[发明专利]适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法

说明书

技术领域

本发明涉及天文导航技术领域，具体涉及一种适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法。

背景技术

星敏感器是以恒星为测量目标的姿态敏感器。自20世纪90年代，随着大面阵CCD以及CMOS器件的应用，大视场星敏感器能在不需要任何外部基准信息的前提下，基于多星矢量自主精确地提供自身相对于惯性坐标系的姿态信息，根据星敏感器在载体上的安装矩阵进而得到载体相对于惯性坐标系的姿态信息。由于新一代星敏感器具有精度高、自主性强、隐蔽性好等特点，被国内外广泛关注和研究。

具有独立自主导航功能的星敏感器主要有初始姿态捕获和跟踪两种工作模式。两种工作模式分别对应于星图识别中的全天自主星图识别和跟踪识别，星敏感器经过初始姿态捕获后，就进入了跟踪模式，好的星敏感器的大部分工作时间应处于跟踪模式。但对于如舰船、飞机、导弹等载体机动性较强时，传统的识别方式就无法为载体提供连续稳定的导航信息了，尤其是在载体机动时无法从初始姿态捕获平稳过渡到跟踪模式。目前绝大部分关于星敏感器独立自主导航的研究集中在太空迷失（Lost in Space）下的全天球识别或各种改进的全天球识别算法上，但速度再快，也需要几个采样周期，无法满足独立自主为这种高机动载体提供稳定的导航信息的任务需求。

发明内容

本发明为了解决目前现有星敏感器为高机动载体独立自主导航存在的技术问题，本发明提供一种适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，该方法具有实现简单，导航精度高等特点。

适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，该方法由以下步骤实现：

步骤一、初始姿态捕获；对星敏感器拍摄的星图进行全天自主星图识别，获得星敏感器的视轴初指向；

步骤二、根据步骤一获得的星敏感器的视轴初指向，进行局部星图识别，获得当前星敏感器姿态角和姿态变化角速度；

具体过程为：根据初始姿态捕获的星敏感器视轴初指向，标记导航星库中出现在视场内的导航星，缩小星图识别过程中的匹配范围，连续进行三次有初指向的局部星图识别，并计算姿态角，根据每两次姿态测量的时间和姿态角变化，计算星敏感器当前时刻姿态角和姿态角速度；

步骤三、预测跟踪识别；根据星敏感器当前时刻姿态角和姿态变化角速度，预测下一采样时刻星敏感器的视轴指向和已跟踪星的坐标，同时，判断视场内跟踪星的数目和视场内跟踪星的星图分布条件数，如果跟踪星数目或星图分布条件数不满足设定的阈值，执行对未知星的识别，如果否，执行已知星的预测跟踪；

对未知星像的识别过程为：如果当前采样时刻视场内的跟踪星数目不满足设定的阈值或者跟踪星构成的星图分布条件数不满足设定的阈值时，对星图中的未知星像进行识别；所述未知星像的识别处理方式是根据预测的星敏感器视轴指向提取导航星表中出现在视场内的导航星，结合预测的姿态旋转矩阵，将导航星向探测器平面投影，预测导航星在探测器平面中的坐标，以预测的坐标为中心，与实时提取的观测星的坐标在小窗口范围内匹配识别；

步骤四、姿态确定；根据识别结果得到多颗恒星在星敏感器坐标系中的观测矢量与在惯性坐标系中的单位矢量的对应关系，采用QUEST方法确定星敏感器在惯性坐标系中的姿态，根据预先标定的星敏感器与载体的安装矩阵，计算载体在惯性空间的姿态，实现星敏感器为载体独立提供导航信息。

本发明的有益效果：本发明方法通过在星敏感器初始姿态捕获和跟踪模式之间加入初始角速度测量，使星敏感器星图识别过程在高机动时能够平稳可靠地过渡；根据连续帧的姿态和角速度对下一采样时刻的姿态和星点位置进行预测，避免了跟踪过程中跟踪窗大小不合适引起的运算超时或姿态丢失，提高了星敏感器导航过程中的可靠性；由于在跟踪过程中增加星图分布条件数作为识别未知星像的判断依据，可以提供较高精度的导航数据，从而使该方法能够独立为高机动载体提供连续稳定的且精度较高的导航信息。本发明具有实现简单，导航精度高等特点。

一、本发明可以在不需要外部基准的情况下独立为高机动载体提供导航数据，采用各种改进算法进行全天自主星图识别，提高了姿态捕获速度，在某种程度上，提高了姿态更新率，同时，为局部星图识别提供了先验信息；

二、在全天自主星图识别和跟踪识别之间，加入局部星图识别进行过渡，避免了高机动载体由初始姿态捕获转入跟踪模式时姿态丢失的问题，使星敏感器可靠地进入星跟踪模式；在跟踪过程中加入预测功能，避免了跟踪窗尺寸不合适引起的运算量大或姿态丢失，提高了星跟踪的可靠性，从而保证星敏感器能够连续稳定输出导航数据；