CN104501835A - 一种面向空间应用异构imu初始对准的地面试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统及方法，将多套不同体制的异构IMU同时安装在三轴转台上，驱动转台实现IMU所在飞行器的机动过程，使用转台框架角、转台相对于天东北地理坐标系的姿态，天东北地理坐标系相对于瞬时凝固惯性系的姿态，由远程终端计算出飞行器的惯性姿态。在对GNC控制器完成校时后，将惯性姿态实时发送给GNC控制器。GNC控制器采集IMU的输出数据，同时获取惯性姿态数据，运行星上对准程序，进行对准计算，保证GNC控制器获得的数据与实际在轨飞行过程一致。使用外部光学精瞄标定子系统获得对准参数真值，评估星上系统的对准结果。本发明模拟对准过程的真实性高，可适应对多种对准方法的地面试验，工程实现容易。

Description

一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统及方法

技术领域

本发明涉及一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统及方法，属于空间惯性导航技术领域。

背景技术

空间飞行器一般都具备捷联惯性导航系统，为保证系统的可靠性，通常使用不同体制的异构IMU组合，随着空间飞行器的发展，轻型结构日益增多，带来安装变形较大的问题，同时任务对导航精度的要求也越来越高，因此大大增加了GNC系统中初始对准的复杂性，给对准导航系统的地面验证提出了新的挑战。

由于IMU的参数具有多次上电重复性误差、不同体制不同构型IMU的性能差异、轻型舱段结构的变形量未知等因素，因此传统一次对准的导航初始化方式精度较差，导致惯导系统初值不准。对此，各种初始对准方法发展起来。这些方法都要求载体进行适当的姿态机动，同时需要获取安装在不同舱段上的其它敏感器的姿态信息，并且具有严格的时序关系，需要对准的参数也相应增多，包括IMU的参数、安装矩阵、姿态数据等。传统的数学仿真试验难以准确对对准过程进行仿真验证，一种既能够实现传统对准方法的模拟，又能够实现新型多参数对准算法的地面试验验证系统及方法成为一个亟待解决的难题。

传统对准方法实现简单，通常仅使用数学仿真就可以进行验证，涉及不同体制异构IMU在未知安装变形等复杂情况下的对准方法时，由于系统复杂性，数学仿真试验无法准确模拟。地面验证系统需要解决的问题有：试验对象新，对象过程复杂，试验时序要求高，试验任务多，试验结果高可信性评估。

发明内容

本发明所要求解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统及方法。

本发明包括如下技术方案：

一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统，包括：三轴转台、IMU、GNC控制器、转台控制柜、远程终端、外部光学精瞄标定子系统、地理基准平面镜和转台载物台立方镜；所述IMU为惯性测量单元；

IMU和转台载物台立方镜均安装在三轴转台上，外部光学精瞄标定子系统通过地理基准平面镜、转台载物台上的立方镜以及IMU上自身携带的立方镜，计算出IMU在转台上的安装矩阵C_jt、转台坐标系与天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e；远程终端对转台控制柜发送采样命令，转台控制柜从三轴转台上获得转台框架角数据，并且提供给远程终端，远程终端根据转台框架角数据和转换矩阵C_t0e计算惯性系姿态数据，并将计算得到的惯性系姿态数据提供给GNC控制器，GNC控制器根据IMU的测量数据以及所述惯性姿态数据，进行对准计算，获得IMU在星体上的安装矩阵C_{jt_b}，将C_{jt_b}与C_jt进行比对，从而完成异构IMU初始对准的地面试验。

所述外部光学精瞄标定子系统包括上位机和五个经纬仪；当拟合转台坐标系时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第三经纬仪和第四经纬仪准直三轴转台旋转180度之后的转台载物台立方镜的同样位置的两个基准面，第五经纬仪准直地理基准平面镜，第一经纬仪和第二经纬仪之间、第一经纬仪和第五经纬仪之间、第三经纬仪和第五经纬仪之间、第三经纬仪和第四经纬仪之间均互瞄；

