基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，包括以下步骤：1)以载体发射点处的惯性坐标系(简称发射点惯性坐标系)为导航坐标系，以待发射弹体上的捷联惯性导航系统(SINS)为子惯导，建立弹载捷联惯性导航系统传递对准状态方程；2)弹载捷联惯导系统导航信息和观测量的计算；3)量测方程的建立；4)根据建立的状态方程和量测方程，利用稀疏网格求积分卡尔曼滤波器估计弹体的数学平台失准角、速度误差、位置误差、安装误差和载体的挠曲变形，对子惯导系统进行修正，完成传递对准过程。
【专利说明】基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及组合导航传递对准【技术领域】，具体涉及一种基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法。
【背景技术】
[0002]临近空间载体是21世纪航空航天【技术领域】新的制高点。捷联惯性导航系统是临近空间载体的主要导航设备，是一种完全自主的导航技术，具有短时精度高、输出连续、抗干扰能力强、导航信息全面等优势，但是缺点是导航误差随时间积累，临近空间载体的弹体子惯导系统在空中应急启动时需要利用主惯导或者其他辅助设备(如星敏感器)的输出信息进行传递对准，以达到自主、快速、高精度启动的目的。以星敏感器为观测手段的天文导航(CNS)，主要利用恒星来进行导航，具有隐蔽性好、自主性强、精度高和容易受天候影响的特点。SINS/CNS组合导航系统具有良好的定姿性能，在航空航天领域得到广泛应用，但目前主要存在以下问题:
[0003](I) 一般以当地地理坐标系为导航坐标系，利用星敏感器的测量平台坐标系相对地理坐标系的姿态角差值，作为组合系统滤波器的观测值，对惯导系统进行修正。此类方法的缺点是选取地理坐标系为导航坐标系，不便于考虑万有引力及地球非球形引力摄动影响，不适用于临近空间载体的运动学分析。
[0004](2)选择当地地理系为作为星光矢量的参考坐标系，就需要将星敏感器测量得的载体坐标系的星光矢量转换到地理坐标系下，在此过程中不可避免的引入误差，使滤波器性能下降。
[0005]基于此，需要研究一种模型更简单直观、精度更高的姿态匹配传递对准方法。
【发明内容】
[0006]发明目的:本发明的目的在于解决现有技术中没有综合考虑载体运动学、星光测量参考系带来精度低问题，本发明基于星敏感器的近空间弹载捷联惯性导航系统传递对准方法，以发射点惯性坐标系为导航坐标系，直接利用星敏感器输出的高度角和方位角信息；建立任意失准角的状态方程和量测方程；综合考虑了系统的安装误差、杆臂和挠曲变形，建立了更全面的传递对准；利用稀疏网格求积分滤波器对子惯导系统的导航参数和惯性器件的误差进行修正和估计。
[0007]技术方案:本发明一种基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，包括以下步骤:
[0008]I)以载体发射点处的惯性坐标系(简称发射点惯性坐标系)为导航坐标系，以待发射的弹体上的捷联惯性导航系统(SINS)为子惯导，建立弹载捷联惯性导航系统传递对准状态方程；
[0009]2)弹载捷联惯导系统导航信息和观测量的计算。根据弹体SINS解算得到的姿态、位置以及星敏感器识别的导航星，查询导航星历中的天体格林时角和赤纬，得到弹体坐标系下子惯导解算的导航星高度角和方位角，与星敏感器输出的导航星高度角和方位角比较，得到导航星高度角误差和方位角误差；
[0010]3)量测方程的建立。利用子惯导解算的位置误差和姿态误差对星敏感器进行补偿，获得导航星高度角和方位角，建立星敏感器导航星高度角误差和方位角误差量测方程;
