一种用于非完备量测条件的天文定位方法与流程

本发明属于天文导航技术领域，具体涉及一种非完备量测条件下利用序贯观测多颗导航恒星进行天文定位的方法。

背景技术：

天文导航在自主性、隐蔽性和抗电磁干扰等方面的优势，使其成为卫星导航不可用环境下实现持续可靠导航的有效手段之一。对于航空机载天文导航应用，主要适合采用具有所受入射杂散光线较少，单星测量信噪比高，可实现昼夜观测等特点的小视场星跟踪器。

常规天文定位方法通常需要同时观测两颗或两颗以上导航恒星才能达到完备测量条件，并获得稳定且精度较高的天文定位结果。但对于小视场星跟踪器来说，一次只能观测单颗导航恒星，无法实现多星的同步观测。如果只依靠单星的观测信息进行天文定位，由于量测信息没有达到天文定位所需的完备量测条件，其导航精度较为有限。

为此，本发明提出一种用于非完备量测条件的天文定位方法，利用小视场星跟踪器通过分时段序贯观测不同的导航恒星，通过对序贯观测信息的补偿获得天文定位解算所需的多星观测信息，从而达到天文定位所需的完备测量条件，实现高精度天文定位。该方法既能利用小视场星跟踪器单星测量精度高的特点，又能发挥多星天文定位算法解算精度高的优势，可实现非完备量测条件下的天文定位，具有良好的应用前景。

技术实现要素：

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种用于非完备量测条件的天文定位方法，该方法可利用小视场星跟踪器分时段观测不同的导航恒星，通过解算获得实现飞行器位置。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种用于非完备量测条件的天文定位方法，包括以下步骤：

步骤(1)：初始化，建立导航恒星库，设置定位解算所需的导航恒星数为n_c，设置已观测星数n＝0；

步骤(2)：转动小视场星跟踪器搜索导航恒星，设置已观测星数n＝n+1，测量所观测到第n颗导航恒星的星光高度角H⁽ⁿ⁾和星光方位角A_z⁽ⁿ⁾，并记录观测时刻t⁽ⁿ⁾、观测时刻飞行器所在位置的经度Lon⁽ⁿ⁾和纬度Lat⁽ⁿ⁾；

步骤(3)：判断已观测星数n是否满足n≥n_c；若满足，则继续执行步骤(4)，否则返回步骤(2)；

步骤(4)：对步骤(2)至步骤(3)得到的n_c颗导航恒星的星光高度角和星光方位角进行补偿；

步骤(5)：利用步骤(4)得到的n_c颗导航恒星的补偿后的星光高度角和星光方位角利用多星天文定位算法进行定位解算；

步骤(6)：判断导航是否结束；若是则结束，否则设置已观测星数n＝0并返回步骤(2)。

进一步的，步骤(4)中，对所述导航恒星的星光高度角和星光方位角进行补偿的具体方法，包括以下子步骤：

步骤(4-1)：记录当前时刻为定位解算时刻t_c，记录惯性导航系统输出的飞行器当前所在位置的经度Lon_c和纬度Lat_c；

步骤(4-2)：根据飞行器当前所在位置的经度Lon_c和纬度Lat_c，以及步骤(2)得到的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星观测时刻飞行器所在位置的经度Lon⁽ⁿ⁾和纬度Lat⁽ⁿ⁾，计算第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星观测对应的经度偏移ΔLat⁽ⁿ⁾和纬度偏移ΔLon⁽ⁿ⁾；利用步骤(4-1)记录的所述定位解算时刻t_c和步骤(2)记录的观测时刻t⁽ⁿ⁾，计算第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星观测对应的格林时角偏移ΔGHA⁽ⁿ⁾；其表达式分别为：

ΔLat⁽ⁿ⁾＝Lat_c-Lat⁽ⁿ⁾

ΔLon⁽ⁿ⁾＝Lon_c-Lon⁽ⁿ⁾

ΔGHA⁽ⁿ⁾＝t_c-t⁽ⁿ⁾

步骤(4-3)：根据飞行器当前所在位置的经度Lon_c和纬度Lat_c以及导航恒星星历查询得到的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星的赤纬Dec⁽ⁿ⁾和当前格林时角GHA⁽ⁿ⁾，分别计算纬度偏移、经度偏移、所观测导航恒星格林时角偏移对星光高度角和星光方位角补偿系数μ_{H_Lat}、μ_{H_Lon}、μ_{H_GHA}、μ_{A_Lat}、μ_{A_Lon}、μ_{A_GHA}；

步骤(4-4)：利用步骤(4-2)获得的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星观测对应的经度偏移ΔLat⁽ⁿ⁾、纬度偏移ΔLon⁽ⁿ⁾、观测对应的格林时角偏移ΔGHA⁽ⁿ⁾，以及步骤(4-3)获得的纬度偏移、经度偏移、所观测导航恒星格林时角偏移对星光高度角和星光方位角补偿系数μ_{H_Lat}、μ_{H_Lon}、μ_{H_GHA}、μ_{A_Lat}、μ_{A_Lon}、μ_{A_GHA}，计算对第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星星光高度角的补偿值ΔH⁽ⁿ⁾和星光方位角的补偿值ΔA⁽ⁿ⁾；

