[发明专利]基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法

权利要求书

1.基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)以载体发射点处的惯性坐标系为导航坐标系，以待发射弹体上的捷联惯性导航系统为子惯导，建立弹载捷联惯性导航系统传递对准状态方程；

2)弹载捷联惯导系统导航信息和观测量的计算：根据弹体SINS解算得到的姿态、位置以及星敏感器识别的导航星，查询导航星历中的天体格林时角和赤纬，得到弹体坐标系下子惯导解算的导航星高度角和方位角，与星敏感器输出的导航星高度角和方位角比较，得到导航星高度角误差和方位角误差；

3)量测方程的建立：利用子惯导解算的位置误差和姿态误差对星敏感器进行补偿，获得导航星高度角和方位角，建立星敏感器导航星高度角误差和方位角误差量测方程；

4)根据建立的状态方程和量测方程，利用稀疏网格求积分卡尔曼滤波器估计弹体的数学平台失准角、速度误差、位置误差、安装误差和载体的挠曲变形，对子惯导系统进行修正，完成传递对准过程。

2.根据权利要求1所述基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，其特征在于：

所述步骤1)具体为：

状态变量X为

包括失准角φ_xφ_yφ_z、速度误差δv_xδv_yδv_z、位置误差δs_xδs_yδs_z、陀螺仪漂移误差ε_xε_yε_z、加速度计偏置误差安装误差μ_xμ_yμ_z、子惯导挠曲变形

24维的状态方程为X·=F(X)+Gw;]]>

系统状态方程的建立：

(1)数学平台失准角误差方程

φ·n=-Cw-1Cbi^δωibb]]>

其中：φ＝[φ_x φ_y φ_z]^T；

Cw-1=1cosφycosφysinφxsinφycosφxsinφy0cosφxcosφy-sinφxcosφy0sinφxcosφx]]>

i是发射点惯性坐标系，此处也是导航坐标系；

是惯导解算的发射点惯性坐标系，即数学平台坐标系；

b是弹体坐标系，即子惯导坐标系；

为子惯导解算的姿态矩阵，表示弹体坐标系b到数学平台坐标系的姿态转换矩阵；

为陀螺测量误差；

(2)速度误差方程

惯性坐标系下速度误差微分方程为，

δV·i=(I-Ci^i)Cbi^fb+Ci^iCbi^δfb+δgi]]>

其中：δVⁱ＝[δv_x δv_y δv_z]^T；

f^b是子惯导IMU的比力测量值；

δf^b是子惯导IMU的比力测量误差；

是系至i系的变换阵；

δgⁱ是重力加速度误差；

(3)位置误差方程

惯性坐标系下位置误差δS微分方程为，

δS·i=δVi]]>

其中：δSⁱ＝[δs_x δs_y δs_z]^T；

(4)姿态变换矩阵

式中：bm是载体坐标系即载机坐标系或星敏感器载体坐标系；

bs是子惯导坐标系；bh是子惯导水平坐标系；

是bh系到bm系的变换矩阵；是bs系到bh系的变换矩阵；

是主惯导的姿态矩阵；

μ是子惯导安装误差角，是机翼挠曲变形角；

(5)安装误差与机翼挠曲变形误差

安装误差方程为

机翼挠曲变形引起的子惯导水平坐标系bh相对载机坐标系bm的挠曲变形角为：模型为：

其中：的方差为σ＝[σ_x σ_y σ_z]^T；η＝[η_x η_y η_z]^T为白噪声，其方差为Q_η＝[Q_ηx Q_ηy Q_ηz]^T，即η～N(0,Q_η)；β＝[β_x β_y β_z]^T为常数。

所述步骤2)具体为：

弹载捷联惯导系统导航信息和观测量的计算：

(1)发射点惯性坐标系下弹载捷联惯导系统导航信息计算；

惯性导航子系统利用惯性测量单元测量弹体的加速度信息和角速度信息，由SINS解算单元给出弹体的发射点惯性坐标系的位置信息和姿态信息；根据加速度信息、角速度信息、万有引力和地球非球形引力摄动，解算弹体的位置信息和姿态信息；结合导航星天体的格林时角GHA、赤纬DEC信息，转换成惯导解算的高度角H_cb和方位角A_cb；

(2)观测量的计算；

星敏感器观测设备固定在载体上，通过星敏感器对星光进行跟踪观测，输出导航星在星敏感器坐标系下(即载机坐标系)的高度角H_b和方位角A_b；

实际测量的对应某颗导航星的高度角H_ob和方位角A_ob；

H_ob＝H_b+v_h A_ob＝A_b+v_a

式中：v_h、v_a为星敏感器角度测量噪声；H_ob、A_ob为高度角方位角的测量值。

由于子惯导存在位置误差、速度误差、安装误差和杆臂挠曲效应，由子惯导解算的高度角H_cb和方位角A_cb中存在计算误差：

H_cb＝H_b+δh A_cb＝A_b+δa

观测量为子惯导解算的高度角方位角和星敏感器实际测量的高度角方位角之差：

δh＝H_cb-H_ob+v_h δa＝A_cb-A_ob+v_a

所述步骤3)具体为：

量测方程的建立；

量测信息来源于两部分：星敏感器输出的导航星高度角和方位角以及子惯导解算的导航星高度角和方位角；

考虑子惯导解算误差，星敏感器坐标系的高度角和方位角误差主要由子惯导解算的位置误差和姿态误差造成；通过补偿获得星敏感器的高度角H_obl和方位角A_obl；

星敏感器高度角方位角传递对准量测方程为：

ΔH_b＝H_cb-H_obl

ΔA_b＝A_cb-A_obl；

所述步骤4)具体为：基于稀疏网格求积分卡尔曼滤波器的传递对准系统信息融合；

该步骤是利用子惯导的误差方程作为状态方程，利用高度角和方位角的系统测量方程，将导航星敏感器子系统和捷联惯导子系统高度角方位角输出的差值作为观测值，基于稀疏网格求积分卡尔曼滤波器对系统误差进行实时估计，并将估计误差发送到子惯导解算单元，对导航误差进行校正。