CN112833878A - 近地面多源天文自主导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种近地面多源天文自主导航方法，通过结合倾角传感器输出的倾角信息、星敏感器输出载体的姿态信息、精密授时装置输出的时间信息，挖掘载体坐标系、惯性坐标系、地平坐标系、地心坐标系及时间基准间的有机联系，进而解算载体在地球坐标系下的经纬度信息。

Description

近地面多源天文自主导航方法

技术领域

本发明涉及一种近地面多源天文自主导航方法。

背景技术

导航系统作为现代武器系统的“眼睛”，是陆、海、空、天等各类作战平台不可或缺的关键系统。对于军用车辆、舰船、飞机、导弹等典型作战平台的导航系统而言，高精度、高可靠性及自主性是其追求的理想目标。自主性，基本不受外界源的牵制，或者说是一种绝对意义下的无源导航方式。天文导航系统具备高自主性、强静默性、可同时提供位置和姿态信息、导航误差不随时间积累等典型特点，业已成为部分天基作战平台的重要导航手段。

定位是指求解载体在地球坐标系下的地理位置，即求解载体在地球坐标系下的经纬度信息；定向是指求解载体的高度角和方位角，即求解载体中某一指向在地平坐标系下的方向。载体方位角是载体坐标系中的某个参考矢量在水平面的投影与正北方向顺时针的夹角。如果想得到载体的方位角，需要三个方面的信息，星体的方位角信息，天文时信息和地理信息。所以，定位是定向过程中不可或缺的步骤。

传统是天文定位定向技术包括基于数字天顶仪的天文定位技术、基于天文导航-GNSS天线的天文定向方法、利用特征星的天文定向方法、利用超大视场测月的天文定向方法等。传统天文定向方法存在尺寸大、实时性弱、安装不便、精度不高、辅助条件过于苛刻等问题，在舰船、导弹、坦克等应用环境下，难以提供实时、准确的指向数据，所以亟需一种高精度、全天时、全自主的天文定向方式。

发明内容

本发明的目的在于提供一种近地面多源天文自主导航方法。

为解决上述问题，本发明提供一种近地面多源天文自主导航方法，包括：

在初始对准条件下：

利用星敏感器获取系统在J2000.0惯性坐标系下的姿态信息Q₀；

利用精准授时装置获得精准的格林尼治天文时；

利用倾角传感器获得系统与地平坐标系的二维夹角(α，β)，其中，默认星敏感器光轴与倾角传感器轴向保持一致，利用二维夹角(α，β)计算转移矩阵A₁：

利用格林尼治天文时计算J2000地心惯性坐标系与WGS84地球坐标系之间的转移矩阵，利用转移矩阵A₁进行时间转换得到公式T；

利用公式T将J2000坐标系下的星敏感器姿态转移到WGS84地球坐标系得到姿态V_WGS84；

利用得到的星敏感器在WGS84地球坐标系下的姿态V_WGS84与东北天地平坐标系下的指向，反算WGS84地球坐标系与东北天地平坐标系下的姿态转移矩阵A₂；

基于A₂求出经纬度

在稳定跟踪条件下，利用第一拍获取的二维夹角(α，β)，使用惯组进行递推，获取后续的二维夹角(α’，β’)。

进一步的，在上述方法中，所述转移矩阵A₁为:

进一步的，在上述方法中，公式T为：

T＝(t_DX-20*3600)/36525/86400+3653/36525。

进一步的，在上述方法中，姿态V_WGS84的公式为：

V_WGS84＝(R_M·R_S·R_N·R_P)*(V_J2000.0-ω_e×R_WGS84)。

进一步的，在上述方法中，基于A₂求出经纬度

包括：

已知A₂由经纬度信息

进行计算：

所以，求出经纬度

进一步的，在上述方法中，利用精准授时装置获得精准的格林尼治天文时，包括：

若获取的是当地的时间，则需根据当地时区转化为格林尼治天文时，格林尼治天文时采用UTC时间的方式进行表示。

进一步的，在上述方法中，利用倾角传感器获得系统与地平坐标系的二维夹角(α，β)中，

若在实际操作过程中存在安装角度，利用转移矩阵进行转换。

与现有技术相比，本发明通过结合倾角传感器输出的倾角信息、星敏感器输出载体的姿态信息、精密授时装置输出的时间信息，挖掘载体坐标系、惯性坐标系、地平坐标系、地心坐标系及时间基准间的有机联系，进而解算载体在地球坐标系下的经纬度信息。

