[发明专利]一体化惯性天文系统安装误差自标定方法

说明书

本发明提供一种适用于一体式惯性天文系统的安装误差参数自标定方法。一体式惯性天文系统的主体由惯性测量单元(IMU)、小视场天文测星单元(CMU)和双轴伺服旋转框架三部分组成，因光照、温度等环境因素对结构变形的影响，IMU与CMU之间变化的安装误差成为影响天文实时测量精度的一项主要误差源，需要精确标定补偿。本发明根据双轴框架的结构特点，提供一种利用连续双位置测星连续自动标定IMU、CMU之间安装误差的方法，通过对安装误差的实时在线标定补偿，有效提高CMU的长航程测量精度。

技术领域

本发明属于惯性天文导航技术，特别是涉及一种基于双轴旋转机构的一体化惯性天文系统的安装误差自标定方法。

背景技术

惯性天文系统适用于长航时、远程飞行器的高精度自主导航应用，如高空无人侦察机、远程轰炸机、远程运输机等，原理是利用天文测星单元观测空间位置已知的恒星，获取高精度的测角信息，与惯导系统组合后可约束惯导系统的长周期发散性误差，从而提高长航程导航精度。由于天文系统本质上是一种测角型导航系统，惯导系统与天文系统之间的安装误差成为影响组合性能的一项主要误差源。传统分体式的惯性天文系统中，惯性测量单元(IMU)和天文测量单元(CMU)之间通过过渡板安装，IMU和CMU之间的安装误差会在载体的机动、振动条件下实时变化，难以准确补偿，这也是约束惯性天文系统精度的主要因素。因此，为实现长航时高精度自主导航应用，国内外高精度惯性天文系统均采用一体式的硬件方案，可极大改善惯性天文系统的动态工作条件，提升系统性能。试验测试发现，在一体化惯性天文系统中，光照、温度等因素仍会造成IMU、CMU之间安装误差的缓慢变化，影响量级可达到0.1”/℃～1”/℃的水平。考虑惯性天文系统的工作温度范围从-50℃到+70℃，若不对安装误差进行实时在线补偿，会极大降低惯性天文系统的全温性能。

基于双轴伺服框架的一体式惯性天文系统，IMU和CMU刚性连接，在双轴伺服旋转机构驱动下调整天文镜头指向，实现对星体搜索、跟踪、测量的任务。采用双轴旋转框架，IMU和CMU可在旋转机构的控制下同步变换姿态，这为安装误差的在线标定提供了必要条件。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适用于一体化惯性天文系统的安装误差自标定方法，对IMU和CMU之间的安装误差进行实时在线补偿，保证惯性天文系统的长航程导航性能。

要解决的技术问题：如何利用双轴旋转框架及天文系统测量数据，将惯性天文系统的安装误差从天文量测中有效分离，实现安装误差标定。

本发明的技术解决方案为：建立天文量测与安装误差的耦合模型，设计连续双位置旋转测星策略，结合天文量测信息，利用卡尔曼滤波器作为数学实现工具，实现安装误差的在线估计标定。其实现步骤如下：

(1)惯性天文系统进入组合导航状态后，建立安装误差标定卡尔曼滤波器，开始安装误差标定；

(2)将一体化惯性天文系统的双轴伺服框架的内、外环轴转至0°，驱动内外环轴在(-90°，90°)转角范围内测星，进行第一位置测星；

(3)将双轴伺服框架的内、外环轴转至180°，驱动内外环轴在(-180°，-90°)和(90°，180°)转角范围内测星，进行第二位置测星；

(4)测星过程中利用天文观测星体的高度角和方位角量测，计算高度角差和方位角差，作为卡尔曼滤波器量测，滤波估计安装误差；

(5)重复(2)～(4)，进行安装误差的全程标定；

(6)根据标定得到的安装误差，补偿天文测量。

其中，上述(1)中的所述安装误差标定卡尔曼滤波器的建立包括建立惯性导航的ψ角误差模型，同时建立天文量测信息与ψ角、安装误差角Δ的量测模型，利用ψ角误差模型和天文量测模型构造适用于安装误差标定的卡尔曼滤波器。其中所述的天文量测信息为天文系统观测每一颗恒星的计算高度角和计算方位角，以及平台高度角和平台方位角。