[0011]4)根据建立的状态方程和量测方程，利用稀疏网格求积分卡尔曼滤波器估计弹体的数学平台失准角、速度误差、位置误差、安装误差和载体的挠曲变形，对子惯导系统进行修正，完成传递对准过程。
[0012]进一步地，所述步骤I)基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，具体为:
[0013]状态变量X为
[0014]
Χ = ? t' Φ, Svx Svy δνζ Ssx Ssy Ss1 εχ Sy ε3 V1 Vy V: μχ μy μ: φχ φ}.φζ φχ φν φζ]τ 包括失准角ΦχΦyΦζ、速度误差δ Vx δ Vy δ Vz、位置误差δ Sx δ Sy δ Sz、陀螺仪漂移误差ε χ ε y ε ζ、加速度计偏置误差N馬安装误差μ χ μ y μ z、子惯导挠曲变形*
[0015]24维的状态方程为k = F(X) + Gw I
[0016]系统状态方程的建立:
[0017](I)数学平台失准角误差方程
[0018]φ" =^cJc;,S(4,
[0019]其中:φ= [ΦΧΦΥΦ Jt ；
【权利要求】
1.基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤: 1)以载体发射点处的惯性坐标系为导航坐标系，以待发射弹体上的捷联惯性导航系统为子惯导，建立弹载捷联惯性导航系统传递对准状态方程； 2)弹载捷联惯导系统导航信息和观测量的计算:根据弹体SINS解算得到的姿态、位置以及星敏感器识别的导航星，查询导航星历中的天体格林时角和赤纬，得到弹体坐标系下子惯导解算的导航星高度角和方位角，与星敏感器输出的导航星高度角和方位角比较，得到导航星高度角误差和方位角误差； 3)量测方程的建立:利用子惯导解算的位置误差和姿态误差对星敏感器进行补偿，获得导航星高度角和方位角，建立星敏感器导航星高度角误差和方位角误差量测方程； 4)根据建立的状态方程和量测方程，利用稀疏网格求积分卡尔曼滤波器估计弹体的数学平台失准角、速度误差、位置误差、安装误差和载体的挠曲变形，对子惯导系统进行修正，完成传递对准过程。
2.根据权利要求1所述基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，其特征在于: 所述步骤I)具体为: 状态变量X为
I=[武 #, Φ.Svx 6vy 5v_ 6sx 6sr εχ εν ε— Vx Vv μ' //,' μ: φ' φ>.φ— φχ φ' φ_]Γ包括失准角ΦΧΦ,ΦΖ、速度误差SvxSvyS νζ、位置误差δ8χ SSy Ssz、陀螺仪漂移误差ε χ ε y ε z、加速度计偏置误差V*Vji V2、安装误差μ χ μ y μ z、子惯导挠曲变形作-外恥 24维的状态方程为1.= F(X) + Gw ; 系统状态方程的建立: (1)数学平台失准角误差方程 Φ" 二 -cXiH 其中:φ = [φχ φχ φ,]1 ；
€0$φν $?ηφχ$?ηφν€0$φχ$?ηφΓ I Cj ?- O cos φχοο$φν-$?ηφχοο$ψν
cm^v — O sin 4cos 4 J i是发射点惯性坐标系，此处也是导航坐标系； ?是惯导解算的发射点惯性坐标系，即数学平台坐标系； b是弹体坐标系，即子惯导坐标系； Cf为子惯导解算的姿态矩阵，表示弹体坐标系b到数学平台坐标系f的姿态转换矩阵； 为陀螺测量误差； (2)速度误差方程 惯性坐标系下速度误差微分方程为，
Stt = g - r; Wif + qqsf + gg1其中:δν1=!^' δ Vy δ VZ]T ； fb是子惯导MU的比力测量值； δ fb是子惯导IMU的比力测量误差； 是I系至i系的变换阵； δ g1是重力加速度误差； (3)位置误差方程 惯性坐标系下位置误差SS微分方程为，