附图说明

图1为本发明一种近地面多源天文自主导航方法的原理示意图；

图2为本发明一种近地面多源天文自主导航方法的操作流程图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1和2所示，本发明提供一种近地面多源天文自主导航方法，包括：

在初始对准条件下：

首先，利用星敏感器获取系统在J2000.0惯性坐标系下的姿态信息Q₀；

然后，利用精准授时装置获得精准的格林尼治天文时，若获取的是当地的时间，则需根据当地时区转化为格林尼治天文时，格林尼治天文时采用UTC时间的方式进行表示；

再后，利用倾角传感器获得系统与地平坐标系的二维夹角(α，β)，以上过程，默认星敏感器光轴与倾角传感器轴向保持一致，若在实际操作过程中存在安装角度，可以利用转移矩阵进行转换；利用倾角信息计算转移矩阵A₁：

然后，利用格林尼治天文时计算J2000地心惯性坐标系与WGS84地球坐标系之间的转移矩阵，利用转移矩阵A₁进行时间转换得到T：

T＝(t_DX-20*3600)/36525/86400+3653/36525

利用T将J2000坐标系下的星敏感器姿态转移到WGS84地球坐标系得到V_WGS84：

V_WGS84＝(R_M·R_S·R_N·R_P)*(V_J2000.0-ω_e×R_WGS84)

之后，利用得到的星敏感器在WGS84地球坐标系下的姿态V_WGS84与东北天地平坐标系下的指向，反算WGS84地球坐标系与东北天地平坐标系下的姿态转移矩阵A₂；

又因为已知A₂可以由经纬度信息

进行计算：

所以，求出经纬度

在稳定跟踪条件下，利用第一拍获取的倾角信息，使用惯组进行递推，获取后续的倾角信息(α’，β’)，利用惯组可以保证倾角信息输出的数据更新率，同时在动态时具有更好的动态性能。

在此，本发明提供一种近地面多源天文自主导航方法。通过结合倾角传感器输出的倾角信息、星敏感器输出载体的姿态信息、精密授时装置输出的时间信息，挖掘载体坐标系、惯性坐标系、地平坐标系、地心坐标系及时间基准间的有机联系，进而解算载体在地球坐标系下的经纬度信息。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

基于星敏感器的天文定位定向方法，主要涉及三个坐标系之间的转换，J2000坐标系、WGS84地球坐标系、东北天地平坐标系。

具体的，参考地面定位导航的方法，月面定位导航需要建立惯性坐标系、月心坐标系、月面目标点坐标系之间的关系，下面对坐标系进行分别介绍。

1)J2000地心惯性坐标系

地心J2000坐标系近似地作为地心惯性坐标系,地心J2000坐标系的原点定义为地球质心，参考平面定义为地球赤道面。x轴定义为在J2000时刻，在地球赤道平面内由地球质心指向地球零子午线的方向，z轴垂直于赤道平面并指向地北极，y轴在参考平面内与另外两轴垂直，并构成右手坐标系。

2)WGS84地球坐标系

该坐标系原点定义为地心，参考平面为地球赤道面，x轴定义为在参考平面内，由原点指向起始子午线的方向，z轴垂直于赤道平面并指向地北极，y轴在直角坐标系内与另外两轴垂直，并构成右手坐标系。地固坐标系的Oxz半平面是地球经度的起始子午面，从该半平面开始向东度量，记为地心东经，向西度量，记为地心西经。该坐标系随地球一起转动。矢量在该坐标系下的分量均以下标f表示。

3)目标点地平坐标系

该坐标系固连于地球本体，原点定义为着陆点或着陆投影点，x轴由地心指向着陆点，z轴在当地子午面内，指向地北极方向，y轴与其余两轴构成右手直角坐标系，即指向当地正东方向。

