CN111307139B - 一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，首先，利用仿复眼偏振传感器获取全天域偏振度信息，对全天域偏振度信息进行筛选，解算载体坐标系下的单位太阳矢量；其次，利用星敏感器获取一星体的星像点坐标，解算载体坐标系下的单位星矢量；再次，通过天文年历查询模块获取地心惯性坐标系下单位太阳矢量及单位星矢量；最后，在载体坐标系与地心惯性坐标系中构造辅助正交坐标系，求取载体的姿态转换矩阵并解算姿态信息。本发明方法计算量小，算法简单，可完成载体的三维姿态确定。

Description

一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法

技术领域

本发明涉及载体三维姿态确定领域，尤其涉及一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，可应用于高空无人机、导弹、浮空器等载体所搭载的导航系统的姿态信息获取，提高导航系统的可靠性及精度。

背景技术

天文导航是通过观测自然星体来确定载体的位置或姿态的一种导航方式，具有误差不随时间积累、独立性强，隐蔽性好等优点。但天文导航在大气层内工作时受天气条件限制，白天时星光系统的测星能力被大幅削弱，为解决这一问题，天文系统常采用小视场单星观测，利用狭小的视场获得更高分辨率的观测星图，更好的分辨提取星体信息。但仅通过观测单颗星体不能直接得到载体航向与姿态信息，必须借助其他手段实现航向与姿态确定。

偏振光导航是通过研究生物对天空偏振光的感知机理及大气偏振分布模式发展起来的导航方法，具有无源、无辐射、隐蔽性好，误差不随时间积累等优点，且高空环境下的偏振光导航具有更好的应用条件。通过引入偏振光导航，并与天文导航相结合，可实现大气层内高空环境下载体的航向与姿态获取，是一种全新的姿态确定方法。已受理专利CN106896819“基于三敏感器的卫星姿态确定方法和系统”提出了一种利用三个星敏感器获取卫星姿态的方法，该方法必须利用至少三颗星体才能完成航向与姿态确定，且仅适用于大气层外环境。已授权中国专利CN103712621“偏振光及红外传感器辅助惯导系统定姿方法”提出了利用偏振光和红外传感器获得姿态转换矩阵辅助惯导系统进行姿态修正，该方法需要与惯性导航系统进行组合才能完成航向与姿态确定。受理中国专利CN108387206“一种基于地平线与偏振光的载体三维姿态获取方法”中，利用地平线获取飞行器的横滚角和俯仰角，利用偏振信息获取载体的航向角，但当地平线被遮挡时无法获取地平线信息，该方法不可用。上述三维姿态确定方法都没有将偏振信息与天文信息相结合。

发明内容

考虑现有技术存在的问题，本发明提出一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，该方法通过将偏振光导航与天文单星导航相结合，是一种全自主的航向与姿态确定方法，在仅可观测一颗导航星的情况下仍能实现航向与姿态确定，可解决大气层内高空环境下载体三维定姿问题。

本发明的坐标系选择为：其中载体坐标系(b系)，以半球球心为原点o₁，半球底面为x₁o₁y₁平面，在x₁o₁y₁平面上确定一轴为x₁轴，球心与半球顶点连线为z₁轴，由右手定则确定y₁轴。星敏感器坐标系(s系)，以成像的焦平面中心o₂为原点，成像焦平面为x₂o₂y₂面，星敏感器横轴方向为x₂轴，星敏感器纵轴方向为z₂轴。地心惯性坐标系(i系)定义为以地球球心为原点，地球自转轴为z_i轴，x_i,y_i轴在赤道平面，x_i轴指向春分点。导航坐标系(n系)选取地理坐标系(t系)，地理坐标系采用东北天坐标系，即以载体的质心o为原点，载体的地理东向为x轴，载体的地理北向为y轴，z轴由右手定则确定。

