一种基于恒星模拟系统的船载经纬仪的标校方法与流程

本发明涉及恒星模拟系统的构建和GPS基线修正技术，具体涉及一种基于恒星模拟系统的船载经纬仪的标校方法。属于导航
技术领域：
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背景技术：
：动态条件下，精确标定经纬仪光轴空间指向的主要方法是星图匹配，该方法必须保证经纬仪视场内可观测恒星超过2颗，其主要存在三方面缺点：一是必须完成恒星识别，恒星识别计算量大、耗时长；二是必须完成对大气折射的修正，而低仰角的蒙气差修正模型精度较低；三是光电系统一般只在夜间才具备同时观测多颗恒星的能力。技术实现要素：本发明所要解决的技术问题是针对上述现有技术提供一种基于恒星模拟系统的船载经纬仪的标校方法，可隔离经纬仪自身轴系参数误差、惯导设备姿态误差以及未知变形传导带来的影响，较大幅度提高船载经纬仪测角精度。本发明解决上述问题所采用的技术方案为：一种基于恒星模拟系统的船载经纬仪的标校方法，所述方法包括以下步骤：1、GPS基线建立GPS天线分别安装于两无人机和船甲板，其中无人机处天线安装在无人机上方以利于无遮挡的收星定位，船甲板上的天线就近安装于经纬仪附近。利用载波相位差分获取各“无人机天线→船甲板天线”（相位中心）在地平系下的高精度相对位置关系，由于一定距离范围内获取到的相对位置误差相当，天线间距离越远，根据天线相对位置关系建立的基线指向精度越高。2、基线的修正根据光源和无人机GPS天线的相对位置关系，利用机载微型惯导测量的无人机姿态，修正光源的位置；根据船载GPS天线和经纬仪的相对位置关系，利用船载惯导测量的姿态数据以及经纬仪的方位俯仰角，修正经纬仪上望远镜第一主点的位置。3、标校望远镜焦距、探测器靶面和像元尺寸的选择为了完成经纬仪光轴的实时标定，经纬仪在跟踪目标过程中，需要控制两架载有光源的无人机同时出现在标校望远镜视场内。若标校望远镜视场过小，对无人机的伴飞控制将会有较高的要求；若标校望远镜的视场过大，可以降低对无人机的控制要求，但是望远镜像元角分辨率将会因此受损。由于望远镜的焦距、探测器靶面、像元尺寸与视场、像元角分辨率有关联性，需要综合考虑各方面的影响因素，选择适宜的焦距、探测器靶面和像元尺寸。如：选用焦距为100mm标校望远镜，像元尺寸为6.5μm×6.5μm探测器，像元数为2048×2048，则标校望远镜的视场为7.6°×7.6°，像元角分辨率为13.4″。工程应用上图像处理一般可以做到0.1像元的细分能力，即通过图像数据处理，对目标的提取可以达到1.3″精度。4、GPS基线修正将O-XYZ为船载GPS坐标系，为望远镜地平系，Oj-XjYjZj为经纬仪甲板坐标系，Oz-XzYzZz为经纬仪主机坐标系，T-XTYTZT为机载GPS坐标系。为标校望远镜第一主点，在经纬仪主机坐标系的坐标固定为，当经纬仪方位为A、俯仰为E时，在经纬仪甲板坐标系Oj-XjYjZj下的坐标为：其中：式中：——经纬仪方位零位；——经纬仪照准差；——经纬仪横轴差；——经纬仪方位转盘最大倾斜量；——经纬仪方位转盘最大倾斜方向的方位角。在以Oj为坐标原点的地平系下的坐标为：其中：——船横摇角；——船纵摇角；——船航向角。Oj在O-XYZ坐标系下的坐标为，则在O-XYZ坐标系下的坐标为：为装备在无人机载体上的光学合作目标，在机载GPS坐标系下的坐标为,利用机载微惯导数据，可以计算出在以为坐标原点地平系下的坐标为：其中：——无人机载体滚动角；——无人机载体俯仰角；——无人机载体偏航角。