当测定安装矩阵C_jt时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述IMU上自身携带的立方镜的两个基准面，第三经纬仪和第四经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第二经纬仪和第三经纬仪之间互瞄；

当测定姿态转换矩阵C_t0e时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第三经纬仪准直地理基准平面镜，第一经纬仪和第三经纬仪之间互瞄。

所述外部光学精瞄标定子系统通过地理基准平面镜、转台载物台上的立方镜以及IMU上自身携带的立方镜，计算出IMU在转台上的安装矩阵C_jt、转台坐标系与天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e具体为：

(1)拟合转台坐标系，包括：

(1.1)转台坐标系y轴拟合：

将转台外框旋转到任意θ位置，转台载物台立方镜的两个基准面的准直矢量分别记为：

${\mathrm{DX}}^i=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_1^i\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{12}-{\mathrm{\α}}_1^i)\\ \cos \left(v_1^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{12}-{\mathrm{\α}}_1^i)\\ \sin \left(v_1^i\right)\end{array}\right]$

${\mathrm{DY}}^i=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_2^i\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{51}-{\mathrm{\α}}_{12}+{\mathrm{\α}}_{21}-{\mathrm{\α}}_2^i)\\ \cos \left(v_2^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{51}-{\mathrm{\α}}_{12}+{\mathrm{\α}}_{21}-{\mathrm{\α}}_2^i)\\ \sin \left(v_2^i\right)\end{array}\right];$

其中：

α_ab为经纬仪a瞄准经纬仪b的水平角； 

α_a、ν_a为经纬仪a准直镜面时的水平角和垂直角；

将两个基准面的准直矢量叉乘，得到立方镜第三基准面的方向矢量：

Yⁱ＝DXⁱ×DYⁱ；

将转台外框旋转到θ+180°位置，所述转台载物台立方镜的相同位置基准面的准直矢量分别记为：

${\mathrm{DX}}^j=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_3^j\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{34}-{\mathrm{\α}}_3^j)\\ \cos \left(v_3^j\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{34}-{\mathrm{\α}}_3^j)\\ \sin \left(v_3^j\right)\end{array}\right]$

${\mathrm{DY}}^j=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_4^j\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{53}-{\mathrm{\α}}_{34}+{\mathrm{\α}}_{43}-{\mathrm{\α}}_4^j)\\ \cos \left(v_4^j\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{53}-{\mathrm{\α}}_{34}+{\mathrm{\α}}_{43}-{\mathrm{\α}}_4^i)\\ \sin \left(v_4^i\right)\end{array}\right]$

其中：

α_ab为经纬仪a瞄经纬仪b的水平角； 

α_a、ν_a为经纬仪a准直镜面时的水平角和垂直角；

将两个基准面的准直矢量叉乘，得到立方镜第三基准面的方向矢量：

Y^j＝DX^j×DY^j

将两矢量求均值；

Y＝0.5(Yⁱ+Y^j)；

从而拟合出外框轴，即为转台坐标系y轴在天东北地理坐标系的方向矢量；

(1.2)通过采用与步骤(1.1)相同的方式对转台坐标系x轴进行拟合，得到转台坐标系x轴在天东北地理坐标系的方向矢量；

(1.3)将X和Y矢量叉乘得到转台坐标z轴在天东北地理坐标系的方向矢量：

Z＝X×Y

即拟合出转台坐标系z轴；

(2)确定转台坐标系和天东北地理坐标系之间的关系，得到姿态转换矩阵C_t0e；

(3)确定转台坐标系和IMU之间的转换关系，得到IMU在转台上的安装矩阵C_jt。

所述远程终端根据转台框架角数据和转换矩阵C_t0e计算惯性系姿态数据具体为：

(4.1)建立瞬时凝固惯性系o_ix_iy_iz_i：原点o_i位于地心；o_ix_i轴在试验开始时刻的平赤道面内，指向IMU所在的子午线与平赤道面的交点；o_iy_i轴在试验开始时刻的平赤道面内；o_iz_i轴垂直于试验开始时刻的平赤道面，指向地球自转方向；三轴构成右手系；