本发明的技术解决方案为：一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，实现步骤如下：

步骤(1)建立载体坐标系，即b系，利用载体坐标系下的仿复眼偏振传感器获取全天域偏振度信息d_j，对全天域偏振度信息d_j进行筛选，基于瑞利散射原理及球面三角形几何关系解算得到载体坐标系下的单位太阳矢量S^b；

步骤(2)利用载体坐标系下星敏感器获取一恒星星体的星像点坐标(x_c,y_c)，通过星体在星敏感器中的星象点坐标(x_c,y_c)，解算载体坐标系下的单位星矢量V^b；

步骤(3)通过天文年历查询模块获取地心惯性坐标系i下的单位太阳矢量Sⁱ及单位星矢量Vⁱ；

步骤(4)由上面得到的载体坐标系下的单位太阳矢量S^b和单位星矢量V^b与地心惯性坐标系下的单位太阳矢量Sⁱ及单位星矢量Vⁱ，构造辅助正交坐标系F_b,F_i，利用地心惯性坐标系与载体坐标系的坐标转换关系

求取载体的姿态转换矩阵

解算载体三维姿态信息γ,θ,ψ；其中，定义载体在导航坐标系内的横滚角为γ，俯仰角为θ，航向角为ψ，

表示地心惯性坐标系i到地球固联坐标系e的变换矩阵，

表示地球固联坐标系e到导航坐标系n的变换矩阵，

表示导航坐标系n到载体坐标系b的变换矩阵，

T表示矩阵的转置。

所述步骤(1)中利用载体坐标系(b系)下仿复眼偏振传感器获取全天域偏振度信息d_j，其中，仿复眼偏振传感器为一半球面结构，多个偏振传感器通道阵列式分布在半球表面的经度圈与纬度圈上。以半球球心为原点o₁，半球底面为x₁o₁y₁平面，在x₁o₁y₁平面上确定一轴为x₁轴，球心与半球顶点连线为z₁轴，由右手定则确定y₁轴，建立载体坐标系(b系)。每个偏振传感器通道为一独立观测点，此观测点在载体坐标系下的坐标可表示为

对应所测得的偏振度为d_j，其中，

和h_j分别为观测点在载体坐标系下的方位角和高度角。对仿复眼偏振传感器所测得的偏振度信息进行筛选，选取偏振度最大的三个观测点，三个观测点的坐标在载体坐标系下可分别表示为

所对应的偏振度为

将此三个观测点的偏振度信息作为输入信息，结合其在载体坐标系下的空间几何关系及瑞利散射理论可建立如下方程组：

求解上面方程组可得d_max,

h_s，其中，d_max为全天域最大偏振度，

为三个观测点所对应的散射角，

h_s为载体坐标系下太阳高度角和方位角；则载体坐标系下的单位太阳矢量S^b可表示为：

所述步骤(2)中利用星敏感器获取一恒星星体在星敏感器下的星像点坐标(x_c,y_c)，其中星敏感器坐标系(s系)以成像的焦平面中心o₂为原点，成像焦平面为x₂o₂y₂面，星敏感器横轴方向为x₂轴，星敏感器纵轴方向为z₂轴，星敏感器与载体的安装矩阵

为单位矩阵。由星体在星敏感器坐标系下的星像点坐标(x_c,y_c)可求得所观测星体在载体坐标系中的坐标为：

其中，f为星敏感器光学透镜焦距，由星敏感器硬件参数得到。

则载体坐标系下的单位星矢量V^b可表示为：

所述步骤(3)中，通过天文年历查询模块获取地心惯性坐标系(i系)下太阳与星体的赤经、赤纬，进而求得地心惯性坐标系下的单位太阳矢量Sⁱ和单位星矢量Vⁱ：

Sⁱ＝[cosα₁cosδ₁ sinα₁sinδ₁ sinδ₁]^T

Vⁱ＝[cosα₂cosδ₂ sinα₂sinδ₂ sinδ₂]^T

其中，α₁,δ₁分别表示太阳的赤经和赤纬，α₂,δ₂分别表示星体的赤经和赤纬。

所述步骤(4)中，在载体坐标系与地心惯性坐标系中构造辅助正交坐标系，利用载体坐标系与地心惯性坐标系的坐标转换关系，求取载体的姿态转换矩阵并解算姿态信息，具体如下：

