CN101943584A - 基于ccd星敏感器的对准方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供的是一种基于CCD星敏感器的对准方法。(1)采集CCD星敏感器的输出；(2)采集提供当地位置信息的设备信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵

，所述位置信息包括经度和纬度；(3)求解地球坐标系即e系相对于i系之间的转换矩阵

；(4)通过(1)、(2)、(3)所给出的信息，解算得到姿态矩阵，解算出姿态信息。本方法是一种依靠误差不随着时间的推移而发散的姿态传感器进行的初始对准，各类误差源确定，误差值不变，短时间内可以达到稳定的对准结果。

Description

基于CCD星敏感器的对准方法

技术领域

本发明涉及的是一种对准方法，特别是涉及一种导航设备的对准技术。

背景技术

星敏感器仅通过星图信息的处理就能提供控制所需的各种姿态数据；不再需要任何先验信息，也不再需要其它姿态敏感器的支持和其他数据处理，直接输出相对于惯性空间的姿态信息；具有功耗低、重量轻、体积小、无累积误差等优点。

常用的利用惯导系统进行对准，对准时间长。不能满足快速、稳定的对准要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能够有效提高导航设备对准速度和精度的基于CCD星敏感器的对准方法。

本发明的目的是这样实现的：主要包括下列步骤：

(1)采集CCD星敏感器的输出：CCD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即i系之间的姿态信息

(2)采集提供当地位置信息的设备信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵

所述位置信息包括经度和纬度；

(3)求解地球坐标系即e系相对于i系之间的转换矩阵

(4)通过(1)、(2)、(3)所给出的信息，解算得到姿态矩阵，解算出姿态信息。

本发明的方法具有以下优点：

本方法是一种依靠误差不随着时间的推移而发散的姿态传感器进行的初始对准，各类误差源确定，误差值不变，短时间内可以达到稳定的对准结果。

对本发明的有益效果说明如下：

Matlab仿真

(1)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验；

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝1小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到两个水平角的对准误差如图1所示；纵摇角的对准误差为9.9338角秒；横摇角的对准误差为6.1751角秒。

(2)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验：

捷联航姿系统处于静止状态；

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：0米/秒方；

陀螺仪常值漂移：0度/小时；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝3小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图2所示；如果不存在加速度零偏和陀螺漂移，存在CCD星敏感器误差的情况下，3小时的定位精度大约为0.2海里，并且随时间的推移在成周期性振荡。

(3)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验：

捷联航姿系统处于静止状态；

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：0米/秒方；

陀螺仪常值漂移：0.01度/小时；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝3小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图3所示；如果不存在加速度零偏，存在CCD星敏感器误差和陀螺漂移的情况下，3小时的定位精度大约为0.24海里，并且随时间的推移在成周期性振荡。

(4)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验：

捷联航姿系统处于静止状态：

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：1×10^-4×g₀米/秒方；

陀螺仪常值漂移：0度/小时；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝3小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图4所示；如果不存在陀螺漂移，存在CCD星敏感器误差和加速度计零偏的情况下，3小时的定位精度大约为0.78海里，并且随时间的推移在成周期性振荡。

(5)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验：

捷联航姿系统处于静止状态；

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：1×10^-4×g₀米/秒方；

陀螺仪常值漂移：0.01度/小时；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝3小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图5所示；如果不存在陀螺漂移，存在CCD星敏感器误差和加速度计零偏的情况下，3小时的定位精度大约为0.8海里，并且随时间的推移在成周期性振荡。

附图说明

图1为利用Matlab仿真得到的对准误差曲线图；

图2为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图3为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图4为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图5为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图6为发明的步骤流程框图。

