CN113847933A - 一种天文导航系统轴系参数标定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种天文导航系统轴系参数标定方法，该方法包括：将待测星体跟踪器活动轴系锁死后安装至双轴转台上，记录星体跟踪器零位偏置值；标定穹顶中基准星的方位、俯仰零位，并记录转台方位、俯仰元件的测角原始值作为零位偏置值；分别扣除待测星体跟踪器零位偏置值、转台零位偏置值；标定穹顶上模拟星目标的方位、俯仰角度作为各模拟星目标的理论位置值；利用星体跟踪器轴系对模拟星目标进行跟踪量测，记录各模拟星目标的实测位置值；根据各模拟星目标的理论位置值与实测位置值，结合轴系误差模型解算天文导航系统轴系误差参数。通过该方案可以在室内无准确安装姿态信息条件下完成轴系误差参数标定，显著提升天文导航系统轴系误差标定精度。

Description

一种天文导航系统轴系参数标定方法
技术领域
本发明属于天文导航领域，尤其涉及一种天文导航系统轴系参数标定方法。
背景技术
小视场天文导航系统通常包含控制跟踪轴系，其在加工装配过程中不可避免的存在轴系误差。轴系误差包含视轴方位偏差、方位俯仰非正交偏差、俯仰测角零位偏差等，会导致测星光轴实际指向与测角元件测量值不符，影响天文导航系统星目标测量精度，进而限制天文导航系统定位定向性能的提升。
目前，轴系误差参数标定的方案有光学标定方案和实际测星标定方法：光学标定方法是在装配过程中利用光学准直方法，旋转轴系记录准直光斑变化值解算轴系误差参数，该方案轴系误差参数测量精度高，但只能在装配过程中进行，对装配完成后在试验、贮存过程中产生的轴系误差无法量测；实际测星标定方法是在室外固定基座上利用真实星目标完成标定，该方案简单易行，但需要天气条件满足天文导航系统地面测星要求，同时，由于无法获取真实的基座安装误差，需要对安装误差和天文导航系统轴系误差进行估计，精度相对较低。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种天文导航系统轴系参数标定方法，用于解决轴系误差参数标定无法对装配完成后的轴系误差进行量测，或标定条件较高、精度相对较低的问题。
在本发明实施例的第一方面，提供了一种天文导航系统轴系参数标定方法，包括：
通过轴系锁定工装将待测星体跟踪器活动轴系锁死后，将待测星体跟踪器固定安装至穹顶中心处的高精度双轴转台上，记录待测星体跟踪器中方位、俯仰元件的测角原始值，将所述测角原始值作为星体跟踪器零位偏置值；
基于设置在穹顶中心处的高精度双轴转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶中基准星的方位、俯仰零位，并记录转台方位、俯仰元件的测角原始值作为转台零位偏置值；
通过星体跟踪器软件扣除待测星体跟踪器零位偏置值，通过转台控制软件扣除转台零位偏置值，实现星体跟踪器及转台的测试零位设定；
通过高精度转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶上模拟星目标的方位、俯仰角度，将所述方位、俯仰角度作为各模拟星目标的理论位置值；
固定双轴转台至实测测角值零位处，取下待测星体跟踪器轴系锁定工装后，利用星体跟踪器轴系对模拟星目标进行跟踪量测，将记录的量测测角结果作为各模拟星目标的实测位置值；
根据各模拟星目标的理论位置值与实测位置值，结合轴系误差模型解算天文导航系统轴系误差参数。
本发明实施例提供的基于穹顶进行天文导航系统轴系参数标定的方法，可以在条纹导航系统装配过程完成后进行误差参数标定，能避免装配后试验、贮存过程中由应力释放等因素引起的轴系误差缓变情况。利用穹顶模拟星目标进行标定，可以降低实际测星对天气条件的要求，独立完成安装姿态标定，实现天文导航系统轴系误差参数高精度标校解算，有效提升轴系误差参数标校的精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单介绍，显而易见地，下面描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获取其他附图。