(4.2)通过公式C_ti＝Cy(φ_i)Cx(φ_m)Cy(φ_o)C_t0eCy(-φ_e)Cz(ω_et)计算出转台相对于瞬时凝固惯性系的姿态，即所述惯性系姿态数据；其中，φ_e为当地地理纬度，ω_e为地球自转角速度，t为从试验开始时刻累积的时间，φ_o、φ_m、φ_i分别为三轴转 台的三个框架角，φ_o为外框架的框架角，φ_m为中框架的框架角，φ_i为内框架的框架角；其中：

$\mathrm{Cx}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)& \sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ 0& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right];$

$\mathrm{Cy}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ 0& 1& 0\\ \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right];$

$\mathrm{Cz}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)& \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0\\ -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right].$

一种基于面向空间应用异构IMU初始对准试验系统的试验方法，步骤如下：

(1)将多套不同体制的异构IMU安装在三轴转台上，保证相对安装方式与星上安装方式一致；

(2)通过外部光学精瞄标定子系统获得IMU自身携带的立方镜与转台坐标系的转换矩阵C_jt以及转台坐标系与天东北地理坐标系的转换矩阵C_t0e；

(3)定义瞬时凝固惯性系o_ix_iy_iz_i，根据转台所处的地理纬度φ_e，地球自转角速度ω_e，从试验开始时刻累积的时间t，计算瞬时凝固惯性系到天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_ei；

(4)通过转台控制柜驱动三轴转台按照IMU所在星体的运动规律转动；

(5)根据转台控制柜输出的三轴转台框架角φ_o、φ_m、φ_i，计算零位时刻的转台坐标系到任意时刻t转台坐标系的姿态转换矩阵C_tt0；

(6)使用步骤(2)、(3)、(5)的结果计算出转台坐标系的惯性姿态C_ti＝C_tt0C_t0eC_ei＝Cy(φ_i)Cx(φ_m)Cy(φ_o)C_t0eCy(-φ_e)Cz(ω_et)，模拟GNC控制器从其它敏感器获得的星体惯性姿态；

(7)将惯性姿态C_ti转换为星载GNC中需要的姿态格式，发送给星载GNC控制器；

(8)星载GNC控制器通过星载对准算法进行对准导航计算，获得IMU在星体上的安装矩阵C_{jt_b}；

(9)将C_{jt_b}与C_jt进行比对，从而完成异构IMU初始对准的地面试验。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提出基于经纬仪的光学精瞄标定子系统，通过多角度转动拟合的方法，标定出三轴转台坐标系ox_t0y_t0z_t0，从而获得IMU的准确安装矩阵C_jt、转台坐标系与天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e；为试验系统提供必要参数，同时实现准确评估对准结果精度。

(2)本发明定义瞬时凝固惯性系o_ix_iy_iz_i，由试验开始时刻确定，保留了地球自转角速度在各轴上的投影相同，且保证后续姿态系统无需与真实历元对应，提高试验简便性。

(3)本发明提出通过使用转台框架角φ_o、φ_m、φ_i(外、中、内)、转台坐标系相对于天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e、天东北地理坐标系相对于瞬时凝固惯性系的姿态转换矩阵C_ei融合计算获得IMU所在飞行器的惯性姿态，保证准确模拟星载GNC控制器所处的数据环境，包括数据噪声、数据时序等特性。

附图说明

图1地面试验系统的组成框图。

图2为转台坐标系示意图。

图3为光学精瞄标定子系统组成示意图。

图4为试验方法流程图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

如图1所示，本发明提供了一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统及方法，包括：三轴转台、IMU、GNC控制器、转台控制柜、远程终端、外部光学精瞄标定子系统、地理基准平面镜和转台载物台立方镜；所述IMU为惯性测量单元；

