CN111637884B - 一种天文组合导航安装阵修正方法 - Google Patents

一种天文组合导航安装阵修正方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111637884B
CN111637884B CN202010397943.8A CN202010397943A CN111637884B CN 111637884 B CN111637884 B CN 111637884B CN 202010397943 A CN202010397943 A CN 202010397943A CN 111637884 B CN111637884 B CN 111637884B
Authority
CN
China
Prior art keywords
star
inertial navigation
array
moment
attitude
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010397943.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111637884A (zh
Inventor
孙秀清
张笃周
徐晓丹
王立
李晓
张春明
李全良
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN202010397943.8A priority Critical patent/CN111637884B/zh
Publication of CN111637884A publication Critical patent/CN111637884A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111637884B publication Critical patent/CN111637884B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明一种天文组合导航安装阵修正方法，步骤如下：(1)用惯导的实际测量值估计n时刻相对于n‑1时刻的姿态变化量：(2)计算得到系统观测第n颗恒星矢量时的关系；(3)将观测星矢量转化到系统观测第一颗导航星时刻的星敏测量系；(4)通过最小化下列函数计算得到星敏感器和惯导系统的安装阵，以及系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵；(5)重复步骤(1)‑(4)，不断更新观测星队列，完成安装阵的实时更新。

Description

一种天文组合导航安装阵修正方法
技术领域
本发明涉及一种天文组合导航安装阵修正方法，属于卫星装配领域。
背景技术
惯性\天文组合导航系统具有长航时、精度高、成本低等特点，在军用和民用领域有广泛的用途。
惯性\天文组合导航系统的主流工作模式为：基于多星观测的深度组合导航模式。这种模式必须观测两颗以上满足一定位置的恒星，才能获得较高的定位精度，但是基于全天时恒星测量的星敏感器视场较小，视场内观测到的恒星数量远远少于在空间中应用的星敏感器，因此通常需要系统采用伺服机构对空间恒星目标的位置进行观测，惯性\天文组合导航系统在工作过程中需要转动。
惯性导航系统与星敏感器采取固联方式安装，但是由于系统工作温度对结构的影响以及系统转动对安装结构的影响，在导航过程中，惯性导航系统与星敏感器的安装阵在缓慢的变化，安装阵的不确定性将直接影响惯性\天文组合导航系统的定位精度。目前国内外对安装阵的估计普遍将安装阵作为待求量，纳入系统量测方程，采用卡尔曼滤波的方法进行求解，但是这种方法需要一定的收敛时间，无法对惯性导航系统与星敏感器之间的安装阵进行动态实时估计。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种天文组合导航安装阵修正算法，实时动态的对安装阵进行估计，对星敏感器的观测恒星矢量进行高精度的修正，提高了系统的导航精度。
本发明的技术方案是：一种天文组合导航安装阵修正方法，步骤如下：
(1)用惯导的实际测量值估计n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量：
Figure GDA0003205260880000011
其中，
Figure GDA0003205260880000021
为惯导n时刻的姿态测量值，
Figure GDA0003205260880000022
为惯导n-1时刻的姿态测量值，CRn为惯导n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量之间的真值，CeRn为n时刻与n-1时刻的姿态变化量与真值CRn之间的误差；
(2)设初始观测到的第一颗恒星在惯性系中的方向矢量为Vi1，惯导系统相对于惯性坐标系的姿态阵为Cg1，星敏系相对于惯导系统的安装阵为Am，则该恒星投影到星敏系中的方向矢量V′s1为：
V′s1＝Am·Cg1·Vi1
设该恒星在星敏系中的实际观测矢量为
Figure GDA0003205260880000023
则
Figure GDA0003205260880000024
在实际计算中，因为得不到惯导的真值，则使用惯导的测量值，有：
Figure GDA0003205260880000025
其中Ceg1为系统观测第一颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，
Figure GDA0003205260880000026
为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值；
进而得到系统观测第n颗恒星矢量时的关系式：
Figure GDA0003205260880000027
其中Cegn为系统观测第n颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，
Figure GDA0003205260880000028
为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值，Vin为第n颗恒星在惯性系中的方向矢量；
(3)将观测星矢量
Figure GDA0003205260880000029
转化到系统观测第一颗导航星时刻的星敏测量系，得到
Figure GDA00032052608800000210
n颗观测星计算得到方程组，如下
Figure GDA0003205260880000031
设
Figure GDA0003205260880000032
为系统观测第一颗恒星时刻相对于观测第n颗恒星时刻的姿态变化的惯导测量值，这是系统已知量；