图1为本发明一个实施例提供的一种穹顶布局结构示意图；
图2为本发明一个实施例提供的一种天文导航系统轴系参数标定方法的流程示意图；
图3为本发明一个实施例提供的锁定星体跟踪器测量穹顶基准星目标的示意图。
具体实施方式
为使得本发明的发明目的、特征、优点能够更加的明显和易懂，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、完整地描述，显然，下面所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而非全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
应当理解，本发明的说明书或权利要求书及上述附图中的术语“包括”以及其他相近意思表述，意指覆盖不排他的包含，如包含一系列步骤或单元的过程、方法或系统、设备没有限定于已列出的步骤或单元。此外，“第一”“第二”用于区分不同对象，并非用于描述特定顺序。
本发明实施例提供一种利用穹顶进行天文导航系统轴系误差参数标定的方法，适用于天文导航系统设备成品，即用于包含跟踪轴系的天文导航系统成品室内标校，能在室内测试环境中，无准确安装姿态信息条件下实现设备轴系误差参数标定。
所述穹顶是一种室内人工天球模拟装置，一般包括大型遮光球罩、多台星模拟器（含基准星、测试星等）、设置于光路汇聚中心的高精度转台、控制机柜及配套设施等，穹顶建成后利用高精度经纬仪完成各模拟星目标的地理高度、方位参数测量，穹顶整体布局图具体如图1所示。
该穹顶系统包括六组分散设置的星模拟器作为测试用的星目标，在水平高度处设置了一个宽频带星模拟器作为基准星目标，穹顶中心位置设置了一台高精度双轴转台，所有星模拟器光轴汇聚于转台负载平台处。
请参阅图2，本发明实施例提供的一种天文导航系统轴系参数标定方法的流程示意图，包括：
S201、通过轴系锁定工装将待测星体跟踪器活动轴系锁死后，将待测星体跟踪器固定安装至穹顶中心处的高精度双轴转台上，记录待测星体跟踪器中方位、俯仰元件的测角原始值，将所述测角原始值作为星体跟踪器零位偏置值；
所述轴系锁定工装是符合待测星体跟踪器结构设计特点的专用装置，安装后可将星体跟踪器的方位和俯仰轴系机械锁定，锁定精度优于1角秒。待测星体跟踪器锁定时，其光轴指向与其轴系测角零位方向一致。
工装锁定后，记录此时待测星体跟踪器中方位及俯仰元件的测角原始值As0、Es0，分别作为待测星体跟踪器的方位、俯仰测角零位偏置值。
具体的，调整待测星体跟踪器活动轴系，使跟踪器镜头的水平方向对准外部安装靠面，镜头的俯仰方向水平，精度优于第一预定值（如精度优于5°）；通过专用的星体跟踪器轴系锁定工装固定待测星体跟踪器的活动轴系，锁定性能优于第二预定值（如性能优于1角秒）；将锁定后的待测星体跟踪器固定在高精度双轴转台上，记录待测星体跟踪器中方位、俯仰元件的测角原始值。
S202、基于设置在穹顶中心处的高精度双轴转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶中基准星的方位、俯仰零位，并记录转台方位、俯仰元件的测角原始值作为转台零位偏置值；
其中，旋转高精度双轴转台，使待测星体跟踪器光轴与穹顶中的基准星完成方位、俯仰方向准直，并使基准星目标位置稳定于跟踪器视场中固定位置，记录当前转台的方位、俯仰元件的测角值，如图3所示。
一般的，高精度转台双轴定位精度均为0.5角秒，将待测星体跟踪器固定在转台上后，通过调整双轴转台方位、俯仰轴系（测角精度），带动待测星体跟踪器光轴转动，使得穹顶中的模拟基准星目标进入星体跟踪器视场，并稳定于视场中心脱靶量值TMx=0，TMy=0位置处，稳定精度优于1角秒。记录此时双轴转台的方位、俯仰测角原始值Ap0、Ep0，分别作为转台的方位、俯仰测角零位偏置值。
S203、通过星体跟踪器软件扣除待测星体跟踪器零位偏置值，通过转台控制软件扣除转台零位偏置值，实现星体跟踪器及转台的测试零位设定；