本发明试验系统的工作原理为：

IMU和转台载物台立方镜均安装在三轴转台上，外部光学精瞄标定子系统通过地理基准平面镜、转台载物台上的立方镜以及IMU上自身携带的立方镜，计算出IMU在转台上的安装矩阵C_jt、转台坐标系与天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e；远程终端对转台控制柜发送采样命令，转台控制柜从三轴转台上获得转台框架角数据，并且提供给远程终端，远程终端根据转台框架角数据和转换矩阵C_t0e计算惯性姿态数据，并将计算得到的惯性姿态数据提供给GNC控制器，GNC控制器根据IMU的测量数据以及所述惯性姿态数据，运行自身装载的初始对准程序进行对准计算，获得对准结果，即IMU在星体上的安装矩阵C_{jt_b}。将C_{jt_b}与C_jt进行比对，评估结果精度，从而完成异构IMU初始对准的地面试验；

本发明试验系统中，使用三轴转台模拟出星载对准系统所处的动态环境，使用远程终端模拟出星载对准系统所处的数据和时序环境，对于星上对准系统而言，外部环境与在轨环境完全一致，可有效进行各种工况下的试验验证；对星上对准系统的计算结果的评估，采用基于经纬仪的光学精瞄标定子系统，可实现高精度高可信的评估。

如图3所示，所述外部光学精瞄标定子系统包括上位机和五个经纬仪；当拟合转台坐标系时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第三经纬仪和第四经纬仪准直三轴转台旋转180度之后的转台载物台立方镜的同样位置的两个基准面，第五经纬仪准直地理基准平面镜，第一经纬仪和第二经纬仪之间、第一经纬仪和第五经纬仪之间、第三经纬仪和第五经纬仪之间、第三经纬仪和第四经纬仪之间均互瞄；

当测定安装矩阵C_jt时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述IMU上自身携带的立方镜的两个基准面，第三经纬仪和第四经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第二经纬仪和第三经纬仪之间互瞄；

当测定姿态转换矩阵C_t0e时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第三经纬仪准直地理基准平面镜，第一经纬仪和第三经纬仪之间互瞄；

外部光学精瞄标定子系统通过地理基准平面镜、转台载物台上的立方镜以及IMU上自身携带的立方镜，计算出IMU在转台上的安装矩阵C_jt、转台坐标系与天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e具体为：

(1)拟合转台坐标系，定义如图2所示，原点位于转台回转中心，x轴沿转台中框轴，y轴沿转台外框轴，z轴与x、y轴构成右手系，转台坐标系的拟合包括：

(1.1)转台坐标系y轴拟合：

将转台外框旋转到任意θ位置，中框轴和内框轴回零，使用五台经纬仪的测量数据，计算转台载物台立方镜的两个基准面的准直矢量，分别记为：

${\mathrm{DX}}^i=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_1^i\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{12}-{\mathrm{\α}}_1^i)\\ \cos \left(v_1^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{12}-{\mathrm{\α}}_1^i)\\ \sin \left(v_1^i\right)\end{array}\right]$

${\mathrm{DY}}^i=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_2^i\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{51}-{\mathrm{\α}}_{12}+{\mathrm{\α}}_{21}-{\mathrm{\α}}_2^i)\\ \cos \left(v_2^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{51}-{\mathrm{\α}}_{12}+{\mathrm{\α}}_{21}-{\mathrm{\α}}_2^i)\\ \sin \left(v_2^i\right)\end{array}\right];$

其中：

α_ab为经纬仪a瞄经纬仪b的水平角，ab有12,21,51三种取值；

α_a、ν_a为经纬仪a准直镜面时的水平角和垂直角，a有1,2两种取值；

将两个基准面的准直矢量叉乘，得到立方镜第三基准面的方向矢量：

Yⁱ＝DXⁱ×DYⁱ；

将转台外框旋转到θ+180°位置，所述转台载物台立方镜的相同位置基准面的准直矢量分别记为：

${\mathrm{DX}}^j=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_3^j\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{34}-{\mathrm{\α}}_3^j)\\ \cos \left(v_3^j\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{34}-{\mathrm{\α}}_3^j)\\ \sin \left(v_3^j\right)\end{array}\right]$

