CN104977021B - 一种星光导航环境误差补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于组合导航技术领域，特别涉及一种星光导航环境误差补偿方法。一种星光导航环境误差补偿方法，包括下述步骤：步骤一：数据采集，误差补偿所需的各项数据由星敏感器与惯导所构成的组合导航系统采集获得；步骤二：误差计算；计算得到需补偿的误差值；步骤三：误差补偿，用步骤二得到的误差值进行补偿。本发明的效果是：用本申请的方法利用已知的姿态、速度、高度等导航信息，在星光成像与星点提取环节采取环境误差综合补偿方法，解决多种环境因素导致星光测量精度下降问题，经过地面试验验证，误差补偿方法有效，效果理想。

Description

一种星光导航环境误差补偿方法

技术领域

本发明属于组合导航技术领域，特别涉及一种星光导航环境误差补偿方法。

背景技术

星光导航是一种自主导航技术，采用恒星作为导航信标，通过星敏感器对恒星的观测，根据星体在天空固有运动规律提供的信息，给出载体相对于惯性坐标系的三轴姿态，精度可以达到角秒级，星光导航作为成熟的导航方法，在弹道导弹、飞机等多种平台上得到应用，具有全自主、抗干扰特性，可用于空中机动发射、舰载机动、地面及水下发射等平台，或应用于缺少地面景物特征的多种空域、地域，弹道规划灵活，实现快速反应。

大气层内高速载体上应用星光导航技术，高速飞行环境、气动光学环境、大气折射环境等多种应用环境条件将影响星光观测，引入星光测量误差，降低导航精度。如运动载体上星光观测方向与真实恒星方向存在光行差，在高速飞行条件下，这一误差是不能忽略的，再如气动环境带来的层流流场传输效应，将导致观测星图的整体偏移，而大气层内的星光的折射也将导致蒙气差的产生。这些误差项主要因星光导航应用环境产生，与载体的飞行姿态、速度、高度等紧密相关，并直接影响星点成像位置的精度，导致提取识别后姿态精度的下降。因此，对星光导航环境误差进行补偿，是大气层内高速载体应用星光导航所必须解决的关键问题之一。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术的缺陷，提供一种星光导航环境误差补偿方法。