具体的，通过星体跟踪器控制软件设置星体跟踪器方位、俯仰零位偏置值，计算第一实测测角值，所述第一实测测角值为星体跟踪器原始方位、俯仰原始值与星体跟踪器零位偏置值之差；通过转台控制软件设置转台方位、俯仰零位偏置值，计算第二实测测角值，所述第二实测测角值为转台原始方位、俯仰原始值与转台零位偏置值之差。
示例性的，星体跟踪器实测测角值计算方法为：
Figure 764579DEST_PATH_IMAGE001
双轴转台实测测角值计算方法为：
Figure 584768DEST_PATH_IMAGE002
式中，AsT、EsT分别为方位、俯仰实测测角值（即第一实测测角值），As、Es分别为方位、俯仰原始测角值，ApT、EpT分别为方位、俯仰实测测角值，Ap、Ep分别为方位、俯仰原始测角值（即第二实测测角值），且As0=0.0233°，Es0=0.0169°，Ap0=0.1182°，Ep0=0.0824°。
通过星体跟踪器及转台的测试零位设定，可以避免设备误差引入，保障对模拟星目标的准确测量。
S204、通过高精度转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶上模拟星目标的方位、俯仰角度，将所述方位、俯仰角度作为各模拟星目标的理论位置值；
具体的，待测星体跟踪器锁定并固定于双轴转台上，控制双轴转台内外环转动，使得穹顶上的模拟星目标成像于待测星体跟踪器靶面坐标系的同一位置，记录双轴转台对应的方位、俯仰实测测角值；重复数次直至实测测角值在一定区间内稳定，将实测测角值的均值作为穹顶模拟星目标的理论位置。
保持待测星体跟踪器锁定状态，通过调整双轴转台方位、俯仰轴系（测角精度0.5角秒），带动待测星体跟踪器光轴转动，使得穹顶中的模拟星目标进入星体跟踪器视场，并稳定于视场中心脱靶量值TMx=0，TMy=0位置处，稳定精度优于1角秒。记录此时双轴转台的方位、俯仰的实测测角值ApT（i）、EpT（i），作为第i颗模拟星的理论位置值。
示例性的，如下表所示各模拟星目标理论位置：
Figure 386852DEST_PATH_IMAGE003
S205、固定双轴转台至实测测角值零位处，取下待测星体跟踪器轴系锁定工装后，利用星体跟踪器轴系对模拟星目标进行跟踪量测，将记录的量测测角结果作为各模拟星目标的实测位置值；
具体的，控制双轴转台内外环调整至实测测角值零位处，并固定转台内外环轴系，取下轴系锁定工装，松开待测星体跟踪器活动轴系；利用星体跟踪器轴系对模拟星目标进行跟踪量测，使模拟星目标成像于星体跟踪器靶面坐标系同一位置处，记录星体跟踪器的方位、俯仰实测测角值；重复数次直至实测测角值在一定区间内稳定，将实测测角值的均值作为穹顶模拟星目标的方位、俯仰实际测量位置。
解除待测星体跟踪器锁定工装，控制跟踪器方位、俯仰轴系转动，使得穹顶中的模拟星目标进入星体跟踪器视场，并稳定于视场中心脱靶量值TMx=0，TMy=0位置处，静态稳定精度优于1角秒。记录此时星体跟踪器的方位、俯仰的实测测角值AsT（i）、EsT（i），作为第i颗模拟星的实测位置值。
示例性的，如下表所示各模拟星目标实际位置：
Figure 267083DEST_PATH_IMAGE004
S206、根据各模拟星目标的理论位置值与实测位置值，结合轴系误差模型解算天文导航系统轴系误差参数。
根据轴系误差模型公式，结合前述步骤中获得的穹顶上模拟星目标的理论位置值与待测星体跟踪器的实测位置值，进行数据拟合标定天文导航系统轴系误差参数。
具体的，根据公式（1）,解算参数ε、θ：
Figure 360810DEST_PATH_IMAGE005
（1）
如得到结果为：ε=83.2″，θ=125.7″；
根据公式（2）,解算参数α、β：
Figure 233957DEST_PATH_IMAGE006
（2）
如代入ε=83.2″，θ=125.7″，可解算得到：α= -57.9″，β=46.2。
根据公式（3），解算参数γ：
Figure 489882DEST_PATH_IMAGE007
（3）