使用两个装有光学合作目标、微惯导和GPS收星定位设备的无人机，在O-XYZ坐标系下，某一时刻机载GPS天线相位中心的坐标分别为、，在O-XYZ坐标系下两机载光学合作目标的坐标分别为：在以为坐标原点的望远镜地平系下，两机载光学合作目标坐标分别为：5、光轴空间指向计算在地平系下，由两机载光学合作目标建立的单位观测矢量W1、W2分别为：其中，为视轴与探测器垂直，为方位脱靶量方向，为俯仰脱靶量方向。由两机载光学合作目标在探测器上像点的坐标分别为、，焦距为f，则在坐标系内，两光学合作目标对应单位参考矢量V1、V2分别为：坐标系到地平系需要进行三次坐标旋转：首先，绕轴逆时针旋转“”，得,其中为像旋角；然后，绕轴逆时针旋转“-E”,得，其中E为大地仰角；最后，绕轴逆时针旋转“A”,得，其中A为大地方位角。根据上面的坐标旋转，单位观测矢量W和参考矢量的关系为：令：其中：A——标校望远镜地平系下方位角；E——标校望远镜地平系下俯仰角；——标校望远镜地平系下像面旋转角。则有：对于上述获取的两个不平行的单位参考矢量V1和V2及相应的观测矢量为W1和W2，我们希望得到一个正交矩阵K，它满足如下条件：上式中的矩阵K是超定的，可以通过如下方程构造参考矢量和观测矢量的标准三角阵：上面两个公式中，符号“”表示矢量叉积：对于两个矢量和，则：矢量叉积不满足交换律，即：表示矢量的模，即矢量长度。这里存在唯一正交矩阵K，满足：即姿态矩阵K为：其中：符号“T”表示矩阵转置；为3×1矩阵，为1×3矩阵。对该算法进行优化，优化的算法包含两次相应的运算，每次分别以下标为1、2的矢量作为主矢量，得到姿态矩阵K1、K2，然后利用姿态敏感器的误差统计特性对两个姿态矩阵进行加权平均处理，得到一个比K1、K2更精确的姿态估计矩阵K，具体如下：首先分别以观测矢量W1和W2为主矢量，根据上述算法解算得到姿态矩阵K1和K2，假设观测矢量W1和W2的标准偏差分别为和，则姿态矩阵最终估计结果为：由上式可知，当观测矢量W1和W2是通过同一（或相同类型）姿态敏感器观测所得，即两个矢量的标准偏差相等时，上式可以简化为：需要注意的是，姿态矩阵K一般为非正交矩阵，需要对其进行正交化处理，一般情况下，可采用如下方法进行正交化处理：据此可得：经纬仪主光学或外挂式光学观测系统光轴与标校望远镜光轴在经纬仪载体上的相对指向关系经过严格标定，分别为，则经纬仪光学观测系统的光轴在地平系下的指向与像面旋转分别为：其中：——主光学系统地平系下方位角；——主光学系统地平系下俯仰角；——主光学系统地平系下像面旋转角。与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明利用恒星模拟系统替代恒星方案，具有计算量小、大气折射对精度的影响小和支持昼夜观测的优点。以搭载光学合作目标的两架无人机替代恒星，采用GPS载波相位差分技术建立起无人机到测量船精确基线，通过装配于经纬仪主镜一侧的大视场望远镜完成对无人机的昼夜观测。附图说明图1为本发明中GPS基线构建示意图。图2为本发明中GPS标校基线坐标系关系示意图。图3为本发明中探测器成像坐标系示意图。图4为本发明中光轴指向方位误差的曲线图。图5为本发明中光轴指向俯仰误差的曲线图。图6为本发明中光轴指向综合总误差的曲线图。图7为本发明中像面旋转综合误差的曲线图。具体实施方式以下结合附图实施例对本发明作进一步详细描述。本实施例中涉及的一种基于恒星模拟系统的船载经纬仪的标校方法，主要内容涉及模拟恒星系统构建、GPS基线修正和光轴空间指向计算。一、相关说明为便于本