在载体坐标系中，建立第一新的正交坐标系F_b，坐标轴定义如下：

所述第一新正交坐标系F_b表示如下：

F_b＝[X_b Y_b Z_b]^T

同理，在地心惯性坐标系中建立第二新的正交坐标系F_i，坐标轴定义如下：

所述第二新正交坐标系F_i表示如下：

F_i＝[X_i Y_i Z_i]^T

设地心惯性坐标系到载体坐标系的姿态转换矩阵为

则满足：

其中

为单位正交阵，则：

由此可得：

即：

载体坐标系相对于导航坐标系的姿态转换矩阵

可表示为：

其中导航坐标系(n系)选取东北天地理坐标系(t系)，

表示地心惯性坐标系到地球固联坐标系的变换矩阵，由格林恒星时角获得。

表示地球固联坐标系到导航坐标系的变换矩阵，由当地的经纬度位置信息获得。

定义载体在导航坐标系内的横滚角为γ，俯仰角为θ，航向角为ψ，北偏西为正，则姿态转换矩阵

可表示为：

则载体在导航坐标系下的姿态可求得：

其中，C_i,j表示姿态转换矩阵

中下标为(i,j)的元素。

本发明与现有技术相比优点在于：

(1)通过全天域偏振信息进行优化选取求取载体坐标系下太阳矢量信息具有较强的精度及鲁棒性。

(2)采用偏振信息与天文单星组合观测可实现三维定姿，可有效弥补单星无法三维定姿的缺陷，该方法对于只能观测单颗星体的高空飞行器具有较强的适用性。

附图说明

图1为本发明的方法流程图；

图2为本发明涉及的全天域最优观测点与太阳矢量关系示意图；

图3为本发明涉及的星敏感器测量原理图。

具体实施方式

如图1所示，本发明一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，所述载体为高空无人机、导弹、浮空器等，该方法具体实现步骤如下：

步骤1、利用载体坐标系(b系)下仿复眼偏振传感器获取各偏振传感器通道的偏振度d_j(j＝1,2...m)，其中，仿复眼偏振传感器为一半球面结构，m个偏振传感器通道阵列式分布在半球表面的经度圈与纬度圈上，每个偏振传感器通道为一独立观测点，此观测点在载体坐标系下的坐标表示为

对应所测得的偏振度为d_j，

和h_j分别为观测点在载体坐标系下的方位角和高度角，对仿复眼偏振传感器所测得的偏振度信息进行筛选，选取偏振度最大的三个观测点，三个观测点的坐标在载体坐标系下可分别表示为

所对应的偏振度为

(如图2所示)。将此三个观测点的偏振度信息作为输入信息，结合其在载体坐标系下的空间几何关系及瑞利散射理论可建立如下方程组：

求解上面方程组可得d_max,

h_s，其中，d_max为全天域最大偏振度，

为三个观测点所对应的散射角，

h_s为载体坐标系下太阳高度角和方位角；则载体坐标系下的单位太阳矢量S^b可表示为：

步骤2、由星体在星敏感器坐标系下的星像点坐标(x_c,y_c)(如图3所示)可求得所观测星体在载体坐标系中的坐标为：

其中f为星敏感器光学透镜焦距，由星敏感器硬件参数得到。

则载体坐标系下的单位星矢量V^b可表示为：

步骤3、通过天文年历查询模块获取地心惯性坐标系(i系)下太阳和星体的赤经、赤纬，进而求得地心惯性坐标系下的单位太阳矢量和单位星矢量，其中单位太阳矢量和单位星矢量可分别表示为：