本发明是这样实现的：一种星光导航环境误差补偿方法，包括下述步骤：

步骤一：数据采集

误差补偿所需的各项数据由星敏感器与惯导所构成的组合导航系统采集获得；

步骤二：误差计算；

计算得到需补偿的误差值；

步骤三：误差补偿

用步骤二得到的误差值进行补偿。

如上所述的一种星光导航环境误差补偿方法，其中，所述的步骤一中需要采集的数据，具体包括：

a)h—载体飞行高度，单位km；

b)V—飞行速度，单位km/s；

c)u—星光视方向与载体运动方向夹角，单位°；

d)z′—恒星入射角或天顶角，单位°，

e)t′—测量设备摄氏温度；

f)φ—观测者所在纬度；

g)α₁,δ₁—星点视方向的天球坐标；

h)α_o,δ_o—恒星或光轴视向的天球坐标；

i)α_z,δ_z—天顶的天球坐标，

此外，误差补偿使用以下已知参数：

a)地球半径R0=6371.4km；

b)距离常数r=1.001098R0；

光速c=299792.5km/s。

如上所述的一种星光导航环境误差补偿方法，其中，所述步骤二包括，

光行差l的计算公式如下：

其中：

l—光行差，单位°；

V—载体飞行速度，由组合导航系统测量给出；

u—星光视方向与载体运动方向夹角，由组合导航系统测量给出；

c—光速，常数，

蒙气差ρ_h的计算公式如下：

其中：

ρ_h—高度h处，恒星或光轴入射角z′对应的蒙气差；

μ_h—高度h处对应的大气折射率，由公式（3）计算得出；

e—大气水蒸气压，由公式（4）计算得出；

n₀—标准气象条件下波长对应的折射率，由公式（5）计算得出；

R₀—地球半径，常数；

h—飞行高度，由组合导航系统测量给出；

z′—恒星或光轴视向入射角，由组合导航系统测量给出；

r—距离常数，r＝1.001098R₀；

φ—观测者所在纬度，由组合导航系统给出；

t—观测处摄氏温度，可根据载体高度、纬度与季节查表得到；

t′—测量设备摄氏温度，由组合导航系统给出；

P—观测处气压，单位Pa，可根据载体高度、纬度与季节查表得到；

λ—探测器中心波长，为组合导航系统固有参数，

a—空气膨胀系数，a＝1/273.3。

如上所述的一种星光导航环境误差补偿方法，其中，所述步骤三包括，光行差的补偿按照公式（6）、（7）进行：

其中：

α₁,δ₁—星点视方向的天球坐标，由组合导航系统完成星点提取后给出；

l—光行差的大小与方向，由误差计算获得；

α₀,δ₀—光行差方向的天球坐标系坐标，由组合导航系统根据载体速度方向和观星方向给出；

α₁',δ₁'—补偿后的星点真实方向的天球坐标系坐标；

u—星光视方向与载体运动方向夹角，由组合导航系统测量给出，

蒙气差的补偿按照公式（8）、（9）进行：

其中：

α₀,δ₀—光行差方向的天球坐标系坐标，由组合导航系统根据载体速度方向和观星方向给出；

ρ_h—蒙气差，由误差计算获得；

z′—恒星或光轴入射角，由组合导航系统给出；

α_z,δ_z—天顶在天球坐标系下的坐标，由组合导航系统给出；

α_o',δ_o'—补偿后的恒星或光轴的天球坐标系坐标。

本发明的效果是：用本申请的方法利用已知的姿态、速度、高度等导航信息，在星光成像与星点提取环节采取环境误差综合补偿方法，解决多种环境因素导致星光测量精度下降问题，经过地面试验验证，误差补偿方法有效，效果理想。