其中，
Figure 541015DEST_PATH_IMAGE008
为
Figure 653196DEST_PATH_IMAGE009
的算术平均值，
Figure 80767DEST_PATH_IMAGE010
为穹顶原始地平 高度角，是穹顶建设完成后在地理水平状态下测得的模拟星高度角，属于穹顶设备的已知 参数；
如实施例中代入θ=125.7″，可得到γ=124.1″；
式中，ε、θ为中间参数，A sT （i）、E sT （i）分别为第i个模拟星方位、俯仰实测测角值，A pT （i）、E pT （i）分别为第i个模拟星方位、俯仰理论位置值，α、β、γ分别为视轴方位偏差、方位俯仰非正交偏差、俯仰测角零位偏差，此三个参数即为待测天文导航系统轴系误差参数。
本实施例中所提供的利用穹顶的天文导航系统轴系误差标定方法，适用于设备成品，无需在装配过程中进行，能避免装配后的试验、贮存过程中由应力释放等因素引起的轴系误差缓变情况。利用穹顶模拟星目标进行标定，在降低实际测星方法对天气条件要求的同时，可独立完成安装姿态标定，继而完成天文导航系统轴系误差参数高精度标校解算。相对于传统误差参数标定方法，能降低试验天气条件要求，并有效提升轴系误差参数标校的精度。
应理解，上述实施例中各步骤的序号大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
以上所述，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种天文导航系统轴系参数标定方法，其特征在于，包括：
通过轴系锁定工装将待测星体跟踪器活动轴系锁死后，将待测星体跟踪器固定安装至穹顶中心处的高精度双轴转台上，记录待测星体跟踪器中方位、俯仰元件的测角原始值，将所述测角原始值作为星体跟踪器零位偏置值；
基于设置在穹顶中心处的高精度双轴转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶中基准星的方位、俯仰零位，并记录转台方位、俯仰元件的测角原始值作为转台零位偏置值；
通过星体跟踪器软件扣除待测星体跟踪器零位偏置值，通过转台控制软件扣除转台零位偏置值，实现星体跟踪器及转台的测试零位设定；
通过高精度转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶上模拟星目标的方位、俯仰角度，将所述方位、俯仰角度作为各模拟星目标的理论位置值；
固定双轴转台至实测测角值零位处，取下待测星体跟踪器轴系锁定工装后，利用星体跟踪器轴系对模拟星目标进行跟踪量测，将记录的量测测角结果作为各模拟星目标的实测位置值；
根据各模拟星目标的理论位置值与实测位置值，结合轴系误差模型解算天文导航系统轴系误差参数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过轴系锁定工装将待测星体跟踪器活动轴系锁死后，将待测星体跟踪器固定安装至穹顶中心处的高精度双轴转台上，记录待测星体跟踪器中方位、俯仰元件的测角原始值具体为：
调整待测星体跟踪器活动轴系，使跟踪器镜头的水平方向对准外部安装靠面，镜头的俯仰方向水平，精度优于第一预定值；
通过专用的星体跟踪器轴系锁定工装固定待测星体跟踪器的活动轴系，锁定性能优于第二预定值；
将锁定后的待测星体跟踪器固定在高精度双轴转台上，记录待测星体跟踪器中方位、俯仰元件的测角原始值。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于设置在穹顶中心处的高精度双轴转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶中基准星的方位、俯仰零位，并记录转台方位、俯仰元件的测角原始值作为转台零位偏置值包括：
