CN110887476A - 基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及基于偏振‑天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法。首先利用安装于载体坐标系b系的偏振传感器测量当前姿态下偏振矢量p^b，根据不同方向上偏振传感器测得的偏振矢量，计算得到载体坐标系b系下的月亮矢量L^b，利用系统输出的姿态转换矩阵

将L^b转化到导航坐标系n系中，得到系统测量得到的地理坐标系n系下的月亮矢量Lⁿ；利用安装于载体坐标系b系的星敏感器，测得载体坐标系下的星光矢量A^b，根据星图匹配，结合天文年历，可以获得惯性坐标系i系下的星光矢量，结合时间与位置信息，进而获得n系下的星光矢量Aⁿ；将载体坐标系b系下的星光矢量A^b和月亮矢量L^b的夹角α作为量测，建立该夹角α与平台误差角φ的关系，得到姿态量测方程。

Description

基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法

技术领域

本发明涉及一种基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，可用于地面机器人在夜间GPS干扰环境下的全自主导航，提高载体的生存能力。

背景技术

导航系统用于引导载体到达目地的，对于任务的完成具有决定性的作用。现有导航方式包括惯性、视觉、天文、GPS、地磁等多采用组合的方式应用，充分利用不同导航系统优势。夜间环境光线较暗，基于可见光波段的导航方式如光流等都不能使用，同时，出于自身隐蔽性和抗干扰性能的考虑，GPS易受到干扰和被发现。对于复杂的导航环境，单一导航体制已经难以满足载体对导航系统的需求，设计适用于陌生复杂环境，抗干扰能力强，精度高的导航系统至关重要。

偏振导航是基于仿生学发展起来的一种隐蔽性好，不需与外界进行信息交互的自主导航方法，其在日间的导航能力已经得到了广泛的认可。有研究发现蜣螂在夜间利用天空偏振进行定向，证实了天空偏振光的夜间导航能力。但偏振导航精度较低，通常需与其他导航方式组合使用。天文导航是一种利用星光信息作为测量信息的导航方式，星敏感器作为目前测姿精度最高的仪器，又一直得到了各单位的青睐，但其精度受到惯导系统的限制。

现有组合导航方法多利用了卫星导航系统，如论文“基于矢量信息分配的INS/GNSS/CNS组合导航系统”、“INS/CNS/GPS组合导航系统仿真研究”，其组合导航系统受到卫星导航系统的制约，在存在电子干扰的环境下，容易导致组合导航系统精度急剧降低。

发明内容

为了解决现有技术的不足，从精度和稳定性的综合角度考虑，本文提出了基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，结合偏振信息与天文信息，确定载体姿态转换矩阵，提高载体姿态测量精度与抗干扰能力。本发明的方法还可增强系统抗干扰性，提高组合导航系统的生存能力，用于地面机器人导航。

本发明的技术解决方案为：基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，包括如下步骤：

步骤1、利用安装于载体坐标系即b系的偏振传感器测量当前姿态下偏振矢量p^b，根据模块坐标系即m系下，不同偏振传感器在不同测量方向上测得的偏振矢量

j,k代表不同的测量方向，结合偏振矢量与月亮矢量的垂直关系，计算得到载体坐标系b系下的月亮矢量L^b；

步骤2、利用导航系统输出的上一时刻的姿态转换矩阵

将载体坐标系b系下的L^b转化到导航坐标系n系中，得到系统测量的导航坐标系n系下的月亮矢量的表示Lⁿ；

步骤3、利用安装于载体坐标系b系的星敏感器，测得载体坐标系b系下的星光矢量A^b，根据星图匹配，结合天文年历，获得惯性坐标系即i系下的星光矢量Aⁱ，结合时间与载体的位置信息，进而获得导航坐标系n系下的星光矢量Aⁿ；

