[发明专利]基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法

权利要求书

1.基于惯性星光组合的星矢量气动光学零位误差校正方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：构建包含星矢量气动光学零位的状态方程与观测方程；

星敏感器在其工作时段内向惯性导航系统提供连续星光量测信息，根据惯性导航系统误差模型，设星光惯性系统安装误差、惯性导航系统工具误差均已预先进行补偿，并考虑星矢量的方位角与高度角的气动光学零位误差，得到包含位置误差、速度误差、姿态误差与星矢量气动光学零位误差的导航坐标系下的组合导航状态方程与观测方程；

S2：输入状态初值、系统常数及系统噪声，计算状态一步预测值、状态一步预测均方误差及系统的滤波增益；

S3：利用观测方程对状态一步预测值、状态一步预测均方误差进行修正得到系统的估计值；

S4：通过逐次迭代更新即能够获得位置误差、速度误差、姿态误差与星矢量气动光学零位误差的导航坐标系下的最优估计。

2.根据权利要求1所述的校正方法，其特征在于，所述步骤S1中，设惯性导航系统的导航坐标系为游动自由方位坐标系，姿态误差为ψ_x、ψ_y、ψ_z，速度误差为δv_x、δv_y、δv_z，角位置误差为δθ_x、δθ_y、δh，在平台坐标系即s系下星矢量高度角与方位角气动光学零位误差为陀螺漂移为ε_x、ε_y、ε_z，加速度计偏置为载体运动角速率为ρ_x、ρ_y、ρ_z，地球自转角速率为Ω_x、Ω_y、Ω_z，ω为载体角速度矢量与地球自转角速度矢量之和，即ρ+Ω，三个分量分别为ω_x、ω_y、ω_z，载体运动速率为v_x、v_y、v_z，地球半径为R；载体感受的比力为f_x、f_y、f_z，则有如下状态方程与观测方程，状态方程包括位置误差方程、速度误差方程、姿态误差方程和星矢量气动光学零位误差方程，具体地，

位置误差方程为：

速度误差方程为：

姿态误差方程为：

星矢量气动光学零位误差方程为：

其中，τ_δEL为星矢量的高度角气动光学零位误差相关时间，τ_δAZ为星矢量的方位角气动光学零位误差相关时间；

观测方程为：

Z＝HX(t) (5)

其中，Z为观测矢量；

状态矢量

观测矩阵

其中，EL_c与AZ_c为计算地理坐标系下的高度角与方位角，满足：

其中，λ与为惯性导航系统某一时刻输出的经纬度，δ为恒星的赤纬，GHA为恒星的格林时角。

3.根据权利要求1或2所述的校正方法，其特征在于，所述步骤S2中，状态一步预测为：

其中，为第k步的状态矢量X_k的先验估计，为第k-1步的状态矢量X_k-1的后验估计，Φ_k/k-1为状态方程的结构参数矩阵；

计算状态一步预测均方误差：

其中，P_k/k-1为第k步的状态一步预测均方误差，P_k-1为第k-1步的状态估计均方误差，Γ_k-1与Q_k-1分别为第k-1步的状态方程的噪声结构参数矩阵与系统噪声矩阵；

计算滤波增益：

其中，K_k为第k步的滤波增益矩阵，H_k为第k步的观测矩阵，R_k为观测噪声矩阵。

4.根据权利要求3所述的校正方法，其特征在于，所述步骤S3中，状态估计：

其中，为第k步的状态矢量X_k的后验估计，Z_k为第k步的观测矢量；

计算状态估计均方误差：

P_k＝(I-K_kH_k)P_k/k-1 (12)

由式(8)-式(12)构成卡尔曼滤波器，通过实时的输入滤波算法的参数与状态矢量即可实现对星矢量气动光学零位误差的实时校正，获得高精度的星矢量估计值。