将定向系统时间t_DX转换为表示标准历元J2000.0和t_DX之间，用儒略世纪数(36525平太阳日)表示的时间间隔，用参数T表示：

T＝(t_DX-20*3600)/36525/86400+3653/36525

将星敏感器输出的在J2000.0惯性坐标系下的指向矢量V_J2000.0(x1,y1,z1)转换到WGS84地球坐标系下表示。转换公式如下：

V_WGS84＝(R_M·R_S·R_N·R_P)*(V_J2000.0-ω_e×R_WGS84)

其中：

R_M为极移旋转矩阵，这里取单位阵；R_S为恒星时旋转矩阵；R_N为章动旋转矩阵；R_P为岁差旋转矩阵；R_WGS84为84坐标系下的载体位置。

其中：

R_M为极移旋转矩阵，这里取单位阵；R_S为恒星时旋转矩阵；R_N为章动旋转矩阵；R_P为岁差旋转矩阵

其中：岁差参数z、θ、ζ可由下式计算

ζ＝2306".2181T+0".30188T²+0".017998T³

z＝2306".2181T+1".09468T²+0".018203T³

θ＝2004".3109T-0".42665T²-0".041833T³

其中

ε＝23°26'21".448-46".8150T-0".00059T²+0".001813T³

ΔΛ＝-17".200sinΩ_m

Δε＝9".202cosΩ_m

Ω_m＝125°.044555556-1934°.1361850*T_JC

WGS84坐标系下的矢量(WGS84)到东北天地平坐标系(ENU)下可以表示为:

其中：

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

Claims (7)

1.一种近地面多源天文自主导航方法，其特征在于，包括：

在初始对准条件下：

利用星敏感器获取系统在J2000.0惯性坐标系下的姿态信息Q₀；

利用精准授时装置获得精准的格林尼治天文时；

利用倾角传感器获得系统与地平坐标系的二维夹角(α，β)，其中，默认星敏感器光轴与倾角传感器轴向保持一致，利用二维夹角(α，β)计算转移矩阵A₁：

利用格林尼治天文时计算J2000地心惯性坐标系与WGS84地球坐标系之间的转移矩阵，利用转移矩阵A₁进行时间转换得到公式T；

利用公式T将J2000坐标系下的星敏感器姿态转移到WGS84地球坐标系得到姿态V_WGS84；

利用得到的星敏感器在WGS84地球坐标系下的姿态V_WGS84与东北天地平坐标系下的指向，反算WGS84地球坐标系与东北天地平坐标系下的姿态转移矩阵A₂；

基于A₂求出经纬度

在稳定跟踪条件下，利用第一拍获取的二维夹角(α，β)，使用惯组进行递推，获取后续的二维夹角(α’，β’)。

2.如权利要求1所述的近地面多源天文自主导航方法，其特征在于，所述转移矩阵A₁为:

3.如权利要求1所述的近地面多源天文自主导航方法，其特征在于，公式T为：

T＝(t_DX-20*3600)/36525/86400+3653/36525。

4.如权利要求1所述的近地面多源天文自主导航方法，其特征在于，姿态V_WGS84的公式为：

V_WGS84＝(R_M·R_S·R_N·R_P)*(V_J2000.0-ω_e×R_WGS84)。

5.如权利要求1所述的近地面多源天文自主导航方法，其特征在于，基于A₂求出经纬度

包括：

已知A₂由经纬度信息

进行计算：

所以，求出经纬度

6.如权利要求1所述的近地面多源天文自主导航方法，其特征在于，利用精准授时装置获得精准的格林尼治天文时，包括：

若获取的是当地的时间，则需根据当地时区转化为格林尼治天文时，格林尼治天文时采用UTC时间的方式进行表示。

7.如权利要求1所述的近地面多源天文自主导航方法，其特征在于，利用倾角传感器获得系统与地平坐标系的二维夹角(α，β)中，

若在实际操作过程中存在安装角度，利用转移矩阵进行转换。

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