${\mathrm{DY}}^j=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_4^j\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{53}-{\mathrm{\α}}_{34}+{\mathrm{\α}}_{43}-{\mathrm{\α}}_4^j)\\ \cos \left(v_4^j\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{53}-{\mathrm{\α}}_{34}+{\mathrm{\α}}_{43}-{\mathrm{\α}}_4^i)\\ \sin \left(v_4^i\right)\end{array}\right]$

其中：

α_ab为经纬仪a瞄经纬仪b的水平角，ab有34,43,53三种取值；

α_a、ν_a为经纬仪a准直镜面时的水平角和垂直角，a有3,4两种取值；

将两个基准面的准直矢量叉乘，得到立方镜第三基准面的方向矢量：

Y^j＝DX^j×DY^j

将两矢量求均值：

Y＝0.5(Yⁱ+Y^j)；

从而拟合出外框轴，即为转台坐标系y轴在天东北地理坐标系的方向矢量；

(1.2)通过采用与步骤(1.1)相同的方式对转台坐标系x轴进行拟合，得到转台坐标系x轴在天东北地理坐标系的方向矢量；

(1.3)将X和Y矢量叉乘得到转台坐标z轴在天东北地理坐标系的方向矢量：

Z＝X×Y

即拟合出转台坐标系z轴；

(2)将步骤(1)中获得三个方向矢量X、Y、Z组合，确定转台坐标系和天东北地理坐标系之间的关系，得到姿态转换矩阵 $C_{t0e}=\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right];$

(3)确定转台坐标系和IMU之间的转换关系，使用测量专业中常用的立方镜之间角度关系测量的方法。在步骤(1)(2)中已经得到了转台载物台立方镜、天东北地理系、转台坐标系之间的姿态关系，再通过第一经纬仪和第二经纬仪准直所述IMU上自身携带的立方镜的两个基准面，第三经纬仪和第四经 纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第二经纬仪和第三经纬仪之间互瞄，建立测量坐标系，可计算出转台载物台立方镜、IMU自身携带立方镜两个立方镜基准面法线之间的夹角，从而获得IMU在转台上的安装矩阵C_jt。

所述基于经纬仪的外部光学精瞄标定子系统精度主要由操作瞄准时的系统误差和随机误差组成，在对经纬仪数据进行计算时，同一位置进行多次测量，程序中首先使用格罗布斯准则和狄克逊准则对数据有效性进行判别，然后进行计算，保证标定精度优于20角秒，而实际星载对准系统的精度处于100角秒量级，因此标定子系统结果可对星上对准结果进行有效评估。

所述远程终端根据转台框架角数据和转换矩阵C_t0e计算惯性系姿态数据具体为：

建立瞬时凝固惯性系o_ix_iy_iz_i：原点o_i位于地心；o_ix_i轴在试验开始时刻的平赤道面内，指向IMU所在的子午线与平赤道面的交点；o_iy_i轴在试验开始时刻的平赤道面内；o_iz_i轴垂直于试验开始时刻的平赤道面，指向地球自转方向；三轴构成右手系；

通过公式C_ti＝Cy(φ_i)Cx(φ_m)Cy(φ_o)C_t0eCy(-φ_e)Cz(ω_et)计算出转台相对于瞬时凝固惯性系的姿态，即所述惯性姿态数据；其中，φ_e为当地地理纬度，ω_e为地球自转角速度，t为从试验开始时刻累积的时间，φ_o、φ_m、φ_i分别为三轴转台的三个框架角，φ_o为外框架的框架角，φ_m为中框架的框架角，φ_i为内框架的框架角；其中：