令星敏感器和惯导系统的安装阵用三个欧拉角来表示：α，β和γ；
则
Figure GDA0003205260880000033
令系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵用三个欧拉角来表示：α1，β1和γ1
则
Figure GDA0003205260880000034
(4)通过最小化下列函数计算得到星敏感器和惯导系统的安装阵用三个欧拉角来表示：α，β和γ以及系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵用三个欧拉角α1，β1和γ1来表示：
Figure GDA0003205260880000035
构造迭代式如下：
Figure GDA0003205260880000036
式中，P＝[α，β，γ，α1，β1，γ1]为待求的参数，dP为待求参数每一步的更新量，Fk＝F(Pk)是初值Pk处的函数值F(Pk)；Jk＝DF(Pk)是初值Pk处F(Pk)的雅克比矩阵；计算时，需指定各参数的初值，星敏感器和惯导系统的安装阵的三个欧拉角：α，β和γ的初值为0，系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵的三个欧拉角：α1，β1和γ1的初值为0；
(5)重复步骤(1)-(4)，不断更新观测星队列，完成安装阵的实时更新。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)组合导航系统出厂前不需要再用经纬仪对惯导系统、星敏感器进行组合标定，降低了生产成本。
(2)对安装阵实时动态估计，提高了星敏感器的观测星测量精度，进而提高了系统的导航精度。
(3)解决了安装阵随时间、温度漂移的问题，系统可以对安装阵变化实时补偿，降低了组合导航系统的安装难度。
(4)提出用惯导数据计算精确的惯导真实姿态变化量，在惯导数据精度不够高的前提下，仍然能计算出精确的惯导姿态变化量，降低了对惯导系统的精度要求，也就是降低了整个惯导天文/组合导航系统的成本。
附图说明
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
如图1所示，本发明一种天文组合导航安装阵修正算法，具体过程如下：
(1)用惯导的实际测量值估计n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量为：
Figure GDA0003205260880000041
Figure GDA0003205260880000042
为惯导n时刻的姿态测量值，
Figure GDA0003205260880000043
为惯导n-1时刻的姿态测量值，CRn为惯导n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量之间的真值，用惯导的实际测量值计算n时刻与n-1时刻的姿态变化量与真值CRn之间的误差为CeRn，若n时刻与n-1时刻时间差较小，转动角度带来的刻度因子误差较小，可以利用惯导测量值估计真实姿态变化量，实现将不同时刻的测量值转化到当前时刻。
(2)设初始观测到的第一颗恒星，在惯性系中的方向矢量为Vi1，惯导系统相对于惯性坐标系的姿态阵为Cg1，星敏系相对于惯导系统的安装阵为Am，则该恒星投影到星敏系中的方向矢量为V′s1，明显有：
V′s1＝Am·Cg1·Vi1 (2)
设该恒星在星敏系中的实际观测矢量为
Figure GDA0003205260880000051
可以得到
Figure GDA0003205260880000052
在实际计算中，我们得不到惯导的真值，只能用使用惯导的测量值，因此有：
Figure GDA0003205260880000053
其中Ceg1为系统观测第一颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，
Figure GDA00032052608800000511
为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值。
与(10)式类似地，可以得到系统观测第n颗恒星矢量时的关系式：
Figure GDA0003205260880000054
其中Cegn为系统观测第n颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，
Figure GDA0003205260880000055
为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值，Vin为第n颗恒星在惯性系中的方向矢量。
(3)考虑(1)式，将(5)式的观测星矢量
Figure GDA0003205260880000056
转化到系统观测第一颗导航星时刻的星敏测量系，得到
Figure GDA0003205260880000057
综合(4)式和(6)式得到
Figure GDA0003205260880000058
设
Figure GDA0003205260880000059
为为系统观测第一颗恒星时刻相对于观测第n颗恒星时刻的姿态变化的惯导测量值，这是系统已知量。
星敏感器和惯导系统的安装阵可以用三个欧拉角来表示：α，β和γ
Figure GDA00032052608800000510
系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵也可以用三个欧拉角来表示：α1，β1和γ1
Figure GDA0003205260880000061
方程(7)中含有的未知数个数为6个，表示星敏感器和惯导系统的安装阵的三个欧拉角：α，β和γ，以及表示系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵的三个欧拉角：α1，β1和γ1。方程的个数为3n个，n为参与计算的观测星的数量。
(4)上述3n个方程形成的方程组，是一个非线性最优化问题，可以采用阻尼最小二乘策略，通过最小化下列函数得到：
Figure GDA0003205260880000062
构造迭代式如下所示。
Figure GDA0003205260880000063
式(11)中，P＝[α，β，γ，α1，β1，γ1]为待求的参数，dP为待求参数每一步的更新量，Fk＝F(Pk)是初值Pk处的函数值F(Pk)；Jk＝DF(Pk)是初值Pk处F(Pk)的雅克比矩阵。
计算时，需指定各参数的初值，星敏感器和惯导系统的安装阵的三个欧拉角：α，β和γ的初值可以为0，系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵的三个欧拉角：α1，β1和γ1的初值为0。参与计算的观测星数量一般为10。
