充分利用星敏感器(cns)的长期高精度定姿信息和捷联惯导(sins)的短期高精度导航信息，通过卡尔曼滤波技术将它们有机结合起来构成组合导航系统，从而达到取长补短的目的。而且,由于sins与星敏感器均不向外辐射任何信息、抗干扰性强、隐蔽性好、完全自主因此sins/星敏感器组合导航系统必将成为现代军事及民用领域内的一种重要导航系统。但是实际应用中星敏感器在载体飞行过程中由于到外界温度、地面标定精度等因素影响，将会产生较大的安装误差，这将严重影响星敏感器的定姿精度。因此,必须对星敏感器的安装误差进行严格的在轨实时标定,其安装误差的实时标定与修正是确保星敏感器测量精度的关键。

近年来公开发表的文献中对星敏感器在线标定方法的研究也比较多，但大部分是基于星敏感器自标定方法或gnss辅助星敏感器进行标定，上述已有方法存在的确定主要体现在：(1)星敏感器自标定一般需要建立一个安装误差标定系统，需要包含各类光学器件，价格昂贵且设备安装复杂；(2)空天飞机整个飞行任务跨越航空、航天两个不同领域，基于gnss辅助星敏感器进行标定方法不能适用于空天飞机飞行的所有阶段，而sins为全天候自主导航设备，能更好的辅助星敏感器持续的进行高精度姿态输出。

技术实现要素：

本发明的目的是公开一种基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法，用以解决在实际应用中由于星敏感器存在安装误差，从而影响导航精度的问题，且适用于对空天飞机飞行的所有阶段的星敏感器的在线标定。

为了解决以上问题，本发明通过以下技术方案实现：

一种基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法，包含以下过程：

步骤s1、获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵。

步骤s2、获得sins输出的姿态矩阵，并将所述sins输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测。

步骤s3、构建sins/星敏感器组合导航系统的状态向量。

步骤s4、利用得到的星敏感器姿态矩阵和sins姿态矩阵构造构建sins/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程。

步骤s5、然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。

进一步的，所述步骤s1中星敏感器输出的姿态矩阵为：

其中，c表示星敏感器测量坐标系，i表示惯性坐标系，b表示载体坐标系，表示星敏感器载体系相对于惯性坐标系的姿态变换矩阵，i表示3×3单位矩阵，α×为星敏感器安装误差角α的反对称阵，vcns×为星敏感器自身的测量误差vcns的反对称阵。

进一步的，所述步骤s2中可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测为：

其中，nc表示由计算位置确定的导航坐标系，表示计算位置导航坐标系相对于惯性坐标系的姿态变换矩阵，φⁿ表示姿态误差角，η表示位置误差角。

进一步的，所述步骤s3中的sins/星敏感器组合导航系统的状态向量为：

其中，φⁿ表示姿态误差，δvⁿ表示速度误差，δpⁿ表示位置误差，εⁿ表示陀螺仪随机常值漂移，表示加速度计随机常值误差，α表示星敏感器安装误差角。

进一步的，所述步骤s4中的卡尔曼滤波量量测方程为：

其中，l为当地经度。

本发明具有以下技术效果：

本发明在实现上更为简单，卡尔曼滤波器量测量构造容易，从而实时跟踪飞行器机动，保证系统方程的准确性，且只需空天飞机在飞行过程中做简单的摇翼动作即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定，有效的保证的星敏感器在实际使用过程中的定姿精度，具有良好的理论研究与工程应用价值。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的空天飞机在三种不同角速率情况下惯导的姿态误差角仿真图；

图3为本发明实施例提供的空天飞机在三种不同角速率情况下星敏感器与惯导安装角误差仿真图；

图4为本发明实施例提供的空天飞机在三种摇翼时间长度下惯导的姿态误差角仿真图；

图5为本发明实施例提供的空天飞机在三种摇翼时间长度下星敏感器与惯导安装角误差仿真图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

本实施例提供的基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法主要包括如下过程：构建星敏感器模型，得到星敏感器相对于j2000惯性坐标系下的姿态输出；将sins输出的导航结果，构造为可以匹配星敏感器输出的姿态矩阵；针对sins系统和星敏感器的关键误差构建sins/星敏感器组合导航系统的状态向量；利用得到的星敏感器姿态矩阵和sins姿态矩阵构造卡尔曼滤波量测量。然后通过飞行器进行至少两个轴向的角机动，可有效估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对星敏感器进行在线标定。本发明只需空天飞机在飞行过程中做简单的摇翼动作即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定，有效的保证的星敏感器在实际使用过程中的定姿精度，具有良好的理论研究与工程应用价值。

首先定义本实施例所需的参考坐标系：n－导航坐标系，x、y、z轴分别指向飞行器载体所在地理位置的北-东-地方向；b－载体坐标系，x、y、z轴分别指向飞行器载体的前-右-下方向；i－惯性坐标系；c－星敏感器测量坐标系。惯性坐标系为j2000惯性坐标系。

步骤s1、获得星敏感器姿态输出；构建星敏感器模型，得到星敏感器相对于j2000惯性坐标系下的姿态输出。

星敏感器测量坐标系c与载体坐标系b系之间的姿态转换关系在星敏感器安装时可以确定。假设星敏感器测量坐标系c与载体坐标系b基本重合，仅存在残余安装误差角α＝[αxαyαz]^t(小角度)，则有

式中[α×]为由α构成的反对称阵，即

由于星敏感器的测量精度很高，考虑并标定星敏感器的安装误差以后，星敏感器自身的测量误差vcns可以考虑为零均值的白噪声过程，所以，实际星敏感器相对于j2000惯性坐标系的输出为：

