[发明专利]一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法

说明书

本发明公开了一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法，基于星敏感器三次转弹测星结果，根据三颗恒星在发射惯性坐标系的星光方向单位矢量，利用最小二乘法估计出平台失准角和星敏感器安装误差，从而提高星光/惯性组合导航精度。本发明在线同时标定出平台失准角和星敏感器安装误差，有利于提高星敏感器对惯导系统的修正精度。

技术领域

本发明涉及导航领域，可应用于弹道导弹/运载火箭的捷联星光/惯性组合导航，尤其适用于导航中平台失准角和星敏感器安装误差的确定。。

背景技术

星光/惯性组合导航是在惯性导航的基础上辅以星光量测信息来修正惯导系统的姿态误差，进一步修正陀螺的漂移误差、初始失准角以及初始位置误差，从而获得高精度的位置、速度、姿态。

根据星敏感器/陀螺仪和加速度计在载体上的不同安装方式，惯性系统可分为平台式和捷联式。捷联式惯性导航系统没有物理平台，星敏感器和惯性器件直接安装在弹体/箭体上，直接承受弹体/箭体的振动和冲击，工作环境恶劣，使得测量精度降低，但系统结构简单/成本价格方面占优，同时对被测星体的方位要求不是很严，可以找到比较亮的星体，便于提高星光导航系统的整体工作效果，进而可使得导弹武器系统具有较好的机动性和快速发射能力，在今后特殊的弹道导弹/运载火箭系统制导领域中会得到不断地应用和实现。

星敏感器用来测量恒星在星敏感器坐标系中的星光矢量，是星光/惯性复合导航系统中的重要组成部分。然而其安装误差在实际应用中可达角分级，严重影响着测量恒星方位的精准度，从而对复合导航的精度产生影响。当前标定星敏感器安装误差的方法主要有两种：一种是基于光学理论进行标定，但造价昂贵；另一种是根据惯导转位信息进行标定，但依赖于惯导的转位精度。并且这两种方法都是在地面进行标定，但弹道导弹/运载火箭在点火发射过程中，由于弹体/箭体的震动，也会使实际的安装误差偏离事先标定的误差，为此提出一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，针对现有技术不足，提供一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法，提高星光/惯性组合导航精度。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法，包括以下步骤：

1)根据给定的星敏感器安装角和待估计的星敏感器安装误差将弹体体坐标系B分别绕Y_B、Z_B轴旋转-ψ₀+ψ₀、后与星敏感器坐标系S重合，计算出弹体体坐标系到星敏感器坐标系的姿态转换矩阵从而得到星敏感器坐标系中的星光矢量S_S与S_I的转换关系；ψ₀分别为俯仰角、偏航角；Δψ₀分别为俯仰方向、偏航方向；

2)根据星敏感器安装角计算出弹体体坐标系B到理想星敏感器坐标系S'的转换矩阵从而得到星敏感器坐标系中的理想星光矢量S_S'与S_I的转换关系；

3)根据S_S与S_I的转换关系、S_S'与S_I之间的转换关系，得到星敏感器测量量[ξ η]与平台失准角[α_x α_y α_z]和星敏感器安装误差之间的关系；

4)通过测量三颗导航星，得到三个星敏感器测量量，利用最小二乘法估计出平台失准角[α_x α_y α_z]与星敏感器的安装误差

步骤1)的具体实现过程包括：

1)计算出弹体体坐标系到星敏感器坐标系的姿态转换矩阵

其中，