步骤4、将载体坐标系b系下的星光矢量A^b和月亮矢量L^b的夹角α作为量测，通过导航坐标系n系下的月亮矢量信息Lⁿ，以及系统输出的姿态转换矩阵

建立该夹角α与平台误差角φ的关系

其中I代表单位矩阵,φ×表示平台误差角φ的反对称阵，得到姿态量测方程。

进一步的，所述步骤(1)，每个偏振传感器所在的模块坐标系m系与载体坐标系b系的转换矩阵为

为常系数矩阵，由偏振传感器测得的偏振方位角

得到载体坐标系b系下偏振矢量为：

根据月亮矢量L^b与偏振矢量p^b的垂直关系，通过两个不同观测方向的偏振矢量

叉乘获得载体坐标系b系下的月亮矢量L^b，其中j,k代表不同的测量方向，表示为：

进一步的，所述步骤(2)中，由于实际计算中，计算导航坐标系与实际导航坐标系n系之间存在平台误差角φ，结合系统输出的姿态转换矩阵

与实际姿态转换矩阵

之间的转换关系，由系统测量得到的导航坐标系n系下的月亮矢量Lⁿ表示为：

其中，

表示实际载体坐标系b系到导航坐标系n系的姿态转换矩阵，

表示系统输出的存在误差的姿态转换矩阵,φ×表示平台误差角φ的反对称阵，I表示单位矩阵。

进一步的，所述步骤(3)中，Aⁱ表示惯性坐标系i系下的星光矢量，由载体坐标系b系下星光矢量A^b通过星图匹配获得，导航坐标系n系下星光矢量Aⁿ表示为：

其中，

表示地球坐标系e系到导航坐标系n系的转换矩阵，

表示惯性坐标系i系到地球坐标系e系的转换矩阵。

进一步的，所述步骤(4)中，载体坐标系b系下的星光矢量A^b和月亮矢量L^b的夹角α表示为：

cosα＝(A^b)^TL^b (5)

建立计算导航坐标系与实际导航坐标系n系之间平台误差角φ与夹角α的关系，表示为：

其中，z表示观测量，v表示量测噪声，通过上式(6)实现对平台误差角φ的校正，至此，完成基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)计算载体姿态时用到了天文信息和偏振信息，两者均为自然信息，可自主定姿，不受外界电磁干扰；

(2)对于夜间环境光线较弱的情况尤其适用，不需外界提供光源，提高了系统的隐蔽性。

附图说明

图1为本发明的方法流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

本发明的方法可用于地面机器人在夜间GPS干扰环境下的全自主导航，提高载体的生存能力。

如图1所示，本发明的具体实现步骤如下：

步骤1、偏振测量单元由两个不同方向上的偏振传感器构成，每个偏振传感器所在的模块坐标系m系与载体坐标系b系的转换矩阵为

为常系数矩阵，由偏振传感器测得偏振方位角

通过偏振方位角

可以得到该方向观测点的偏振方向，通过转换矩阵

得到载体坐标系b系下偏振矢量为：

根据月亮矢量L^b与偏振矢量p^b的垂直关系，通过两个不同观测方向的偏振矢量

叉乘获得载体坐标系b系下的月亮矢量L^b，其中j,k代表不同的测量方向，载体坐标系b系下的月亮矢量表示为：

步骤2、由于实际计算中，导航坐标系n系与计算导航坐标系之间存在平台误差角φ，使得系统输出的姿态转换矩阵

与实际姿态转换矩阵

之间存在误差，根据系统输出的姿态转换矩阵

与实际姿态转换矩阵

之间的转换关系，由系统测量得到的导航坐标系n系下的月亮矢量Lⁿ表示为：

其中，

表示实际载体坐标系b系到导航坐标系n系的姿态转换矩阵，

表示系统输出的存在误差的姿态转换矩阵,φ×表示平台误差角φ的反对称阵，I表示单位矩阵。

步骤3、星敏感器所在的坐标系与载体坐标系b系重合，通过星敏感器可以获得载体坐标系b系下的星光矢量A^b，由载体坐标系b系下星光矢量A^b通过星图匹配获得惯性坐标系i系下的星光矢量Aⁱ，导航坐标系n系下星光矢量Aⁿ表示为：

