[发明专利]基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法

说明书

本发明公开了一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，包含以下过程：获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵；获得SINS输出的姿态矩阵，并将所述SINS输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测；构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量；利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造构建SINS/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程；然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。本发明只需空天飞机在飞行过程中做简单的摇翼动作即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定，有效的保证的星敏感器在实际使用过程中的定姿精度。

技术领域

本发明涉及星敏感器技术领域，特别涉及一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法。

背景技术

空天飞机，兼具航空和航天两种平台的功能,既可以像普通飞机一样在大气层内作高超声速飞行,又能够像火箭、卫星一样进入太空，并能够灵活地进行轨道机动飞行。空天飞机整个飞行任务跨越航空、航天两个不同领域，所采用的导航控制信息会有很大的差异，需要采用多种组合导航技术来解决了这一问题，可以充分利用星敏感器(CNS)的长期高精度定姿信息和捷联惯导(SINS)的短期高精度导航信息，通过卡尔曼滤波技术将它们有机结合起来构成组合导航系统，从而达到取长补短的目的。而且,由于SINS与星敏感器均不向外辐射任何信息、抗干扰性强、隐蔽性好、完全自主因此SINS/星敏感器组合导航系统必将成为现代军事及民用领域内的一种重要导航系统。但是实际应用中星敏感器在载体飞行过程中由于到外界温度、地面标定精度等因素影响，将会产生较大的安装误差，这将严重影响星敏感器的定姿精度。因此,必须对星敏感器的安装误差进行严格的在轨实时标定,其安装误差的实时标定与修正是确保星敏感器测量精度的关键。

近年来公开发表的文献中对星敏感器在线标定方法的研究也比较多，但大部分是基于星敏感器自标定方法或GNSS辅助星敏感器进行标定，上述已有方法存在的确定主要体现在：(1)星敏感器自标定一般需要建立一个安装误差标定系统，需要包含各类光学器件，价格昂贵且设备安装复杂；(2)空天飞机整个飞行任务跨越航空、航天两个不同领域，基于GNSS辅助星敏感器进行标定方法不能适用于空天飞机飞行的所有阶段，而SINS为全天候自主导航设备，能更好的辅助星敏感器持续的进行高精度姿态输出。

发明内容

本发明的目的是公开一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，用以解决在实际应用中由于星敏感器存在安装误差，从而影响导航精度的问题，且适用于对空天飞机飞行的所有阶段的星敏感器的在线标定。

为了解决以上问题，本发明通过以下技术方案实现：

一种基于空天飞机SINS辅助的星敏感器在线标定方法，包含以下过程：

步骤S1、获得星敏感器相对于惯性坐标系下输出的姿态矩阵。

步骤S2、获得SINS输出的姿态矩阵，并将所述SINS输出的姿态矩阵构造为可与所述星敏感器输出的姿态矩阵相匹配的量测。

步骤S3、构建SINS/星敏感器组合导航系统的状态向量。

步骤S4、利用得到的星敏感器姿态矩阵和SINS姿态矩阵构造构建SINS/星敏感器组合导航系统的卡尔曼滤波量量测方程。

步骤S5、然后通过空天飞机进行至少两个轴向的角机动，估计出三个轴向的星敏感器安装误差角，从而对所述星敏感器进行在线标定。

进一步的，所述步骤S1中星敏感器输出的姿态矩阵为：