本发明涉及一种基于卫星识别的星敏感器自主导航方法，属于星敏感器自主导航方法技术领域。
背景技术：
星敏感器能够独立工作并提供具有极高精度的惯性姿态信息，该姿态信息没有累积误差且不随时间发散。星敏感器输出的惯性姿态信息中包含由地球自转引入的牵连运动分量和由地球摄动造成的岁差-章动、极移等误差分量，所以通常星敏感器的惯性姿态输出无法直接作为导航参数进行解算。为了消除上述因素的影响，星敏感器输出的惯性姿态信息需要通过坐标变换及补偿转换为导航坐标系下的姿态信息。在姿态变换过程中同时需要引入位置信息，实现姿态的分解与转换，因而位置信息的精度将直接影响最终姿态输出的精度。
星敏感器姿态解算中的位置信息，目前绝大多数的位置信息获取方法为由外部信息源提供，如惯性导航系统，但是惯性导航系统的位置信息会因惯性导航的工作原理产生误差累积，即导航精度随时间发散，所以惯性导航系统提供的位置信息并不能满足星敏感器定姿、定位的高精度要求；略少一部分的位置信息获取方法是通过为星敏感器系统添加辅助设备、辅助参数或增加特定机动实现，如利用六分仪直接敏感地平，如增加大气密度参数测量星光折射间接敏感地平，如采用特定机动保持平台为某一特定姿态等。采用星敏感器直接进行位置解算的优势为，由星敏感器获得的位置信息不具有累积误差且不随时间发散。但是采用星敏感器直接定位方法时，虽然能够保证系统具有一定的定位能力，但是具有以下问题：在添加更多参数的同时引入了更多的误差，在执行特定机动的同时降低了载体的机动性，在增加更多辅助设备时降低了星敏感器的无源性和自主性，所以亟待提出一种新的方法实现星敏感器的自主定位。
目前，星敏感器自主定位方法通常可以分为直接敏感地平、间接敏感地平以及纯天文几何等方法，其中纯天文几何方法更具有优势，由于其无需引入额外的辅助参数、设备或机动同时解算较为简单快速。在纯天文几何定位方法中，星光角距法能够利用星敏感器视场中的恒星和其他非恒星天体之间的夹角和位置关系进行定位，这种定位方法的精度与天体之间夹角大小成正比且与观测点距被测天体之间的距离成反比，即星光夹角越大、天体距离越近定位精度越高。所以在定位过程中希望采用距地球更近的近地天体，如卫星，这样能够有效的提高定位的精度。
在卫星定位过程中需要利用卫星的位置信息，这就需要识别出当前参与计算的卫星信息。通常卫星识别是在载体的位置和姿态已知的情况下进行卫星识别，而在星敏感器自主导航中，载体的位置和姿态都为未知状态，并且现在并没有研究提出行之有效的卫星识别方法，同时没有对应的星敏感器自主定姿、定位的导航方法。
技术实现要素：
本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，即针对现有研究无法实现在导航参数未知条件下进行卫星识别，进而无法独立采用星敏感器进行高精度定姿、定位实现星敏感器自主导航的问题。进而提供一种基于卫星识别的星敏感器自主导航方法。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
一种基于卫星识别的星敏感器自主导航方法，包括以下步骤：
步骤一、惯性姿态测定：星敏感器根据视场中捕捉到的恒星Si信息，与已创建的全天球星图Mapstar进行匹配，获得当前星敏感器相对于惯性坐标系的姿态信息Att；
步骤二、恒星信息识别：根据匹配的姿态信息，识别当前视场中所有的恒星信息，获得赤经、赤纬的信息，同时计算当前星敏感器光轴指向单位向量Li；
步骤三、观测平面确定：星敏感器采用多目星敏感器形式，设所有星敏感器光轴交于计算空间中一点，且任意两个星敏感器光轴确定一个星敏感器光轴所在惯性系平面Popticalaxis；