发明内容描述，在此对发明中涉及的坐标系定义简要说明。本发明主要涉及如下六个坐标系：坐标系基本平面坐标原点X轴Y轴Z轴船载GPS地理水平面船载GPS相位中心沿纬度线指向东沿经度线指向北与X轴、Y轴成右手关系机载GPS地理水平面机载GPS相位中心沿纬度线指向东沿经度线指向北与X轴、Y轴成右手关系望远镜地平系地理水平面第一主点沿纬度线指向东沿经度线指向北与X轴、Y轴成右手关系经纬仪甲板船甲板面经纬仪三轴中心与Y轴、Z轴成右手关系沿船艏艉线指向北垂直船甲板面向上经纬仪主机方位转盘面经纬仪三轴中心与Y轴、Z轴成右手关系沿主镜光轴指向前垂直于主镜视轴和俯仰轴向上光学探测器与像面平行且垂直于光轴光轴与第一主点交点在基本平面内沿方位指向右沿光轴方向与X轴、Y轴成右手关系二、标校方案在经纬仪主机上挂载小口径、大视场标校望远镜，并标定出标校望远镜与经纬仪主光学系统光轴的不平行度以及两探测器相对旋转角。在两无人机上同时搭载红色光源（便于昼夜光学观测）、微型惯导、数传电台、GPS天线和接收机，其中光源合作目标用于模拟恒星，当经纬仪跟踪目标时，两无人机进行“伴飞”使其同时出现在标校望远镜视场内。利用GPS载波相位差分相对定位技术确定各无人机GPS天线相对测量船GPS天线位置关系，然后使用船载惯导和无人机微型惯导姿态测量数据完成光源相对标校望远镜第一主点空间指向修正，最后完成标校望远镜光轴在地平系下空间指向及像面旋转角的计算。实施例：1、GPS基线的建立两无人机选用大疆S1000八旋翼产品，机载航空天线选用NovAtel公司的42GNSSA-XT-1，安装于无人机顶部，机载接收机选用NovAtel公司的OEM615板卡，机载微惯导选用法国IG-500系列惯导，机载光源使用红色LED灯，安装于无人机底部。船载天线选用NovAtel公司的GPS-702GGL，就近安装于经纬仪附近甲板支架上，船载接收机选用ProPak6，船载惯导使用平台惯导。GPS载波相位差分处理软件使用NovAtel公司的Waypoint产品GrafMov8.3。2、基线的修正(1)船载端修正首先，利用经纬仪方位、俯仰角计算标校望远镜第一主点在经纬仪甲板坐标系Oj-XjYjZj下的坐标；然后，利用惯导姿态（含航向）数据计算在以经纬仪三轴中心为坐标原点的地平系下坐标；最后根据船载GPS相位中心与经纬仪三轴中心的相对位置关系计算在船载GPS坐标系下坐标。(2)机载端修正首先，利用机载微惯导姿态数据计算光学合作目标在机载GPS坐标系下坐标；然后，根据载波相位差分处理结果计算光学合作目标在望远镜坐标系下坐标。3、光轴空间指向计算选用的标校望远镜焦距为100.052mm，像元尺寸为6.5μm，两无人机至标校望远镜距离2000m附近飞行，控制两无人机光学合作目标在标校望远镜上的脱靶量分别在（°，°）、（°，°）附近变化，按照姿态矩阵优化求解算法对标校望远镜地平系下的空间指向及相面旋转进行计算，然后计算经纬仪主光学观测系统光轴在地平系下的指向与像面旋转角。经纬仪主光学观测系统对一颗已知恒星进行电视跟踪，利用上述方法标定的主学观测系统系统在地平系下指向与像面旋转角与恒星的理论角进行比对，误差曲线如图4-图7所示。除上述实施例外，本发明还包括有其他实施方式，凡采用等同变换或者等效替换方式形成的技术方案，均应落入本发明权利要求的保护范围之内。当前第1页1 2 3