SSi = SF1
其中:δ S1 = [ δ sx δ sy δ SJT ； (4)姿态变换矩阵
式中:bm是载体坐标系即载机坐标系或星敏感器载体坐标系； bs是子惯导坐标系；bh是子惯导水平坐标系； C是bh系到bm系的变换矩阵；Clh是bs系到bh系的变换矩阵； Ct是主惯导的姿态矩阵； μ是子惯导安装误差角，-是机翼挠曲变形角； (5)安装误差与机翼挠曲变形误差 安装误差方程为P=O 机翼挠曲变形引起的子惯导水平坐标系bh相对载机坐标系bm的挠曲变形角为: ψ^[φχ φ、φ:]τ,模型为:
其中:f=[修:(6,]1"的方差为。=[σ x σ y σ JT ; η = [ ηχ ny η Jt为白噪声,其方差为 Qn = [Qnx Qny QnJT，即 rI ~N(0，Qn) ; β = [βχ β y βζ]Τ*常数。 所述步骤2)具体为: 弹载捷联惯导系统导航信息和观测量的计算: (1)发射点惯性坐标系下弹载捷联惯导系统导航信息计算； 惯性导航子系统利用惯性测量单元测量弹体的加速度信息和角速度信息，由SINS解算单元给出弹体的发射点惯性坐标系的位置信息和姿态信息；根据加速度信息、角速度信息、万有引力和地球非球形引力摄动，解算弹体的位置信息和姿态信息；结合导航星天体的格林时角GHA、赤纬DEC信息，转换成惯导解算的高度角Hd3和方位角Ad3 ； (2)观测量的计算； 星敏感器观测设备固定在载体上，通过星敏感器对星光进行跟踪观测，输出导航星在星敏感器坐标系下(即载机坐标系)的高度角Hb和方位角Ab ； 实际测量的对应某颗导航星的高度角Htjb和方位角Atjb ；Hob = Hb+vh Aob = Ab+va 式中:vh、va为星敏感器角度测量噪声；ΗΛ、Atjb为高度角方位角的测量值。 由于子惯导存在位置误差、速度误差、安装误差和杆臂挠曲效应，由子惯导解算的高度角Hd3和方位角Ad3中存在计算误差:
Hcb = Hb+ δ h Acb = Ab+ δ a 观测量为子惯导解算的高度角方位角和星敏感器实际测量的高度角方位角之差:
δ h = Hcb-Hob+vh δ a = Acb_Aob+va
所述步骤3)具体为: 量测方程的建立； 量测信息来源于两部分:星敏感器输出的导航星高度角和方位角以及子惯导解算的导航星高度角和方位角； 考虑子惯导解算误差，星敏感器坐标系的高度角和方位角误差主要由子惯导解算的位置误差和姿态误差造成；通过补偿获得星敏感器的高度角Htjbl和方位角Atjbl ； 星敏感器高度角方位角传递对准量测方程为:
Δ Hb = Hcb-Hobl
aK = Acb-Aobl ；所述步骤4)具体为:基于稀疏网格求积分卡尔曼滤波器的传递对准系统信息融合；该步骤是利用子惯导的误差方程作为状态方程，利用高度角和方位角的系统测量方程，将导航星敏感器子系统和捷联惯导子系统高度角方位角输出的差值作为观测值，基于稀疏网格求积分卡尔曼滤波器对系统误差进行实时估计，并将估计误差发送到子惯导解算单元，对导航误差进行校正。
3.根据权利要求1或2所述的基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，其特征在于，所述步骤2)中子惯导解算高度角Hd3和方位角Ad3具体步骤为: .2.1)由导航星星历和子惯导解算的经度Longibs和纬度Latitbs，获得当地地理坐标系下的解算高度角H。,和方位角Art ；
Hct = arcsin (sinDEC sinLatitbs+cosDEC CosLatitbs costEc) 其中，DEC为赤纬，tEc为子午线角，