$\mathrm{Cx}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)& \sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ 0& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right]$

$\mathrm{Cy}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ 0& 1& 0\\ \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right]$

$\mathrm{Cz}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)& \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0\\ -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

惯性姿态的计算涉及历元问题，一般情况下使用J2000惯性系，即时间历元参考点为UTC时2000年1月1日零时零分零秒，在试验系统中若使用该参考惯性系，将要求远程终端中必须有准确的UTC时间，这对远程终端的工程实现及试验方法的操作带来很大困难。本方法引入瞬时凝固惯性系，以试验开始时刻为参考基准，避免与真实时间历元系统产生关联，大大降低试验系统的工程研制难度。

如图4所示，本发明基于上述试验系统实现的试验方法，步骤如下：

(1)将多套不同体制的异构IMU安装在三轴转台上，保证相对安装方式与星上安装方式一致；

(2)通过外部光学精瞄标定子系统获得IMU自身携带的立方镜与转台坐标系的转换矩阵C_jt以及转台坐标系与天东北地理坐标系的转换矩阵C_t0e；

(3)定义瞬时凝固惯性系o_ix_iy_iz_i，根据转台所处的地理纬度φ_e，地球自转角速度ω_e，从试验开始时刻累积的时间t，计算瞬时凝固惯性系到天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_ei＝Cy(-φ_e)Cz(ω_et)；

(4)通过转台控制柜驱动三轴转台按照IMU所在星体的运动规律转动；

(5)根据转台控制柜输出的三轴转台框架角φ_o、φ_m、φ_i，计算零位时刻的转台坐标系到任意时刻t转台坐标系的姿态转换矩阵C_tt0＝Cy(φ_i)Cx(φ_m)Cy(φ_o)；

(6)使用步骤(2)、(3)、(5)的结果计算出转台坐标系的惯性姿态C_ti＝C_tt0C_t0eC_ei＝Cy(φ_i)Cx(φ_m)Cy(φ_o)C_t0eCy(-φ_e)Cz(ω_et)，模拟GNC控制器从其它敏感器获得的星体惯性姿态；

(7)将惯性姿态C_ti转换为星载GNC中需要的姿态格式，发送给星载GNC控制器；

(8)星载GNC控制器通过星载对准算法进行对准导航计算，获得IMU 在星体上的安装矩阵C_{jt_b}；

(9)将C_{jt_b}与C_jt进行比对，从而完成异构IMU初始对准的地面试验。

随着高速再入返回、地外天体进入着陆、交会对接等航天技术的发展，对航天器GNC系统中惯性导航系统的功能、性能提出了更高要求。为满足新形势下任务需求，对各种新型IMU产品、不同构型较大变形安装、复杂对准算法在各种复杂工况下的有效性、适用性、精度性能的验证提出了难题。在具备惯性导航系统的空间飞行器GNC系统的研制过程中，引入所述地面验证系统，对星载初始对准过程进行全物理试验验证，可有效评估星上对准算法、IMU在各种工况下的适应性、精度，解决此类系统无法在地面有效验证的问题，供其他型号借鉴使用，应用范围广泛。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (5)

1.一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统，其特征在于包括：三轴转台、IMU、GNC控制器、转台控制柜、远程终端、外部光学精瞄标定子系统、地理基准平面镜和转台载物台立方镜；所述IMU为惯性测量单元；

IMU和转台载物台立方镜均安装在三轴转台上，外部光学精瞄标定子系统通过地理基准平面镜、转台载物台上的立方镜以及IMU上自身携带的立方镜，计算出IMU在转台上的安装矩阵C_jt、转台坐标系与天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e；远程终端对转台控制柜发送采样命令，转台控制柜从三轴转台上获得转台框架角数据，并且提供给远程终端，远程终端根据转台框架角数据和转换矩阵C_t0e计算惯性系姿态数据，并将计算得到的惯性系姿态数据提供给GNC控制器，GNC控制器根据IMU的测量数据以及所述惯性姿态数据，进行对准计算，获得IMU在星体上的安装矩阵C_{jt_b}，将C_{jt_b}与C_jt进行比对，从而完成异构IMU初始对准的地面试验。