具体实施方式

下面结合附图举例对本发明做更详细地描述：

结合图6。

(1)采集CCD星敏感器的输出：CCD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系(i系：天球坐标系)之间的姿态信息

i系与船舶载体坐标系(b系)之间的转换矩阵：

$C_i^b=C_s^b{C}_i^s---\left(1\right)$

其中：

为CCD星敏感器坐标系(s系)与b系之间的转换矩阵，它可以在导航设备装船时通过光学瞄准精确获得；

将天球坐标系O-UVW按照先绕W轴逆时针转w角，得到O-U₁V₁W₁坐标系，再绕U₁逆时针转u角，使W₁轴与Z_s重合，得到O-U₂V₂W₂坐标系，最后再绕W₂轴逆时针旋转v角，得到O_s-U_sV_sW_s坐标系。

$C_i^s=\left[\begin{array}{ccc}\cos w\cos v-\sin w\sin v\cos u& \sin w\cos v+\cos w\sin v\cos u& \sin v\sin u\\ -\cos w\sin v-\sin w\cos v\cos u& -\sin w\sin v+\cos w\cos v\cos u& \cos v\sin u\\ \sin w\sin u& -\cos w\sin u& \cos u\end{array}\right]---\left(2\right)$

(2)采集当地位置信息(经度和纬度)，可以得到地球坐标系(e系)相对于导航坐标系(n系)的转换矩阵

$C_e^n=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]---\left(3\right)$

(3)求解地球坐标系(e系)相对于i系之间的转换矩阵

$C_i^e=\left[\begin{array}{ccc}\cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ -\sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(4\right)$

w_ie为地球自转角速度，t是世界标准时间系统提供的具体时间，A_j是初始位置(经度和纬度)与春分点之间的夹角。

$C_i^b=C_n^b{C}_e^{n^{\′}}{C}_i^e---\left(5\right)$

在(5)中，

由(3)式提供，

由(4)计算可得，地球坐标系(e系)相对于导航坐标系(n系)的转换矩阵

通过载体所在的地理坐标所确定，由于地理精度存在着一些偏差，如果不考虑这些误差时，则：

$C_e^{n^{\′}}=C_e^n---\left(6\right)$

通过(5)式得姿态矩阵

快速的完成了初始对准。

Claims (4)

1.一种基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是主要包括下列步骤：

(1)采集CCD星敏感器的输出；

(2)采集提供当地位置信息的设备信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵

所述位置信息包括经度和纬度；

(3)求解地球坐标系即e系相对于i系之间的转换矩阵

(4)通过(1)、(2)、(3)所给出的信息，解算得到姿态矩阵，解算出姿态信息。

2.根据权利要求1所述的基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是所述采集CCD星敏感器的输出包括：CCD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即i系之间的姿态信息

i系与船舶载体坐标系即b系之间的转换矩阵：

$C_i^b=C_s^b{C}_i^s$

其中：

为CCD星敏感器坐标系即s系与b系之间的转换矩阵，它在导航设备装船时通过光学瞄准精确获得；

将天球坐标系O-UVW按照先绕W轴逆时针转w角，得到O-U₁V₁W₁坐标系，再绕U₁逆时针转u角，使W₁轴与Z_s重合，得到O-U₂V₂W₂坐标系，最后再绕W₂轴逆时针旋转v角，得到O_s-U_sV_sW_s坐标系；

$C_i^s=\left[\begin{array}{ccc}\cos w\cos v-\sin w\sin v\cos u& \sin w\cos v+\cos w\sin v\cos u& \sin v\sin u\\ -\cos w\sin v-\sin w\cos v\cos u& -\sin w\sin v+\cos w\cos v\cos u& \cos v\sin u\\ \sin w\sin u& -\cos w\sin u& \cos u\end{array}\right].$

3.根据权利要求2所述的基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是所述转换矩阵

为：

$C_e^n=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right].$

4.根据权利要求3所述的基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是所述e系相对于i系之间的转换矩阵

为：

$C_i^e=\left[\begin{array}{ccc}\cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ -\sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

w_ie为地球自转角速度，t是世界标准时间系统提供的具体时间，A_j是初始位置与春分点之间的夹角。

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