[發明專利]星載激光測高儀指向角誤差為非常數時的在軌標定方法

有效

• 申請號: 201811593102.3
• 申請日: 2018-12-25
• 公開（公告）號: CN109855652B
• 公開（公告）日: 2021-08-17
• 發明（設計）人: 馬躍;李松;周輝;田昕;馬昕;張文豪;伍煜;余詩哲;曾昊旻
• 申請（專利權）人: 武漢大學
• 主分類號: G01C25/00
• 分類號: G01C25/00
• 代理公司: 武漢科皓知識產權代理事務所(特殊普通合伙) 42222
• 代理人: 嚴彥

1.一種星載激光測高儀指向角誤差為非常數時的在軌標定方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1，確定星載激光測高儀的激光指向角系統誤差在俯仰和橫滾方向的表達形式，構建待估計向量K_m×1，實現方式包括將俯仰和橫滾方向角度誤差表示如下：

Δκ＝C_r+A_rsinω_gΔt+D_rcosω_gΔt

其中，和Δκ分別為俯仰和橫滾方向角度誤差；C_p和C_r分別為俯仰和橫滾方向的常數項角度系統誤差；A_p和D_p分別是俯仰方向的三角函數正弦項和余弦項的振幅，A_r和D_r分別是橫滾方向的三角函數正弦項和余弦項的振幅；Δt為從星載激光測高儀在軌標定從開始標定時刻起的累計時間；ω_g為角頻率；待估計向量K_m×1＝[C_p,A_p,D_p,C_r,A_r,D_r]，m為待估計參數的個數；

步驟2，建立角度系統誤差是非常數時的激光腳點觀測方程，構建已知量向量L_n×1和已知量矩陣B_n×m，實現如下：

其中，星載激光測高儀的第i組觀測量包含第i次測量的衛星位置[X_oi,Y_oi,Z_oi]、地表標定場的已知量[s_1i,s_2i,s_3i,s_4i]、激光參考點與衛星質心的固定偏移量ΔRef＝[ΔX_SC,ΔY_SC,ΔZ_SC]和衛星平臺上GPS相位中心與衛星質心固定偏移量ΔG＝[ΔX_O,ΔY_O,ΔZ_O]、激光側擺角β_i、激光測距值R_i，i＝1,2,3,…,n，n為激光測高儀在軌標定時的測量次數；過渡向量[a_1i,a_2i,a_3i]＝S_i×M_i，S_i＝[s_1i,s_2i,s_3i]，為第i次測量所對應的地表標定場單位法向量，M_i表示第i次測量時從衛星平臺坐標系到WGS84坐標系的轉換矩陣；

步驟3，根據步驟2中所構建的已知量向量L_n×1和已知量矩陣B_n×m，利用線性最小二乘法估計步驟1中所構建的待估計向量K_m×1如下，

其中，表示待估計向量的估計結果，P_n×n為權矩陣，取單位矩陣；

步驟4，利用非線性最小二乘LM算法，以步驟3中所估計的結果和角頻率ω_g＝2π/衛星軌道周期為初始值，迭代收斂估計K_m×1以及軌道角頻率ω_g；

步驟5，將步驟4所得代入步驟1中的俯仰和橫滾方向角度誤差公式，計算得出當前時刻的激光指向角在俯仰和橫滾方向誤差分量；進而計算當前次測量時刻的標定補償指向角系統誤差之后的激光腳點精確坐標，完成星載激光測高儀的指向角誤差的在軌標定工作。

2.根據權利要求1所述星載激光測高儀指向角誤差為非常數時的在軌標定方法，其特征在于：步驟4中，收斂條件為所有待估計參數C_p,A_p,D_p,C_r,A_r,D_r在連續兩次估計中結果相差小于1％。

3.根據權利要求1或2所述星載激光測高儀指向角誤差為非常數時的在軌標定方法，其特征在于：設M表示從衛星平臺坐標系到WGS84坐標系的轉換矩陣，

步驟5采用下式計算當前次測量時刻的標定補償指向角系統誤差之后的激光腳點精確坐標，

其中，激光腳點坐標[X,Y,Z]^T，向量[X_O,Y_O,Z_O]^T為由GPS系統確定的衛星質心在WGS84坐標系中的位置坐標，R表示激光測高儀的激光參考點到地表目標的測量距離，β表示在衛星平臺橫滾方向的激光指向側擺角度，Δω、和Δκ分別表示偏航、俯仰和橫滾方向的指向角系統誤差。