(5)在应用过程中，不断更新观测星队列，实时估计安装阵。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种天文组合导航安装阵修正方法，其特征在于步骤如下：
(1)用惯导的实际测量值估计n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量；
(2)计算得到系统观测第n颗恒星矢量时的关系式；
(3)将观测星矢量
Figure FDA0003225461210000011
转化到系统观测第一颗导航星时刻的星敏测量系，建立n颗观测星方程组；设
Figure FDA0003225461210000012
为系统观测第一颗恒星时刻相对于观测第n颗恒星时刻的姿态变化的惯导测量值，作为系统已知量；令星敏感器和惯导系统的安装阵用三个欧拉角来表示：α，β和γ；令系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵用三个欧拉角来表示：α1，β1和γ1；
(4)通过最小化下列函数计算得到星敏感器和惯导系统的安装阵用三个欧拉角α，β和γ来表示，以及系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵用三个欧拉角α1，β1和γ1来表示；
所述步骤(4)的具体表示式为：
Figure FDA0003225461210000013
构造迭代式如下：
Figure FDA0003225461210000014
式中，P＝[α，β，γ，α1，β1，γ1]为待求的参数，dP为待求参数每一步的更新量，Fk＝F(Pk)是初值Pk处的函数值F(Pk)；Jk＝DF(Pk)是初值Pk处F(Pk)的雅克比矩阵；计算时，需指定各参数的初值，星敏感器和惯导系统的安装阵的三个欧拉角：α，β和γ的初值为0，系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵的三个欧拉角：α1，β1和γ1的初值为0；
(5)重复步骤(1)-(4)，不断更新观测星队列，完成安装阵的实时更新；
所述步骤(1)的具体过程为：用惯导的实际测量值估计n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量，具体表达式为：
Figure FDA0003225461210000021
其中，
Figure FDA0003225461210000022
为惯导n时刻的姿态测量值，
Figure FDA0003225461210000023
为惯导n-1时刻的姿态测量值，CRn为惯导n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量之间的真值，CeRn为n时刻与n-1时刻的姿态变化量与真值CRn之间的误差；
所述步骤(2)的具体过程为：
设初始观测到的第一颗恒星在惯性系中的方向矢量为Vi1，惯导系统相对于惯性坐标系的姿态阵为Cg1，星敏系相对于惯导系统的安装阵为Am，则该恒星投影到星敏系中的方向矢量Vs′1为：
Vs′1＝Am·Cg1·Vi1
设该恒星在星敏系中的实际观测矢量为
Figure FDA0003225461210000024
则
Figure FDA0003225461210000025
在实际计算中，使用惯导的测量值，则有：
Figure FDA0003225461210000026
其中Ceg1为系统观测第一颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，
Figure FDA0003225461210000027
为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值；
进而得到系统观测第n颗恒星矢量时的关系式：
Figure FDA0003225461210000035
其中Cegn为系统观测第n颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，
Figure FDA0003225461210000031
为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值，Vin为第n颗恒星在惯性系中的方向矢量。
2.根据权利要求1所述的一种天文组合导航安装阵修正方法，其特征在于：所述步骤(3)中将观测星矢量
Figure FDA0003225461210000032
转化到系统观测第一颗导航星时刻的星敏测量系，得到
Figure FDA0003225461210000033
3.根据权利要求2所述的一种天文组合导航安装阵修正方法，其特征在于：所述步骤(3)中令星敏感器和惯导系统的安装阵用三个欧拉角来表示：α，β和γ，具体表示为：
则
Figure FDA0003225461210000034
4.根据权利要求3所述的一种天文组合导航安装阵修正方法，其特征在于：所述步骤(3)中令系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵用三个欧拉角来表示：α1，β1和γ1，具体表示为：
则
Figure FDA0003225461210000041
5.根据权利要求4所述的一种天文组合导航安装阵修正方法，其特征在于：所述步骤(3)中建立n颗观测星方程组，具体为：
Figure FDA0003225461210000042
CN202010397943.8A 2020-05-12 2020-05-12 一种天文组合导航安装阵修正方法 Active CN111637884B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010397943.8A CN111637884B (zh) 2020-05-12 2020-05-12 一种天文组合导航安装阵修正方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010397943.8A CN111637884B (zh) 2020-05-12 2020-05-12 一种天文组合导航安装阵修正方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111637884A CN111637884A (zh) 2020-09-08
CN111637884B true CN111637884B (zh) 2021-10-01

Family

ID=72330063