Sⁱ＝[cosα₁cosδ₁ sinα₁sinδ₁ sinδ₁]^T

Vⁱ＝[cosα₂cosδ₂ sinα₂sinδ₂ sinδ₂]^T

其中，α₁,δ₁分别表示太阳的赤经和赤纬，α₂,δ₂分别表示星体的赤经和赤纬。

步骤4、在载体坐标系中构造辅助正交坐标系，可建立第一新正交坐标系，坐标轴定义如下：

所述第一新正交坐标系F_b表示如下：

F_b＝[X_b Y_b Z_b]^T

同理，在地心惯性坐标系中建立第二新正交坐标系，坐标轴定义如下：

所述第二新正交坐标系F_i表示如下：

F_i＝[X_i Y_i Z_i]^T

设地心惯性坐标系到载体坐标系的姿态转换矩阵为

则满足：

其中

为单位正交阵，则：

所以

即F_b与F_i之间的转换矩阵仍为

则：

又因为载体坐标系相对于导航坐标系的姿态变换矩阵

可表示为：

其中导航坐标系(n系)选取东北天地理坐标系(t系)，

表示地心惯性坐标系到地球固联坐标系的变换矩阵，由格林恒星时角GAST获得：

表示地球固联坐标系到导航坐标系的变换矩阵，由当地的经纬度位置信息λ,L获得：

定义载体在导航坐标系内的横滚角为γ，俯仰角为θ，航向角为ψ，北偏西为正，则姿态转换矩阵可表示为：

则载体相对于导航坐标系的姿态可求得：

上式即为载体在导航坐标系下的姿态角，其中C_i,j表示姿态转换矩阵

中下标为(i,j)的元素。

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 (4)

1.一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，其特征在于，实现步骤如下：

步骤(1)建立载体坐标系，即b系，利用载体坐标系下的仿复眼偏振传感器获取全天域偏振度信息d_j，对全天域偏振度信息d_j进行筛选，基于瑞利散射原理及球面三角形几何关系解算得到载体坐标系下的单位太阳矢量S^b；

步骤(2)利用载体坐标系下星敏感器获取一恒星星体的星像点坐标(x_c,y_c)，通过星体在星敏感器中的星象点坐标(x_c,y_c)，解算载体坐标系下的单位星矢量V^b；

步骤(3)通过天文年历查询模块获取地心惯性坐标系i下的单位太阳矢量Sⁱ及单位星矢量Vⁱ；

步骤(4)由上面得到的载体坐标系下的单位太阳矢量S^b和单位星矢量V^b与地心惯性坐标系下的单位太阳矢量Sⁱ和单位星矢量Vⁱ，构造辅助正交坐标系F_b,F_i，利用地心惯性坐标系与载体坐标系的坐标转换关系

求取载体的姿态转换矩阵

解算载体三维姿态信息γ,θ,ψ；其中，定义载体在导航坐标系内的横滚角为γ，俯仰角为θ，航向角为ψ，

表示地心惯性坐标系i到地球固联坐标系e的变换矩阵，

表示地球固联坐标系e到导航坐标系n的变换矩阵，

表示导航坐标系n到载体坐标系b的变换矩阵，

T表示矩阵的转置；

所述步骤(4)中，在载体坐标系与地心惯性坐标系中构造辅助正交坐标系，利用载体坐标系与地心惯性坐标系的坐标转换关系，求取载体的姿态转换矩阵并解算姿态信息，具体如下：