.2.2)利用星光矢量与高度角和方位角之间关系及姿态转换矩阵获得弹体坐标系下的解算高度角Hd3和方位角Ad3 ； 其过程如下: (I)由当地地理坐标系下的解算高度角H。,和方位角Art得到当地地理坐标系 下的解算星光矢量rrtrct = [rctx rcty rctJT = [cosHctcosAct sinHct cosHctsinAct]T (2)利用姿态转换矩阵Cf得到弹体坐标系的星光矢量rc;b=[rcbx rcby rcbJT
其中..rd> = (,; 姿态转换矩阵Cf =CfCfjT 其中:Cf是Cl.的转置矩阵，是子惯导解算的姿态矩阵； 是地球坐标系e到发射点惯性坐标系i的转换矩阵； q是子惯导解算北天东坐标系I到地球坐标系e的转换矩阵，由当地经纬度确定； (3)利用星光矢量与高度角方位角之间的几何关系及姿态转换矩阵获得弹体坐标系下解算高度角Hd3和方位角Ad3 ；
4.根据权利要求1或2所述的基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，其特征在于，所述步骤3)中建立星敏感器导航星高度角误差和方位角误差量测方程为: .3.1)星敏感器观测设备固定在载体上，星敏感器坐标系的高度角和方位角误差主要由子惯导解算的位置误差和姿态误差造成；补偿状态变量中发射点惯性坐标系的位置误差，根据发射点惯性坐标系与地球坐标系转换关系求得当地经纬度； 发射点惯性坐标系的位置误差补偿表示为Sil = S1- δ Si其中Sil = [sxl Syl SzlJ1Si =[Sx Sy Sz]
[Sxl Syl szl]T = [Sx- δ Sx Sy- δ Sy Sz- δ sJT 补偿后地心惯性坐标系的位置se, ,其中~=K ^ ，cr是发射点惯性坐标系i到地心惯性坐标系C的转换矩阵； 补偿后地球坐标系的位置^ ，其中Sel =K 4 Silr , C1!是地心惯性坐标系C到地球坐标系e的转换矩阵； 补偿后当地地理经纬度，
由导航星星历和补偿后的经度Longirtl和纬度Latitrtl，获得补偿后地理坐标系下的高度角Hotl和方位角Aotl ；
Hotl = arcsin (sinDEC sinLatitotl+cosDEC CosLatit0tl costEotl) 其中定义子午线角tE()tl,由下式计算得:
.3.2)利用星光矢量r-与高度角Htrtl方位角Artl之间的关系及姿态转换矩阵^获得载体坐标系下的解算高度角Htjbl和方位角Atjbl ； 其过程如下: (1)考虑子惯导解算的位置误差，补偿后当地地理坐标系下的解算高度角Htrtl和方位角Artl得到当地地理坐标系下的星光矢量rotl
roti = [rotlx rotly rotlJT = [cosHotl CosA0tl SinHotl CosH0tl sinAotl]T (2)考虑子惯导解算的姿态误差，利用补偿后姿态转换矩阵得到星敏感坐标系即载体坐标系的星光矢量I^bl = [r
其中:rM =C^rofl 姿态转换矩阵Cf =c^c^cic:q G是由滤波器对机翼挠曲变形角估计值给出； Cti是由滤波器对安装误差角估计值给出； Cf是子惯导解算的姿态矩阵； CJ是地理坐标系,到地球坐标系e的转换矩阵，由子惯导解算补偿后的经度LongitrtI和纬度Latitrtl和确定； ^是惯导解算姿态误差补偿矩阵，表示导航坐标系i到数学平台坐标系I之间转换矩阵，由子惯导解算后的数学平台失准角确定； (3)利用星光矢量与高度角方位角转换关系，获得星敏感坐标系下高度角Htjbl和方位角 Aobl ；
【文档编号】G01C25/00GK104165640SQ201410393596
【公开日】2014年11月26日 申请日期:2014年8月11日 优先权日:2014年8月11日
【发明者】程向红, 陈红梅, 戴晨曦, 韩旭, 王晓飞 申请人:东南大学