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010397943.8A Active CN111637884B (zh) 2020-05-12 2020-05-12 一种天文组合导航安装阵修正方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111637884B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1869589A (zh) * 2006-06-27 2006-11-29 北京航空航天大学 一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统
CN103674030A (zh) * 2013-12-26 2014-03-26 中国人民解放军国防科学技术大学 基于天文姿态基准保持的垂线偏差动态测量装置和方法
CN104154928A (zh) * 2014-05-26 2014-11-19 北京航天控制仪器研究所 一种适用于惯性平台内置式星敏感器的安装误差标定方法
CN108562305A (zh) * 2018-01-15 2018-09-21 北京航空航天大学 一种惯性/天文深组合导航系统安装误差五位置快速粗标定方法
CN108592945A (zh) * 2018-03-27 2018-09-28 中国人民解放军国防科技大学 一种惯性/天文组合系统误差的在线标定方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105387874A (zh) * 2015-12-14 2016-03-09 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 船载高精度星敏感器安装角标定方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1869589A (zh) * 2006-06-27 2006-11-29 北京航空航天大学 一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统
CN103674030A (zh) * 2013-12-26 2014-03-26 中国人民解放军国防科学技术大学 基于天文姿态基准保持的垂线偏差动态测量装置和方法
CN104154928A (zh) * 2014-05-26 2014-11-19 北京航天控制仪器研究所 一种适用于惯性平台内置式星敏感器的安装误差标定方法
CN108562305A (zh) * 2018-01-15 2018-09-21 北京航空航天大学 一种惯性/天文深组合导航系统安装误差五位置快速粗标定方法
CN108592945A (zh) * 2018-03-27 2018-09-28 中国人民解放军国防科技大学 一种惯性/天文组合系统误差的在线标定方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
An algorithm for astro-inertial navigation using CCD star sensors;Jamshaid Ali.et al;《Aerospace Science and Technology》;20060217;第440-454页 *
Integrated navigation method of a marine strapdown inertial navigation system using a star sensor;Qiuying Wang,et al;《Measurement Science and Technology》;20151009;第1-14页 *
高精度星敏感器安装矩阵在轨实时校准方法;李新鹏等;《红外与激光工程》;20181231;第47卷(第12期);第1-7页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN111637884A (zh) 2020-09-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110398257B (zh) Gps辅助的sins系统快速动基座初始对准方法
CN107270893B (zh) 面向不动产测量的杆臂、时间不同步误差估计与补偿方法
CN110702143B (zh) 基于李群描述的sins捷联惯性导航系统动基座快速初始对准方法
CN111024064B (zh) 一种改进Sage-Husa自适应滤波的SINS/DVL组合导航方法
CN108507568B (zh) 补偿温度漂移误差的方法、装置和组合导航系统
CN110926468B (zh) 基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法
CN110440830B (zh) 动基座下车载捷联惯导系统自对准方法
CN110133692B (zh) 惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量系统及方法
CN108562305B (zh) 一种惯性/天文深组合导航系统安装误差五位置快速粗标定方法
CN114972078B (zh) 应用sar影像提升国产光学卫星影像无控几何质量方法及系统
CN110793542A (zh) 一种基于广义探元指向角的面阵光学遥感卫星在轨几何定标方法
CN110388942B (zh) 一种基于角度和速度增量的车载姿态精对准系统
CN111207773B (zh) 一种用于仿生偏振光导航的姿态无约束优化求解方法
CN110285830B (zh) 基于mems传感器的sins/gps速度匹配对准方法
CN110146052B (zh) 一种基于全站仪的平面法线天文定向测量方法及系统
CN111637884B (zh) 一种天文组合导航安装阵修正方法
CN113092822A (zh) 一种基于惯组的激光多普勒测速仪的在线标定方法和装置
CN110940357B (zh) 一种用于旋转惯导单轴自对准的内杆臂标定方法
CN115235513B (zh) 一种基于伪距和伪距率的惯导校正方法
CN112525204A (zh) 一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法
CN111207734A (zh) 一种基于ekf的无人机组合导航方法
CN114838739B (zh) 一种考虑完整回归周期的卫星图像几何定标方法
CN109506645B (zh) 一种星敏感器安装矩阵地面精测方法
CN113252029B (zh) 一种基于光学陀螺量测信息的天文导航姿态传递方法
CN113155149A (zh) 天文/惯性组合导航半物理仿真系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant