CN109459057B - 一种导航器件初始姿态标定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及导航器件姿态标校技术领域，具体公开了一种导航器件初始姿态标定方法，包括以下步骤：步骤一：建立大地测量坐标系；步骤二：测量导航器件在大地测量坐标系内的姿态；步骤三：进行导航器件姿态转换。本发明方法的整个标定过程简单、便捷、精度高，能够在控制系统的控制下自动完成，避免了在使用传统标定方法时，人为因素造成测量误差，大大提升我国在空间定位领域的技术水平。
Description
技术领域
本发明属于导航器件姿态标校技术领域，具体涉及一种导航器件初始姿态标定方法。
背景技术
目前空间姿态的测量，主要通过人工操作经纬仪瞄准，多台经纬仪对瞄实现初始姿态的标定。
通过经纬仪进行初始空间姿态的标定时，首先将两台经纬仪分别瞄准已知基准棱体和惯性器件即瞄准棱镜，然后两台经纬仪对瞄，将基准棱体的空间姿态引入到惯性器件完成标定工作。在此过程中人工读数误差大，造成这种方法的测量精度低，不智能。
发明内容
本发明的目的在于提供一种导航器件初始姿态标定方法，实现惯性星光器件初始姿态的标定。
本发明的技术方案如下：
一种导航器件初始姿态标定方法，适用于惯性导航器件和星光导航器件的初始姿态标定，包括以下步骤：
步骤一：建立大地测量坐标系；
步骤二：测量导航器件在大地测量坐标系内的姿态；
步骤三：进行导航器件姿态转换。
步骤一中，采用双模光电测角仪准直高稳定性反射液面，以双模光电测角仪光电轴及反射液面法线之间的关系建立大地测量坐标系。
步骤二中，测量导航器件相对于基准棱体的空间姿态关系。
步骤三中，经过空间坐标转换，标定导航器件的空间姿态。
步骤二中，对于惯性导航器件，双模光电测角仪在外围智能控制机构的负载下，分别与基准棱体和瞄准棱镜准直，测量出基准棱体和瞄准棱镜在大地测量坐标系下的姿态。
步骤二中，对于星光导航器件，双模光电测角仪在外围智能控制机构的负载下与基准棱体准直，后切换到星模拟模式下与星敏感器准直，测量出星敏感器在大地测量坐标系下的姿态。
步骤三中，对于惯性导航器件，标定出瞄准棱镜相对于基准棱体的空间姿态。
步骤三中，对于星光导航器件，标定出星敏感器相对于基准棱体的空间姿态。
步骤三中，只涉及到角度传递，因此将直角坐标空间记为C，空间旋转矩阵记为R，则基准棱体坐标系CM与棱体坐标系CC的相对表达为：
对于棱体坐标系CC，其相对于大地测量坐标系的转换关系用欧拉角表示，式中γ为滚转角，ρ为俯仰角，ψ为方位角，E为单位矩阵：
CC＝RC·E
CC＝RC(ρC)·RC(γC)·RC(ψC)，
对于基准棱体坐标系CM，其相对于大地测量坐标系的转换关系表示为：
CM＝RM·E
CM＝RM(ρM)·RM(γM)·RM(ψM)，
两者之间的转换关系用矩阵RMC表示：
结合以上可计算得到基准棱体和棱体相对地理坐标系的转换矩阵，进而得出二者之间的空间姿态；
所述的棱体坐标系为瞄准棱镜坐标系或星敏感器坐标系。
方法能够在控制系统的控制下自动完成，通过内置的算法完成标定工作，避免使用传统标定方法由于人为因素造成测量误差。
本发明的显著效果在于：
(1)本发明方法的整个标定过程简单、便捷、精度高。
(2)本发明方法能够在控制系统的控制下自动完成，通过内置的算法完成标定工作，避免了在使用传统标定方法时，人为因素造成测量误差。
(3)本发明方法的建立，从根本上解决了惯性器件空间姿态高精度标定的技术难题，大大提升我国在空间定位领域的技术水平。
附图说明
图1为大地测量坐标系建立示意图；
图2为惯性导航器件标定流程框图；
图3为星光导航器件标定流程框图。
图中：1-双模光电测角仪；2-反射液面。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
一种导航器件初始姿态标定方法，适用于惯性导航器件和星光导航器件的初始姿态标定，包括以下步骤：
步骤一：建立大地测量坐标系
如图1所示，采用双模光电测角仪1准直高稳定性反射液面2，以双模光电测角仪1光电轴及反射液面2法线之间的关系建立大地测量坐标系。
步骤二：测量导航器件在大地测量坐标系内的姿态
测量导航器件相对于基准棱体的空间姿态关系；
对于惯性导航器件，如图2所示，双模光电测角仪1在外围智能控制机构的负载下，分别与基准棱体和瞄准棱镜准直，测量出基准棱体和瞄准棱镜在大地测量坐标系下的姿态；