在载体坐标系中，建立第一新正交坐标系F_b，坐标轴定义如下：

符号×表示向量积运算，符号|| ||表示向量的模运算，其中，X_b,Y_b,Z_b为在载体坐标系中，构造的第一新正交坐标系F_b的一组基向量；

所述第一新正交坐标系F_b表示如下：

F_b＝[X_b Y_b Z_b]^T；

同理，在地心惯性坐标系i中建立第二新正交坐标系F_i，坐标轴定义如下：

其中，X_i,Y_i,Z_i为在地心惯性坐标系中，构造的第二新正交坐标系F_i的一组基向量；

所述第二新正交坐标系F_i表示如下：

F_i＝[X_i Y_i Z_i]^T；

设地心惯性坐标系到载体坐标系的转换矩阵为

则满足：

其中

为单位正交阵，则：

由此得：

即：

表示矩阵F_i的逆矩阵；

载体坐标系相对于导航坐标系的姿态转换矩阵

可表示为：

其中导航坐标系，即n系选取东北天地理坐标系，即t系，

表示地心惯性坐标系到地球固联坐标系的变换矩阵，由格林恒星时角获得；

表示地球固联坐标系到导航坐标系的变换矩阵，由当地的经纬度位置信息获得；

定义载体在导航坐标系内的横滚角为γ，俯仰角为θ，航向角为ψ，北偏西为正，则姿态转换矩阵

表示为：

则载体在导航坐标系下的姿态为：

其中，C_i,j表示姿态转换矩阵

中下标为(i,j)的元素。

2.根据权利要求1所述的一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，其特征在于：

所述步骤(1)中，利用载体坐标系下仿复眼偏振传感器获取全天域偏振度信息d_j，其中，仿复眼偏振传感器为一半球面结构，多个偏振传感器通道阵列式分布在半球表面的经度圈与纬度圈上；以半球球心为原点o₁，半球底面为x₁o₁y₁平面，在x₁o₁y₁平面上确定一轴为x₁轴，球心与半球顶点连线为z₁轴，由右手定则确定y₁轴，建立载体坐标系，即b系；每个偏振传感器通道为一独立观测点，此观测点在载体坐标系下的坐标表示为

对应所测得的偏振度为d_j，其中，

为观测点在载体坐标系下的方位角和高度角；

对仿复眼偏振传感器所测得的偏振度信息进行筛选，选取偏振度最大的三个观测点，三个观测点的坐标在载体坐标系b下分别表示为

所对应的偏振度为

将此三个观测点的偏振度信息作为输入信息，结合其在载体坐标系下的空间几何关系及瑞利散射理论建立如下方程组：

求解上面方程组得

其中，d_max为全天域最大偏振度，

为三个观测点所对应的散射角，

为载体坐标系下太阳高度角和方位角；则载体坐标系下的单位太阳矢量S^b可表示为：

3.根据权利要求1所述的一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，其特征在于：

所述步骤(2)中，利用星敏感器获取一恒星星体在星敏感器坐标系下的星像点坐标(x_c,y_c)，其中星敏感器坐标系，即s系以成像焦平面中心o₂为原点，成像焦平面为x₂o₂y₂面，星敏感器横轴方向为x₂轴，星敏感器纵轴方向为z₂轴，星敏感器与载体的安装矩阵

为单位矩阵；由星体在星敏感器坐标系下的星像点坐标(x_c,y_c)，求得所观测星体在载体坐标系中的坐标为：

其中f为星敏感器光学透镜焦距，由星敏感器硬件参数得到；

则载体坐标系下的单位星矢量V^b可表示为：

4.根据权利要求1所述的一种基于偏振/天文信息融合的航向与姿态确定方法，其特征在于：

所述步骤(3)中，通过天文年历查询模块获取地心惯性坐标系，即i系下太阳与星体的赤经、赤纬，进而求得地心惯性坐标系下的单位太阳矢量Sⁱ和单位星矢量Vⁱ：

Sⁱ＝[cosα₁cosδ₁ sinα₁sinδ₁ sinδ₁]^T

Vⁱ＝[cosα₂cosδ₂ sinα₂sinδ₂ sinδ₂]^T

其中，α₁,δ₁分别表示太阳的赤经和赤纬，α₂,δ₂分别表示星体的赤经和赤纬。

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