[發明專利]基于空天飛機SINS輔助的星敏感器在線標定方法

有效

• 申請號: 201811511063.8
• 申請日: 2018-12-11
• 公開（公告）號: CN109708663B
• 公開（公告）日: 2021-04-23
• 發明（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: 上海元好知識產權代理有限公司 31323
• 代理人: 包姝晴;劉琰

本發明公開了一種基于空天飛機SINS輔助的星敏感器在線標定方法，包含以下過程：獲得星敏感器相對于慣性坐標系下輸出的姿態矩陣；獲得SINS輸出的姿態矩陣，并將所述SINS輸出的姿態矩陣構造為可與所述星敏感器輸出的姿態矩陣相匹配的量測；構建SINS/星敏感器組合導航系統的狀態向量；利用得到的星敏感器姿態矩陣和SINS姿態矩陣構造構建SINS/星敏感器組合導航系統的卡爾曼濾波量量測方程；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。本發明只需空天飛機在飛行過程中做簡單的搖翼動作即可對星敏感器的安裝誤差角進行實時在線標定，有效的保證的星敏感器在實際使用過程中的定姿精度。

技術領域

本發明涉及星敏感器技術領域，特別涉及一種基于空天飛機SINS輔助的星敏感器在線標定方法。

背景技術

空天飛機，兼具航空和航天兩種平臺的功能,既可以像普通飛機一樣在大氣層內作高超聲速飛行,又能夠像火箭、衛星一樣進入太空，并能夠靈活地進行軌道機動飛行。空天飛機整個飛行任務跨越航空、航天兩個不同領域，所采用的導航控制信息會有很大的差異，需要采用多種組合導航技術來解決了這一問題，可以充分利用星敏感器(CNS)的長期高精度定姿信息和捷聯慣導(SINS)的短期高精度導航信息，通過卡爾曼濾波技術將它們有機結合起來構成組合導航系統，從而達到取長補短的目的。而且,由于SINS與星敏感器均不向外輻射任何信息、抗干擾性強、隱蔽性好、完全自主因此SINS/星敏感器組合導航系統必將成為現代軍事及民用領域內的一種重要導航系統。但是實際應用中星敏感器在載體飛行過程中由于到外界溫度、地面標定精度等因素影響，將會產生較大的安裝誤差，這將嚴重影響星敏感器的定姿精度。因此,必須對星敏感器的安裝誤差進行嚴格的在軌實時標定,其安裝誤差的實時標定與修正是確保星敏感器測量精度的關鍵。

近年來公開發表的文獻中對星敏感器在線標定方法的研究也比較多，但大部分是基于星敏感器自標定方法或GNSS輔助星敏感器進行標定，上述已有方法存在的確定主要體現在：(1)星敏感器自標定一般需要建立一個安裝誤差標定系統，需要包含各類光學器件，價格昂貴且設備安裝復雜；(2)空天飛機整個飛行任務跨越航空、航天兩個不同領域，基于GNSS輔助星敏感器進行標定方法不能適用于空天飛機飛行的所有階段，而SINS為全天候自主導航設備，能更好的輔助星敏感器持續的進行高精度姿態輸出。

發明內容

本發明的目的是公開一種基于空天飛機SINS輔助的星敏感器在線標定方法，用以解決在實際應用中由于星敏感器存在安裝誤差，從而影響導航精度的問題，且適用于對空天飛機飛行的所有階段的星敏感器的在線標定。

為了解決以上問題，本發明通過以下技術方案實現：

一種基于空天飛機SINS輔助的星敏感器在線標定方法，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矩陣。

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

步驟S3、構建SINS/星敏感器組合導航系統的狀態向量。

步驟S4、利用得到的星敏感器姿態矩陣和SINS姿態矩陣構造構建SINS/星敏感器組合導航系統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。

進一步的，所述步驟S1中星敏感器輸出的姿態矩陣為：