具体实施方式

一种星光导航环境误差补偿方法，包括下述步骤：

步骤一：数据采集

误差补偿所需的各项数据由星敏感器与惯导所构成的组合导航系统采集获得，具体包括以下数据：

j)h—载体飞行高度，单位km；

k)V—飞行速度，单位km/s；

l)u—星光视方向与载体运动方向夹角，单位°；

m)z′—恒星入射角或天顶角，单位°。

n)t′—测量设备摄氏温度；

o)φ—观测者所在纬度；

p)α₁,δ₁—星点视方向的天球坐标；

q)α_o,δ_o—恒星或光轴视向的天球坐标；

r)α_z,δ_z—天顶的天球坐标。

此外，误差补偿使用以下已知参数：

c)地球半径R0=6371.4km；

d)距离常数r=1.001098R₀；

e)光速c=299792.5km/s；

步骤二：误差计算

光行差l的计算公式如下：

其中：

l—光行差，单位°；

V—载体飞行速度，由组合导航系统测量给出；

u—星光视方向与载体运动方向夹角，由组合导航系统测量给出；

c—光速，常数。

蒙气差ρ_h的计算公式如下：

其中：

ρ_h—高度h处，恒星或光轴入射角z′对应的蒙气差；

μ_h—高度h处对应的大气折射率，由公式（3）计算得出；

e—大气水蒸气压，由公式（4）计算得出；

n₀—标准气象条件下波长对应的折射率，由公式（5）计算得出；

R₀—地球半径，常数；

h—飞行高度，由组合导航系统测量给出；

z′—恒星或光轴视向入射角，由组合导航系统测量给出；

r—距离常数，r＝1.001098R₀；

φ—观测者所在纬度，由组合导航系统给出；

t—观测处摄氏温度，可根据载体高度、纬度与季节查表得到；

t′—测量设备摄氏温度，由组合导航系统给出；

P—观测处气压，单位Pa，可根据载体高度、纬度与季节查表得到；

λ—探测器中心波长，为组合导航系统固有参数。

a—空气膨胀系数，a＝1/273.3。

步骤三：误差补偿

光行差的补偿按照公式（6）、（7）进行：

其中：

α₁,δ₁—星点视方向的天球坐标，由组合导航系统完成星点提取后给出；

l—光行差的大小与方向，由误差计算获得；

α₀,δ₀—光行差方向的天球坐标系坐标，由组合导航系统根据载体速度方向和观星方向给出；

α₁',δ₁'—补偿后的星点真实方向的天球坐标系坐标；

u—星光视方向与载体运动方向夹角，由组合导航系统测量给出。

蒙气差的补偿按照公式（8）、（9）进行：

其中：

α₀,δ₀—光行差方向的天球坐标系坐标，由组合导航系统根据载体速度方向和观星方向给出；

ρ_h—蒙气差，由误差计算获得；

z′—恒星或光轴入射角，由组合导航系统给出；

α_z,δ_z—天顶在天球坐标系下的坐标，由组合导航系统给出；

α_o',δ_o'—补偿后的恒星或光轴的天球坐标系坐标。

气动流场传输效应带来的图像偏移误差，与飞行速度V、飞行高度h以及观测方向与视轴夹角α有关，并且与流场自身的特性相关。因此这一图像偏移误差的模型需通过试验及仿真计算结果拟合建立，获得偏移像素数Δd与V、h及α的关系，使用星点提取获得的像素坐标减去Δd完成误差补偿。

补偿后的星点位置作为星图识别与姿态解算的输入，实现环境因素误差的补偿。

Claims (2)

1.一种星光导航环境误差补偿方法，其特征在于，包括下述步骤：

步骤一：数据采集

误差补偿所需的各项数据由星敏感器与惯导所构成的组合导航系统采集获得；

步骤二：误差计算；

计算得到需补偿的误差值；

步骤三：误差补偿

用步骤二得到的误差值进行补偿；

所述的步骤一中需要采集的数据，具体包括：

a)h—载体飞行高度，单位km；

b)V—飞行速度，单位km/s；

c)u—星光视方向与载体运动方向夹角，单位°；

d)z′—恒星入射角或天顶角，单位°，

e)t′—测量设备摄氏温度；

f)φ—观测者所在纬度；

g)α₁,δ₁—星点视方向的天球坐标；

h)α_o,δ_o—恒星或光轴视向的天球坐标；

i)α_z,δ_z—天顶的天球坐标，

此外，误差补偿使用以下已知参数：

a)地球半径R₀＝6371.4km；

b)距离常数r＝1.001098R₀；

光速c＝299792.5km/s；

所述步骤二包括，

光行差l的计算公式如下：

其中：

l—光行差，单位°；

V—载体飞行速度，由组合导航系统测量给出；

u—星光视方向与载体运动方向夹角，由组合导航系统测量给出；c—光速，常数，

蒙气差ρ_h的计算公式如下：

其中：

ρ_h—高度h处，恒星或光轴入射角z′对应的蒙气差；

μ_h—高度h处对应的大气折射率，由公式(3)计算得出；

e—大气水蒸气压，由公式(4)计算得出；

n₀—标准气象条件下波长对应的折射率，由公式(5)计算得出；

R₀—地球半径，常数；

h—飞行高度，由组合导航系统测量给出；

z′—恒星或光轴视向入射角，由组合导航系统测量给出；

r—距离常数，r＝1.001098R₀；

φ—观测者所在纬度，由组合导航系统给出；

t—观测处摄氏温度，可根据载体高度、纬度与季节查表得到；

t′—测量设备摄氏温度，由组合导航系统给出；

P—观测处气压，单位Pa，可根据载体高度、纬度与季节查表得到；

λ—探测器中心波长，为组合导航系统固有参数。

2.如权利要求1所述的一种星光导航环境误差补偿方法，其特征在于：所述步骤三包括，

光行差的补偿按照公式(6)、(7)进行：

其中：

α₁,δ₁—星点视方向的天球坐标，由组合导航系统完成星点提取后给出；

l—光行差的大小，由误差计算获得；

α₀,δ₀—恒星或光轴视向的的天球坐标，由组合导航系统根据载体速度方向和观星方向给出；

α₁',δ₁'—补偿后的星点真实方向的天球坐标系坐标；

u—星光视方向与载体运动方向夹角，由组合导航系统测量给出，

蒙气差的补偿按照公式(8)、(9)进行：

其中：

α₀,δ₀—光行差方向的天球坐标系坐标，由组合导航系统根据载体速度方向和观星方向给出；

ρ_h—蒙气差，由误差计算获得；

z′—恒星或光轴入射角，由组合导航系统给出；

α_z,δ_z—天顶在天球坐标系下的坐标，由组合导航系统给出；

α_o',δ_o'—补偿后的恒星或光轴的天球坐标系坐标。