步骤(4-5)：利用步骤(4-4)获得的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星星光高度角的补偿值ΔH⁽ⁿ⁾和星光方位角的补偿值ΔA⁽ⁿ⁾，计算补偿后的星光方位角和星光高度角

进一步的，所述步骤(4-3)中，纬度偏移、经度偏移、所观测导航恒星格林时角偏移对星光高度角和星光方位角补偿系数，其表达式分别为：

纬度偏移对星光高度角的补偿系数：

μ_{H_Lat}⁽ⁿ⁾＝cosLat_c sinDec⁽ⁿ⁾-sinLat_ccosDec⁽ⁿ⁾cos(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)

经度偏移对星光高度角的补偿系数：

μ_{H_Lon}⁽ⁿ⁾＝-cosLat_ccosDec⁽ⁿ⁾sin(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)

所观测导航恒星格林时角偏移对星光高度角的补偿系数：

μ_{H_GHA}⁽ⁿ⁾＝μ_{H_Lon}⁽ⁿ⁾

纬度偏移对星光方位角的补偿系数：

μ_{A_Lat}⁽ⁿ⁾＝cosLat_ccot(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)+sinLat_ctanDec⁽ⁿ⁾csc(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)

经度偏移对星光方位角的补偿系数：

μ_{A_Lon}⁽ⁿ⁾＝-sinLatcsc²(Lon+GHA⁽ⁿ⁾)

+cosLattanDec⁽ⁿ⁾cot(Lon+GHA⁽ⁿ⁾)csc(Lon+GHA⁽ⁿ⁾)

所观测导航恒星格林时角增量对星光高度角的补偿系数：

μ_{A_GHA}⁽ⁿ⁾＝μ_{A_Lon}⁽ⁿ⁾。

进一步的，所述步骤(4-4)中，对第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星星光高度角的补偿值ΔH⁽ⁿ⁾和星光方位角的补偿值ΔA⁽ⁿ⁾，其表达式为：

进一步的，所述步骤(4-5)中，所述补偿后的星光方位角和星光高度角的表达式为：

有益效果：本发明提供的一种用于非完备量测条件的天文定位方法，所述方法利用小视场星跟踪器通过分时段观测不同的导航恒星，利用多星序贯观测信息解算实现高精度天文定位；本发明方法克服了常规小视场星跟踪器由于只能观测单星而无法高精度定位的问题；与利用大视场星敏感器进行多星同步观测的天文定位方法相比，本发明方法充分利用了小视场星跟踪器观测精度高的优势，可以在单次观测无法获得完备量测信息的情况下，提高天文导航系统的定位性能。

附图说明

图1为本发明方法的原理流程示意图；

图2为采用本发明方法补偿后和未补偿的星光高度角误差对比示意图；

图3为采用本发明方法补偿后和未补偿的星光方位角误差对比示意图；

图4为采用本发明方法补偿后和未补偿的天文定位经度误差对比示意图；

图5为采用本发明方法补偿后和未补偿的天文定位纬度误差对比示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

本发明为一种用于非完备量测条件的天文定位方法，其流程如图1所示，包括以下步骤：

步骤(1)，初始化，建立导航恒星库，设置定位解算所需的导航恒星数为n_c；设置已观测星数n＝0；

步骤(2)，转动小视场星跟踪器搜索导航恒星，设置已观测星数n＝n+1，测量所观测到第n颗导航恒星的星光高度角H⁽ⁿ⁾和星光方位角A_z⁽ⁿ⁾，并记录观测时刻t⁽ⁿ⁾、观测时刻飞行器所在位置的经度Lon⁽ⁿ⁾和纬度Lat⁽ⁿ⁾；

步骤(3)，判断已观测星数n是否满足n≥n_c；若满足，则继续执行步骤(4)，否则返回步骤(2)；

步骤(4)，对步骤(2)至步骤(3)得到的n_c颗导航恒星的星光高度角和星光方位角进行补偿，包括以下子步骤：

步骤(4-1)，记录当前时刻为定位解算时刻t_c，记录惯性导航系统输出的飞行器当前所在位置的经度Lon_c和纬度Lat_c；

步骤(4-2)，利用计算步骤(4-1)得到的飞行器当前所在位置的经度Lon_c和纬度Lat_c，以及步骤(2)得到的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星观测时刻飞行器所在位置的经度Lon⁽ⁿ⁾和纬度Lat⁽ⁿ⁾，计算第n颗(n＝1,2,…,n _c)导航恒星观测对应的经度偏移ΔLat⁽ⁿ⁾和纬度偏移ΔLon⁽ⁿ⁾；利用步骤(4-1)记录的定位解算时刻t_c和步骤(2)记录的观测时刻t⁽ⁿ⁾，计算第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星观测对应的格林时角偏移ΔGHA⁽ⁿ⁾；其表达式分别为

