[發(fā)明專利]基于空天飛機SINS輔助的星敏感器在線標定方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811511063.8
• 申請日: 2018-12-11
• 公開（公告）號: CN109708663B
• 公開（公告）日: 2021-04-23
• 發(fā)明（設計）人: 谷叢;吳楓;邵添羿;劉洋;林建華;吳成智;幸偉;董建騰;張銘濤;姜峰
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G01C25/00
• 分類號: G01C25/00
• 代理公司: 上海元好知識產(chǎn)權代理有限公司 31323
• 代理人: 包姝晴;劉琰

1.一種基于空天飛機SINS輔助的星敏感器在線標定方法，其特征在于，包含以下過程：

步驟S1、獲得星敏感器相對于慣性坐標系下輸出的姿態(tài)矩陣；

步驟S2、獲得SINS輸出的姿態(tài)矩陣，并將所述SINS輸出的姿態(tài)矩陣構造為可與所述星敏感器輸出的姿態(tài)矩陣相匹配的量測；

步驟S3、構建SINS/星敏感器組合導航系統(tǒng)的狀態(tài)向量；

步驟S4、利用得到的星敏感器姿態(tài)矩陣和SINS姿態(tài)矩陣構造構建SINS/星敏感器組合導航系統(tǒng)的卡爾曼濾波量量測方程；

步驟S5、然后通過空天飛機進行至少兩個軸向的角機動，估計出三個軸向的星敏感器安裝誤差角，從而對所述星敏感器進行在線標定；

所述步驟S1中星敏感器輸出的姿態(tài)矩陣為：

其中，c表示星敏感器測量坐標系，i表示慣性坐標系，b表示載體坐標系，表示星敏感器載體系相對于慣性坐標系的姿態(tài)變換矩陣，I表示3×3單位矩陣，α×為星敏感器安裝誤差角α的反對稱陣，v_cns×為星敏感器自身的測量誤差v_cns的反對稱陣；

所述步驟S2中可與所述星敏感器輸出的姿態(tài)矩陣相匹配的量測為：

其中，n_c表示由計算位置確定的導航坐標系，表示計算位置導航坐標系相對于慣性坐標系的姿態(tài)變換矩陣，φⁿ表示姿態(tài)誤差，η表示位置誤差角；

所述步驟S3中的SINS/星敏感器組合導航系統(tǒng)的狀態(tài)向量為：

其中，φⁿ表示姿態(tài)誤差，δvⁿ表示速度誤差，δpⁿ表示位置誤差，εⁿ表示陀螺儀隨機常值漂移，表示加速度計隨機常值誤差，α表示星敏感器安裝誤差角；

所述步驟S4中的卡爾曼濾波量量測方程為：

其中，L為當?shù)亟?jīng)度。