步骤四、卫星星图创建：根据太空中所有在轨工作的卫星创建基于惯性坐标系的卫星星图Mapsatellite，Mapsatellite与世界时间UTC相关，即随时间变化，且绕地球地心旋转；
步骤五、卫星星图分割：平面Poptical axis和卫星星图Mapsatellite相交形成圆CP×Map；以CP×Map为中心，以星敏感器视场宽度Width的一半为带宽，将卫星星图Mapsatellite向两边延伸分割成平行于Poptical axis的圆环带Fwidth/2，Swidth/2总共I＝2π/width份，且Fi//Fj{i,j∈I,i≠j}；
步骤六、分割星图投影：将圆环带Fwidth/2向垂直于光轴指向Li的平面P⊥oa上投影，该投影即将球面卫星空间投射于平面内，形成具有一定相对位置畸变的矩形平面；由Mapsatellite投影形成的带状星图为Mapprojection，且该投影与UTC时间和姿态Att相关；
步骤七、恒卫星图融合：将Mapstar和Mapprojection综合形成融合星图Mapintegrated(UTC,Att)，Mapintegrated为UTC和Att的函数；
步骤八、融合星图匹配：将视场中所有的天体，包含恒星和卫星与星图Mapintegrated进行匹配，获得当前被观测卫星的信息Ri；
步骤九、星光角距定位：利用恒星的星光矢量信息Si、恒星卫星之间的星光夹角信息IAij、卫星的相对距离信息ρi以及卫星的惯性位置信息Ri进行定位计算载体的位置为r；
步骤十、改进恒卫选取：每次计算中引入超过计算所需最少恒卫数量的恒星和卫星进行定位，以提高计算精度；若恒星数量为N、卫星数量为K时，任选N中2颗恒星计算星光矢量夹角IA，即IAM,任选M中3个星光角计算Li，即Li,同理卫星Rj,
步骤十一、改进定位计算：不考虑载体偏离天球原点对姿态测量的影响时，星敏感器通过星空观测和星图匹配直接给出载体相对于惯性空间的姿态角Atti，卫星与恒星在星敏感器像平面坐标系内的关系为R(α,β)，那么卫星方向矢量可通过Li＝R(α,β)·Atti计算；
步骤十二、限制恒卫选取：限制引入恒星M和卫星K的数量，由于在星体观测过程中会具有一定的测量误差，利用过多的恒星和卫星参与计算反而会引入过多的误差，进而降低定位和导航的准确性；在恒卫选取中遵循：
1、选取的恒星、卫星尽可能的靠近视场中心；
2、恒星与恒星、恒星与卫星之间的星光矢量夹角大于设定的阈值δthreshold；
3、卫星为新卫星、轨道摄动较弱、轨道参数较准确；
4、星光夹角的单次测量误差在σ之内；
步骤十三、星敏自主导航：计算出载体的位置，并转换为导航坐标系下的位置信息完成自主定位，在已知位置、时间及地球参数的基础上进行姿态转换完成自主定姿，综上最终完成自主导航。
本发明具有以下有益效果：采用卫星识别方法，能够直接利用卫星信息，极大程度提升了定位的灵活性和适用性；采用融合星图匹配，可以获得更准确的卫星识别结果，提高了系统定位信息来源的可靠性；采用卫星定位方法，由于卫星位置信息精度更高，所以较行星定位方法定位更准确，且受观测天体摄动影响更小，同时卫星数量较多，提高了连续定位的稳定性；采用冗余多星测量解算，能够有效的消除由恒星、卫星观测信息不准确而带来的计算误差，提高最终的定位精度。本发明可以实现高精度星敏感器定姿与定位，且导航结果不随时间发散，定位精度优于50m，由定位误差造成的定姿精度误差不超过1″。
具体实施方式
下面将对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。
本实施例所涉及的一种基于卫星识别的星敏感器自主导航方法，包括以下步骤：
步骤一、惯性姿态测定：星敏感器根据视场中捕捉到的恒星Si信息，与已创建的全天球星图Mapstar进行匹配，获得当前星敏感器相对于惯性坐标系的姿态信息Att；