2.根据权利要求1所述的一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统，其特征在于：所述外部光学精瞄标定子系统包括上位机和五个经纬仪；当拟合转台坐标系时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第三经纬仪和第四经纬仪准直三轴转台旋转180度之后的转台载物台立方镜的同样位置的两个基准面，第五经纬仪准直地理基准平面镜，第一经纬仪和第二经纬仪之间、第一经纬仪和第五经纬仪之间、第三经纬仪和第五经纬仪之间、第三经纬仪和第四经纬仪之间均互瞄；

当测定安装矩阵C_jt时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述IMU上自身携带的立方镜的两个基准面，第三经纬仪和第四经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第二经纬仪和第三经纬仪之间互瞄；

当测定姿态转换矩阵C_t0e时，第一经纬仪和第二经纬仪准直所述转台载物台立方镜的两个基准面，第三经纬仪准直地理基准平面镜，第一经纬仪和第三经纬仪之间互瞄。

3.根据权利要求1所述的一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统，其特征在于：所述外部光学精瞄标定子系统通过地理基准平面镜、转台载物台上的立方镜以及IMU上自身携带的立方镜，计算出IMU在转台上的安装矩阵C_jt、转台坐标系与天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_t0e具体为：

(1)拟合转台坐标系，包括：

(1.1)转台坐标系y轴拟合：

将转台外框旋转到任意θ位置，转台载物台立方镜的两个基准面的准直矢量分别记为：

${\mathrm{DX}}^i=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_1^i\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{12}-{\mathrm{\α}}_1^i)\\ \cos \left(v_1^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{12}-{\mathrm{\α}}_1^i)\\ \sin \left(v_1^i\right)\end{array}\right]$

${\mathrm{DY}}^i=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_2^i\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{51}-{\mathrm{\α}}_{12}+{\mathrm{\α}}_{21}-{\mathrm{\α}}_2^i)\\ \cos \left(v_2^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{51}-{\mathrm{\α}}_{12}+{\mathrm{\α}}_{21}-{\mathrm{\α}}_2^i)\\ \sin \left(v_2^i\right)\end{array}\right];$

其中：

α_ab为经纬仪a瞄准经纬仪b的水平角；

α_a、ν_a为经纬仪a准直镜面时的水平角和垂直角；

将两个基准面的准直矢量叉乘，得到立方镜第三基准面的方向矢量：

Yⁱ＝DXⁱ×DYⁱ；

将转台外框旋转到θ+180°位置，所述转台载物台立方镜的相同位置基准面的准直矢量分别记为：

${\mathrm{DX}}^j=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_3^i\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{34}-{\mathrm{\α}}_3^i)\\ \cos \left(v_3^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{34}-{\mathrm{\α}}_3^j)\\ \sin \left(v_3^j\right)\end{array}\right]$

${\mathrm{DY}}^j=\left[\begin{array}{c}-\cos \left(v_4^j\right)\cos ({\mathrm{\α}}_{53}-{\mathrm{\α}}_{34}+{\mathrm{\α}}_{43}-{\mathrm{\α}}_4^j)\\ \cos \left(v_4^i\right)\sin ({\mathrm{\α}}_{53}-{\mathrm{\α}}_{34}+{\mathrm{\α}}_{43}-{\mathrm{\α}}_4^i)\\ \sin \left(v_4^i\right)\end{array}\right]$