旋转高精度双轴转台，使待测星体跟踪器光轴与穹顶中的基准星完成方位、俯仰方向准直，并使基准星目标位置稳定于跟踪器视场中固定位置，记录当前转台的方位、俯仰元件的测角值。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过星体跟踪器软件扣除待测星体跟踪器零位偏置值，通过转台控制软件扣除转台零位偏置值，实现星体跟踪器及转台的测试零位设定包括：
通过星体跟踪器控制软件设置星体跟踪器方位、俯仰零位偏置值，计算第一实测测角值，所述第一实测测角值为星体跟踪器原始方位、俯仰原始值与星体跟踪器零位偏置值之差；
通过转台控制软件设置转台方位、俯仰零位偏置值，计算第二实测测角值，所述第二实测测角值为转台原始方位、俯仰原始值与转台零位偏置值之差。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过高精度转台及锁定的待测星体跟踪器标定穹顶上模拟星目标的方位、俯仰角度，将所述方位、俯仰角度作为各模拟星目标的理论位置值包括：
待测星体跟踪器锁定并固定于双轴转台上，控制双轴转台内外环转动，使得穹顶上的模拟星目标成像于待测星体跟踪器靶面坐标系的同一位置，记录双轴转台对应的方位、俯仰实测测角值；
重复数次直至实测测角值在一定区间内稳定，将实测测角值的均值作为穹顶模拟星目标的理论位置。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述固定双轴转台至实测测角值零位处，取下待测星体跟踪器轴系锁定工装后，利用星体跟踪器轴系对模拟星目标进行跟踪量测，将记录的量测测角结果作为各模拟星目标的实测位置值包括：
控制双轴转台内外环调整至实测测角值零位处，并固定转台内外环轴系，取下轴系锁定工装，松开待测星体跟踪器活动轴系；
利用星体跟踪器轴系对模拟星目标进行跟踪量测，使模拟星目标成像于星体跟踪器靶面坐标系同一位置处，记录星体跟踪器的方位、俯仰实测测角值；
重复数次直至实测测角值在一定区间内稳定，将实测测角值的均值作为穹顶模拟星目标的方位、俯仰实际测量位置。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据各模拟星目标的理论位置值与实测位置值，结合轴系误差模型解算天文导航系统轴系误差参数具体为：
根据公式（1）（2）（3），计算轴系误差参数：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
（1）
Figure 523885DEST_PATH_IMAGE002
（2）
Figure DEST_PATH_IMAGE003
（3）
式中，ε、θ为中间参数，A sT （i）、E sT （i）分别为第i个模拟星方位、俯仰实测测角值，A pT （i）、E pT （i）分别为第i个模拟星方位、俯仰理论位置值，
Figure 349759DEST_PATH_IMAGE004
为
Figure DEST_PATH_IMAGE005
的算术平均值，
Figure 511618DEST_PATH_IMAGE006
为穹顶原始地平高度角，α、β、γ分别为视轴方位偏差、方位俯仰非正 交偏差、俯仰测角零位偏差。
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ZHUANG YUAN 等: "Computer Simulation Research on the Evaluation of Star Point Positioning Accuracy of Star Sensor", 《2020 5TH INTERNATIONAL CONFERENCE ON MECHANICAL, CONTROL AND COMPUTER ENGINEERING (ICMCCE)》 *
王欣 等: "星敏感器安装误差标定技术研究", 《星敏感器安装误差标定技术研究》 *

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CN113847933B (zh) 2022-03-01

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