[发明专利]一种在轨标定方法

说明书

本发明提供一种在轨标定方法，包括准备步骤、调姿复位步骤、观测步骤以及静态测漂步骤；准备步骤具体是：连接余度惯组、GPS、星敏感器以及采集计算机；待飞行器进入预定轨道之后开始采集余度惯组数据、GPS数据和星敏感器的数据；调姿复位步骤具体是：星敏感器绕轴转动一定角度；观测步骤具体是：进行观星和GPS速度观测；采集计算机使用标准卡尔曼滤波器进行迭代计算求解，得出标定结果，标定结果包括陀螺零偏、标度因数、安装误差、加表零偏和星惯安装误差。应用本发明技术方案，余度惯组的全部可观测误差项一次性全都能被估计出来；标定值的大小大于常值误差项的90％以上，标定结果正确。

技术领域

本发明涉及航天航空技术领域，具体涉及一种基于卫星导航和星敏感器信息融合的飞行器用余度惯组在轨标定方法。

背景技术

为了满足飞行器上惯组长时间的可靠性、安全性及高准确度入轨的要求，采用余度惯组的制导方式将成为制导系统的发展趋势。

惯性导航系统(INS)通过陀螺仪和加速度计可以为载体提供连续、全面的导航信息，已广泛应用于军事和民用领域。但是，导航误差会随着时间的推移累积在该系统中。因此，可以将INS与其他导航手段集成在一起，来克服导航误差随时间的发散。天文导航是另一种完全自主的导航方式，其借助星敏感器来实现载体导航信息的获取。星敏感器是一种高精度姿态测量装置，利用光探测器收集空间中两颗或更多颗恒星的视线，为惯性框架中的身体提供准确的姿态信息，具有无辐射、无干扰并且无漂移等优点。

现有的飞行器上惯组标定方法是借助卫星导航和星敏感器融合信息来实现陀螺仪和加速度计误差项的校准，然而只涉及到陀螺误差项、冗余陀螺误差项、常规惯组误差项以及星敏感器安装误差，对于飞行器上余度惯组不能一次性标定出包括星敏感器安装误差在内的全部可观测误差项，在逐次标定过程中各项器件漂移误差会相互影响，降低导航精度。

针对目前的不足，设计一种能标定陀螺零偏、标度因数、安装误差、加表零偏和星惯安装误差在内的飞行器上余度惯组全部可观测误差项的方法具有重要意义。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于卫星导航和星敏感器信息融合的飞行器用余度惯组在轨标定方法，能标定出陀螺零偏、标度因数、安装误差、加表零偏和星惯安装误差在内的飞行器上余度惯组全部可观测误差项，为航天器组合导航系统高精度性能保持提供一种参考。具体技术方案如下：

一种在轨标定方法，包括准备步骤、调姿复位步骤、观测步骤以及静态测漂步骤；

准备步骤具体是：连接余度惯组、电源、GPS、星敏感器以及采集计算机(连接各部件相互之间的线缆并检查正确)；待飞行器进入预定轨道之后开始采集余度惯组数据、GPS数据和星敏感器的数据；进行调姿，满足初始观星要求；余度惯组为四轴余度惯组，包括X轴、Y轴和Z轴形成的正交轴以及冗余轴(r轴)，冗余轴与其它三个轴的夹角相同(即X轴与r轴之间的夹角、Y轴和r轴之间的夹角以及Z轴和r轴之间的夹角)；

调姿复位步骤具体是：星敏感器绕X轴、Y轴或Z轴转动角度A，A为-180°至180°之间的任意角度；

观测步骤具体是：进行观星和GPS速度观测；

静态测漂步骤具体是：待飞行器无角运动时，测漂；

采集计算机使用标准卡尔曼滤波器进行迭代计算求解，得出标定结果，标定结果包括陀螺零偏、标度因数、安装误差、加表零偏和星惯安装误差。

以上技术方案中优选的，余度惯组安装在飞行器的质心，惯组上捷联安装有星敏感器，星敏感器的光轴与余度惯组的Y轴指向相同，同时飞行器上装有GPS接收器，余度惯组和星敏感器随飞行器飞行。