步骤二、恒星信息识别：根据匹配的姿态信息，识别当前视场中所有的恒星信息，获得赤经、赤纬的信息，同时计算当前星敏感器光轴指向单位向量Li；
步骤三、观测平面确定：星敏感器采用多目星敏感器形式，设所有星敏感器光轴交于计算空间中一点，且任意两个星敏感器光轴确定一个星敏感器光轴所在惯性系平面Poptical axis；
步骤四、卫星星图创建：根据太空中所有在轨工作的卫星创建基于惯性坐标系的卫星星图Mapsatellite，且新卫星、摄动误差较小的卫星具有较高的选择优先级，Mapsatellite与世界时间UTC相关，即随时间变化，且绕地球地心旋转；
步骤五、卫星星图分割：平面Poptical axis和卫星星图Mapsatellite相交形成圆CP×Map；以CP×Map为中心，以星敏感器视场宽度Width的一半为带宽，将卫星星图Mapsatellite向两边延伸分割成平行于Poptical axis的圆环带Fwidth/2，Swidth/2总共I＝2π/width份，且Fi//Fj{i,j∈I,i≠j}；
步骤六、分割星图投影：将圆环带Fwidth/2向垂直于光轴指向Li的平面P⊥oa上投影，该投影即将球面卫星空间投射于平面内，形成具有一定相对位置畸变的矩形平面；由Mapsatellite投影形成的带状星图为Mapprojection，且该投影与UTC时间和姿态Att相关；为了尽可能的消除由投影带来的畸变，可以适当的在保持单位视场内匹配卫星数量足够的条件下缩小Fwidth/2的宽度Width；
步骤七、恒卫星图融合：将Mapstar和Mapprojection综合形成融合星图Mapintegrated(UTC,Att)，Mapintegrated为UTC和Att的函数；
步骤八、融合星图匹配：将视场中所有的天体，包含恒星和卫星与星图Mapintegrated进行匹配，获得当前被观测卫星的信息Ri；
步骤九、星光角距定位：利用恒星的星光矢量信息Si、恒星卫星之间的星光夹角信息IAij、卫星的相对距离信息ρi以及卫星的惯性位置信息Ri进行定位计算载体的位置为r；
步骤十、改进恒卫选取：每次计算中引入超过计算所需最少恒卫数量的恒星和卫星进行定位，以提高计算精度；若恒星数量为N、卫星数量为K时，任选N中2颗恒星计算星光矢量夹角IA，即IAM,任选M中3个星光角计算Li，即Li,同理卫星Rj,
步骤十一、改进定位计算：不考虑载体偏离天球原点对姿态测量的影响时，星敏感器通过星空观测和星图匹配直接给出载体相对于惯性空间的姿态角Atti，卫星与恒星在星敏感器像平面坐标系内的关系为R(α,β)，那么卫星方向矢量可通过Li＝R(α,β)·Atti计算；
步骤十二、限制恒卫选取：限制引入恒星M和卫星K的数量，由于在星体观测过程中会具有一定的测量误差，利用过多的恒星和卫星参与计算反而会引入过多的误差，进而降低定位和导航的准确性；在恒卫选取中遵循：
1、选取的恒星、卫星尽可能的靠近视场中心；
2、恒星与恒星、恒星与卫星之间的星光矢量夹角大于设定的阈值δthreshold；
3、卫星为新卫星、轨道摄动较弱、轨道参数较准确；
4、星光夹角的单次测量误差在σ之内；
步骤十三、星敏自主导航：计算出载体的位置，并转换为导航坐标系下的位置信息完成自主定位，在已知位置、时间及地球参数的基础上进行姿态转换完成自主定姿，综上最终完成自主导航。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，这些具体实施方式都是基于本发明整体构思下的不同实现方式，而且本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。