其中，

表示地球坐标系e系到导航坐标系n系的转换矩阵，

表示惯性坐标系i系到地球坐标系e系的转换矩阵。

步骤4、由星敏感器和偏振传感器可以获得载体坐标系b系下的星光矢量A^b和月亮矢量L^b，则载体坐标系b系下的星光矢量A^b和月亮矢量L^b的夹角α表示为：

cosα＝(A^b)^TL^b (5)

由于星光矢量A^b和月亮矢量L^b的夹角α在载体坐标系b系下与导航坐标系n系下具有不变性，可以得到导航坐标系n系下的星光矢量Aⁿ与月亮矢量Lⁿ的夹角α，由于实际计算中，导航坐标系n系与计算导航坐标系之间存在平台误差角φ，将式(3)代入式(5)中，建立夹角α与平台误差角φ的关系，表示为：

其中，z表示观测量，v表示量测噪声，通过上式可以实现对平台误差角φ的校正，至此，完成基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，且应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

Claims (5)

1.基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、利用安装于载体坐标系即b系的偏振传感器测量当前姿态下偏振矢量p^b，根据模块坐标系即m系下，不同偏振传感器在不同测量方向上测得的偏振矢量

j,k代表不同的测量方向，结合偏振矢量与月亮矢量的垂直关系，计算得到载体坐标系b系下的月亮矢量L^b；

步骤2、利用导航系统输出的上一时刻的姿态转换矩阵

将载体坐标系b系下的L^b转化到导航坐标系n系中，得到系统测量的导航坐标系n系下的月亮矢量的表示Lⁿ；

步骤3、利用安装于载体坐标系b系的星敏感器，测得载体坐标系b系下的星光矢量A^b，根据星图匹配，结合天文年历，获得惯性坐标系即i系下的星光矢量Aⁱ，结合时间与载体的位置信息，进而获得导航坐标系n系下的星光矢量Aⁿ；

步骤4、将载体坐标系b系下的星光矢量A^b和月亮矢量L^b的夹角α作为量测，通过导航坐标系n系下的月亮矢量Lⁿ，以及系统输出的姿态转换矩阵

建立该夹角α与平台误差角φ的关系

其中I代表单位矩阵，φ×表示平台误差角φ的反对称阵，得到姿态量测方程。

2.根据权利要求1所述的基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，其特征在于：

所述步骤1，每个偏振传感器所在的模块坐标系m系与载体坐标系b系的转换矩阵为

为常系数矩阵，由偏振传感器测得的偏振方位角

得到载体坐标系b系下偏振矢量为：

根据月亮矢量L^b与偏振矢量p^b的垂直关系，通过两个不同观测方向的偏振矢量

叉乘获得载体坐标系b系下的月亮矢量L^b，其中j,k代表不同的测量方向，表示为：

3.根据权利要求1所述的基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，其特征在于：

所述步骤2中，由于实际计算中，计算导航坐标系与实际导航坐标系n系之间存在平台误差角φ，结合系统输出的姿态转换矩阵

与实际姿态转换矩阵

之间的转换关系，由系统测量得到的导航坐标系n系下的月亮矢量Lⁿ表示为：

其中，

表示实际载体坐标系b系到导航坐标系n系的姿态转换矩阵，

表示系统输出的存在误差的姿态转换矩阵,φ×表示平台误差角φ的反对称阵，I表示单位矩阵。

4.根据权利要求1所述的基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，其特征在于：

所述步骤3中，Aⁱ表示惯性坐标系i系下的星光矢量，由载体坐标系b系下星光矢量A^b通过星图匹配获得，导航坐标系n系下星光矢量Aⁿ表示为：

其中，

表示地球坐标系e系到导航坐标系n系的转换矩阵，

表示惯性坐标系i系到地球坐标系e系的转换矩阵。

5.根据权利要求1所述的基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法，其特征在于：

所述步骤4中，载体坐标系b系下的星光矢量A^b和月亮矢量L^b的夹角α表示为：

cosα＝(A^b)^TL^b (5)

建立计算导航坐标系与实际导航坐标系n系之间平台误差角φ与夹角α的关系，表示为：

其中，z表示观测量，v表示量测噪声，通过上式(6)实现对平台误差角φ的校正，至此，完成基于偏振-天文夹角信息观测的自主航向与姿态确定方法。

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