其中：

α_ab为经纬仪a瞄经纬仪b的水平角；

α_a、ν_a为经纬仪a准直镜面时的水平角和垂直角；

将两个基准面的准直矢量叉乘，得到立方镜第三基准面的方向矢量：

Y^j＝DX^j×DY^j

将两矢量求均值；

Y＝0.5(Yⁱ+Y^j)；

从而拟合出外框轴，即为转台坐标系y轴在天东北地理坐标系的方向矢量；

(1.2)通过采用与步骤(1.1)相同的方式对转台坐标系x轴进行拟合，得到转台坐标系x轴在天东北地理坐标系的方向矢量；

(1.3)将X和Y矢量叉乘得到转台坐标z轴在天东北地理坐标系的方向矢量：

Z＝X×Y

即拟合出转台坐标系z轴；

(2)确定转台坐标系和天东北地理坐标系之间的关系，得到姿态转换矩阵C_t0e；

(3)确定转台坐标系和IMU之间的转换关系，得到IMU在转台上的安装矩阵C_jt。

4.根据权利要求1所述的一种面向空间应用异构IMU初始对准的地面试验系统，其特征在于：所述远程终端根据转台框架角数据和转换矩阵C_t0e计算惯性系姿态数据具体为：

(4.1)建立瞬时凝固惯性系o_ix_iy_iz_i：原点o_i位于地心；o_ix_i轴在试验开始时刻的平赤道面内，指向IMU所在的子午线与平赤道面的交点；o_iy_i轴在试验开始时刻的平赤道面内；o_iz_i轴垂直于试验开始时刻的平赤道面，指向地球自转方向；三轴构成右手系；

(4.2)通过公式C_ti＝Cy(φ_i)Cx(φ_m)Cy(φ_o)C_t0eCy(-φ_e)Cz(ω_et)计算出转台相对于瞬时凝固惯性系的姿态，即所述惯性系姿态数据；其中，φ_e为当地地理纬度，ω_e为地球自转角速度，t为从试验开始时刻累积的时间，φ_o、φ_m、φ_i分别为三轴转台的三个框架角，φ_o为外框架的框架角，φ_m为中框架的框架角，φ_i为内框架的框架角；其中：

$\mathrm{Cx}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)& \sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ 0& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right];$

$\mathrm{Cy}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)\\ 0& 1& 0\\ \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)\end{array}\right];$

$\mathrm{Cz}\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(\mathrm{\θ}\right)& \sin \left(\mathrm{\θ}\right)& 0\\ -\sin \left(\mathrm{\θ}\right)& \cos \left(\mathrm{\θ}\right)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right].$

5.一种基于面向空间应用异构IMU初始对准试验系统的试验方法，其特征在于步骤如下：

(1)将多套不同体制的异构IMU安装在三轴转台上，保证相对安装方式与星上安装方式一致；

(2)通过外部光学精瞄标定子系统获得IMU自身携带的立方镜与转台坐标系的转换矩阵C_jt以及转台坐标系与天东北地理坐标系的转换矩阵C_t0e；

(3)定义瞬时凝固惯性系o_ix_iy_iz_i，根据转台所处的地理纬度φ_e，地球自转角速度ω_e，从试验开始时刻累积的时间t，计算瞬时凝固惯性系到天东北地理坐标系的姿态转换矩阵C_ei；

(4)通过转台控制柜驱动三轴转台按照IMU所在星体的运动规律转动；

(5)根据转台控制柜输出的三轴转台框架角φ_o、φ_m、φ_i，计算零位时刻的转台坐标系到任意时刻t转台坐标系的姿态转换矩阵C_tt0；

(6)使用步骤(2)、(3)、(5)的结果计算出转台坐标系的惯性姿态C_ti＝C_tt0C_t0eC_ei＝Cy(φ_i)Cx(φ_m)Cy(φ_o)C_t0eCy(-φ_e)Cz(ω_et)，模拟GNC控制器从其它敏感器获得的星体惯性姿态；

(7)将惯性姿态C_ti转换为星载GNC中需要的姿态格式，发送给星载GNC控制器；

(8)星载GNC控制器通过星载对准算法进行对准导航计算，获得IMU在星体上的安装矩阵C_{jt_b}；

(9)将C_{jt_b}与C_jt进行比对，从而完成异构IMU初始对准的地面试验。