[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

说明书

技术领域

本发明涉及组合导航传递对准技术领域，具体涉及一种基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法。

背景技术

临近空间载体是21世纪航空航天技术领域新的制高点。捷联惯性导航系统是临近空间载体的主要导航设备，是一种完全自主的导航技术，具有短时精度高、输出连续、抗干扰能力强、导航信息全面等优势，但是缺点是导航误差随时间积累，临近空间载体的弹体子惯导系统在空中应急启动时需要利用主惯导或者其他辅助设备(如星敏感器)的输出信息进行传递对准，以达到自主、快速、高精度启动的目的。以星敏感器为观测手段的天文导航(CNS)，主要利用恒星来进行导航，具有隐蔽性好、自主性强、精度高和容易受天候影响的特点。SINS/CNS组合导航系统具有良好的定姿性能，在航空航天领域得到广泛应用，但目前主要存在以下问题：

(1)一般以当地地理坐标系为导航坐标系，利用星敏感器的测量平台坐标系相对地理坐标系的姿态角差值，作为组合系统滤波器的观测值，对惯导系统进行修正。此类方法的缺点是选取地理坐标系为导航坐标系，不便于考虑万有引力及地球非球形引力摄动影响，不适用于临近空间载体的运动学分析。

(2)选择当地地理系为作为星光矢量的参考坐标系，就需要将星敏感器测量得的载体坐标系的星光矢量转换到地理坐标系下，在此过程中不可避免的引入误差，使滤波器性能下降。

基于此，需要研究一种模型更简单直观、精度更高的姿态匹配传递对准方法。

发明内容

发明目的：本发明的目的在于解决现有技术中没有综合考虑载体运动学、星光测量参考系带来精度低问题，本发明基于星敏感器的近空间弹载捷联惯性导航系统传递对准方法，以发射点惯性坐标系为导航坐标系，直接利用星敏感器输出的高度角和方位角信息；建立任意失准角的状态方程和量测方程；综合考虑了系统的安装误差、杆臂和挠曲变形，建立了更全面的传递对准；利用稀疏网格求积分滤波器对子惯导系统的导航参数和惯性器件的误差进行修正和估计。

技术方案：本发明一种基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法，包括以下步骤：

1)以载体发射点处的惯性坐标系(简称发射点惯性坐标系)为导航坐标系，以待发射的弹体上的捷联惯性导航系统(SINS)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。

进一步地，所述步骤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，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