对于星光导航器件，如图3所示，双模光电测角仪1在外围智能控制机构的负载下与基准棱体准直，后切换到星模拟模式下与星敏感器准直，测量出星敏感器在大地测量坐标系下的姿态。
步骤三：进行导航器件姿态转换
经过空间坐标转换，标定导航器件的空间姿态；
对于惯性导航器件，标定出瞄准棱镜相对于基准棱体的空间姿态；对于星光导航器件，标定出星敏感器相对于基准棱体的空间姿态。
不同原点的三维空间坐标相似变换公式为：
式中，λ为缩放因子，(a，b，c)为旋转矩阵，(X0，Y0，Z0)为平移量，坐标(X,Y,Z)是由坐标(U,V,W)经过旋转、缩放、平移后得到。在本方位传递过程中，只涉及到角度传递，因此不考虑缩放与平移参数。将直角坐标空间记为C，空间旋转矩阵记为R，则基准棱体坐标系CM与瞄准棱镜或星敏感器坐标系CC的相对表达为：
对于瞄准棱镜或星敏感器坐标系CC，其相对于大地测量坐标系的转换关系，用欧拉角表示，式中γ—Roll滚转角，ρ—Pitch俯仰角，ψ—Yaw方位角，E为单位矩阵：
CC＝RC·E
CC＝RC(ρC)·RC(γC)·RC(ψC) (3)
对于基准棱体坐标系CM，其相对于大地测量坐标系的转换关系，表示为：
CM＝RM·E
CM＝RM(ρM)·RM(γM)·RM(ψM) (4)
两者之间的转换关系用矩阵RMC表示：
结合以上可计算得到基准棱体和瞄准棱镜，或基准棱体和星敏感器各自相对地理坐标系的转换矩阵，进而得出二者之间的空间姿态。
本发明基于大地测量坐标系自动建立技术，将惯性导航器件的瞄准棱镜和星光导航器件的星敏感器相对于基准棱体的空间姿态关系，转化为惯性导航器件、星光导航器件和基准棱体在大地测量坐标系内的空间姿态，更进一步经过空间姿态转换完成惯性导航器件、星光导航器件初始姿态的标定工作。
Claims (6)
1.一种导航器件初始姿态标定方法，适用于惯性导航器件和星光导航器件的初始姿态标定，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一：建立大地测量坐标系；
采用双模光电测角仪(1)准直高稳定性反射液面(2)，以双模光电测角仪(1)光电轴及反射液面(2)法线之间的关系建立大地测量坐标系；
步骤二：测量导航器件在大地测量坐标系内的姿态；
测量导航器件相对于基准棱体的空间姿态关系；
步骤三：进行导航器件姿态转换；
经过空间坐标转换，标定导航器件的空间姿态；
在本方位传递过程中，只涉及到角度传递，因此将直角坐标空间记为C，空间旋转矩阵记为R，则基准棱体坐标系CM与棱体坐标系CC的相对表达为：
对于棱体坐标系CC，其相对于大地测量坐标系的转换关系用欧拉角表示，式中γ为滚转角，ρ为俯仰角，ψ为方位角，E为单位矩阵：
CC＝RC·E
CC＝RC(ρC)·RC(γC)·RC(ψC)，
对于基准棱体坐标系CM，其相对于大地测量坐标系的转换关系表示为：
CM＝RM·E
CM＝RM(ρM)·RM(γM)·RM(ψM)，
两者之间的转换关系用矩阵RMC表示：
结合以上可计算得到基准棱体和棱体相对地理坐标系的转换矩阵，进而得出二者之间的空间姿态；
所述的棱体坐标系为瞄准棱镜坐标系或星敏感器坐标系。
2.如权利要求1所述的一种导航器件初始姿态标定方法，其特征在于：步骤二中，对于惯性导航器件，双模光电测角仪(1)在外围智能控制机构的负载下，分别与基准棱体和瞄准棱镜准直，测量出基准棱体和瞄准棱镜在大地测量坐标系下的姿态。
3.如权利要求1所述的一种导航器件初始姿态标定方法，其特征在于：步骤二中，对于星光导航器件，双模光电测角仪(1)在外围智能控制机构的负载下与基准棱体准直，后切换到星模拟模式下与星敏感器准直，测量出星敏感器在大地测量坐标系下的姿态。
4.如权利要求2所述的一种导航器件初始姿态标定方法，其特征在于：步骤三中，对于惯性导航器件，标定出瞄准棱镜相对于基准棱体的空间姿态。
5.如权利要求3所述的一种导航器件初始姿态标定方法，其特征在于：步骤三中，对于星光导航器件，标定出星敏感器相对于基准棱体的空间姿态。
6.如权利要求4或5所述的一种导航器件初始姿态标定方法，其特征在于：方法能够在控制系统的控制下自动完成，通过内置的算法完成标定工作，避免使用传统标定方法由于人为因素造成测量误差。
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