ΔLat⁽ⁿ⁾＝Lat_c-Lat⁽ⁿ⁾

ΔLon⁽ⁿ⁾＝Lon_c-Lon⁽ⁿ⁾

ΔGHA⁽ⁿ⁾＝t_c-t⁽ⁿ⁾

步骤(4-3)，利用步骤(4-1)记录的飞行器当前所在位置的经度Lon_c和纬度Lat_c，以及导航恒星星历查询得到的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星的赤纬Dec⁽ⁿ⁾和当前格林时角GHA⁽ⁿ⁾，分别计算纬度偏移、经度偏移、所观测导航恒星格林时角偏移对星光高度角和星光方位角补偿系数，其表达式分别为：

纬度偏移对星光高度角的补偿系数：

μ_{H_Lat}⁽ⁿ⁾＝cosLat_c sinDec⁽ⁿ⁾-sinLat_ccosDec⁽ⁿ⁾cos(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)

经度偏移对星光高度角的补偿系数：

μ_{H_Lon}⁽ⁿ⁾＝-cosLat_ccosDec⁽ⁿ⁾sin(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)

所观测导航恒星格林时角偏移对星光高度角的补偿系数：

μ_{H_GHA}⁽ⁿ⁾＝μ_{H_Lon}⁽ⁿ⁾

纬度偏移对星光方位角的补偿系数：

μ_{A_Lat}⁽ⁿ⁾＝cosLat_ccot(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)+sinLat_ctanDec⁽ⁿ⁾csc(Lon_c+GHA⁽ⁿ⁾)

经度偏移对星光方位角的补偿系数：

μ_{A_Lon}⁽ⁿ⁾＝-sinLatcsc²(Lon+GHA⁽ⁿ⁾)

+cosLattanDec⁽ⁿ⁾cot(Lon+GHA⁽ⁿ⁾)csc(Lon+GHA⁽ⁿ⁾)

所观测导航恒星格林时角增量对星光高度角的补偿系数：

μ_{A_GHA}⁽ⁿ⁾＝μ_{A_Lon}⁽ⁿ⁾

步骤(4-4)，利用步骤(4-2)获得的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星观测对应的经度偏移ΔLat⁽ⁿ⁾、纬度偏移ΔLon⁽ⁿ⁾、观测对应的格林时角偏移ΔGHA⁽ⁿ⁾，以及步骤(4-3)获得的纬度偏移、经度偏移、所观测导航恒星格林时角偏移对星光高度角和星光方位角补偿系数μ_{H_Lat}、μ_{H_Lon}、μ_{H_GHA}、μ_{A_Lat}、μ_{A_Lon}、μ_{A_GHA}，计算对第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星星光高度角的补偿值ΔH⁽ⁿ⁾和星光方位角的补偿值ΔA⁽ⁿ⁾，其表达式为：

步骤(4-5)，利用步骤(4-4)获得的第n颗(n＝1,2,…,n_c)导航恒星星光高度角的补偿值ΔH⁽ⁿ⁾和星光方位角的补偿值ΔA⁽ⁿ⁾，计算补偿后的星光方位角和星光高度角其表达式为：

步骤(5)，利用步骤(4-5)得到的n_c颗导航恒星的补偿后的星光高度角：和星光方位角：利用多星天文定位算法进行定位解算；

步骤(6)，判断导航是否结束；若是则结束，否则设置已观测星数n＝0并返回步骤(2)。

实施例

为了验证本发明所提出的一种用于非完备量测条件的天文定位方法的有效性，采用航空飞行器巡航飞行动态航迹进行仿真分析。导航过程中采用本发明方法补偿后和未补偿的星光高度角误差对比如图2所示，采用本发明方法补偿后和未补偿的星光方位角误差对比图3所示，采用本发明方法补偿后和未补偿的天文定位经度误差对比如图4所示，采用本发明方法补偿后和未补偿的天文定位纬度误差对比如图5所示。

从图2和图3可以看出，本发明所提出的一种用于非完备量测条件的天文定位方法能够有效减小用于天文定位解算的星光高度角和星光方位角的误差；由图4和图5可以看出，与未补偿的传统天文定位方法相比，采用本发明方法进行天文定位的经度和纬度定位误差更小。对仿真导航结果误差进行统计分析可知，未补偿时经度均方误差为1054.57米，采用本发明方法补偿后经度均方误差为30.37米，经度均方误差减小了97.1％，未补偿时纬度均方误差为635.48米，采用本发明方法补偿后纬度均方误差为95.65米，纬度均方误差减小了85.0％。由于传统高度差法和多圆交汇法等必须采用多星同步观测才能定位，因此只能采用精度较低的大视场星敏感器；而本发明的一种用于非完备量测条件的天文定位方法中多颗导航恒星可以非同步观测，因此可采用精度较高的小视场星跟踪器每次观测一颗导航恒星，从而获得比传统天文定位方法更高的精度，具有良好的工程应用价值。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。