步骤s2、获得sins姿态输出，将sins输出的导航结果(输出位置和姿态矩阵)，构造为可以匹配星敏感器输出的姿态矩阵。

由于sins输出的姿态矩阵为而cns输出为惯性姿态本发明需要利用sins的导航结果来对cns输出进行校正，因此需将sins的导航结果构造为可匹配的量测构造方式为

式中，np和nc分别表示由计算姿态和计算位置确定的导航坐标系，设真实位置处的导航坐标系为nt，则(3)式可展开为

将分解为并考虑φⁿ为姿态误差角，η为位置误差角，在导航坐标系下有

其中l为当地经度，λ为当地纬度，h为高度。

代入(4)式，忽略高阶小项整理可得

步骤s3、sins/星敏感器组合导航系统的状态向量x；

针对sins系统，预先设定惯性器件的其他误差项已经得到很好的校正，只考虑其姿态误差φⁿ、速度误差δvⁿ、位置误差δpⁿ、陀螺仪随机常值漂移ε^b以及加速度计随机常值误差对于星敏感器，仅考虑其安装误差角α。因此sins/星敏感器组合导航系统的状态向量x为:

状态方程为：

式中ω为陀螺输出的角度信息，f为加速度计输出比力信息，其余相关矩阵分别为：

其中，rmh为子午圈曲率半径和rnh卯酉圈曲率半径。

步骤s4、sins/星敏感器组合导航系统量测方程

利用和构造量测匹配矩阵，

根据叉乘反对称矩阵特性从(9)式中提取量测量

可得量测方程为

由(11)式可看出，与sins/cns组合导航量测方程中的星敏感器安装误差角直接相关，决定量测量中安装误差角的分配系数。飞行器姿态变化会引起的变化，因此通过改变姿态误差、位置误差和星敏感器安装误差角的分配比重，即可将各类误差进行有效分离，进而提高各自的估计精度。影响方式为：飞行器沿某一轴向的角运动会提高其余两个轴向相关参数的估计精度。也就是说，如果有效估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，则需要飞行器进行至少两个轴向的角机动，如俯仰角机动、横滚角机动等。

当飞行器角运动使星敏感器安装误差角的充分可观测后，极限估计精度与星敏感器的精度相当。下面将本发明方法应用于具体实施例中，采用半实物仿真系统对本发明进行验证和对比。

试验系统采用光纤捷联惯导，陀螺常值漂移设为0.05°/h，角随机游走系数为刻度系数误差100ppm；加速度计常值偏置4×10^-5g，速度随机游走为刻度系数误差100ppm。设惯导姿态初始误差为[30′30′30′]^t星敏感器和捷联惯导间的安装误差角设为[10′20′30′]^t。姿态角速率为0.1°/s时星敏感器垂直光轴方向xy轴精度为2″，光轴方向z轴精度为20″；姿态角速率为0.6°/s时星敏感器xy轴精度为7″，z轴精度为35″；姿态角速率为1°/s时星敏感器xy轴精度为12″，z轴精度为70″。将飞行器轨道高度h设置为400公里，地球半径re＝6378160m。

①设飞行器从10s开始机动，先绕横滚轴角机动80s，往复摇翼一次，休息60s，再绕航向轴角机动80s，此后绕轨道匀速飞行。取角速率分别为0.1°/s、0.6°/s、1°/s三个等级，易知三个等级中的摇翼幅度分别为2°、12°和20°。捷联惯导姿态误差角和星敏感器与捷联惯导间的安装角误差分别如图2和图3所示。

图2为三种角速率情况下惯导的姿态误差角示意图，图3为星敏感器与捷联惯导安装角误差示意图。可以看出飞行器10s开始绕横滚轴x机动时，俯仰y轴和航向z轴的星敏感器与捷联惯导安装角迅速得到估计；150s后绕航向z轴进行角机动后，方能估计出x轴的安装误差角。相同机动时间，角速率越大，即摇翼幅度越大，捷联惯导姿态误差角以及星敏感器与捷联惯导间的安装误差角收敛速度越快。仿真结束时刻，星敏感器与捷联惯导安装角误差约0.1′(角速率0.6°/s和1°/s)，0.4′(角速率0.1°/s)，即摇翼幅值越大，收敛精度越高。

②设飞行器从10s开始以0.6°/s的角速度绕横滚轴往复摇翼一次，完成一次摇翼的时间分别为80s、160s、240s，即摇翼幅度分为12°、24°和48三个等级。

图4为三种摇翼时间长度下惯导的姿态误差角，图5为星敏感器与捷联惯导安装角误差。可以看出飞行器10s开始绕横滚轴x机动时，x轴的星敏感器与捷联惯导安装角无法得到估计；进一步验证了若估计出三个轴向的星敏安装误差角，飞行器必须进行至少两个轴向的角机动。飞行器以相同角速率进行机动时，机动时间越长，幅值越大，捷联惯导安装误差角和星敏感器和惯导安装误差角收敛速度越快，精度越高。

由此可以看出，利用本发明提供的在线标定方法，飞行器在进行两个轴向的角机动后，星敏感器和捷联惯导间安装误差角可迅速得到估计，收敛速度和估计精度与飞行器机动幅值相关，不同角速率对应的星敏感器精度不同，应选择合适的角速率尽量延长机动时间，快速精确估计出星敏安装误差角，估计的精度与星敏感器精度相当。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。