[发明专利]一种天文组合导航安装阵修正方法

说明书

本发明一种天文组合导航安装阵修正方法，步骤如下：(1)用惯导的实际测量值估计n时刻相对于n‑1时刻的姿态变化量：(2)计算得到系统观测第n颗恒星矢量时的关系；(3)将观测星矢量转化到系统观测第一颗导航星时刻的星敏测量系；(4)通过最小化下列函数计算得到星敏感器和惯导系统的安装阵，以及系统观测第1颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵；(5)重复步骤(1)‑(4)，不断更新观测星队列，完成安装阵的实时更新。

技术领域

本发明涉及一种天文组合导航安装阵修正方法，属于卫星装配领域。

背景技术

惯性\天文组合导航系统具有长航时、精度高、成本低等特点，在军用和民用领域有广泛的用途。

惯性\天文组合导航系统的主流工作模式为：基于多星观测的深度组合导航模式。这种模式必须观测两颗以上满足一定位置的恒星，才能获得较高的定位精度，但是基于全天时恒星测量的星敏感器视场较小，视场内观测到的恒星数量远远少于在空间中应用的星敏感器，因此通常需要系统采用伺服机构对空间恒星目标的位置进行观测，惯性\天文组合导航系统在工作过程中需要转动。

惯性导航系统与星敏感器采取固联方式安装，但是由于系统工作温度对结构的影响以及系统转动对安装结构的影响，在导航过程中，惯性导航系统与星敏感器的安装阵在缓慢的变化，安装阵的不确定性将直接影响惯性\天文组合导航系统的定位精度。目前国内外对安装阵的估计普遍将安装阵作为待求量，纳入系统量测方程，采用卡尔曼滤波的方法进行求解，但是这种方法需要一定的收敛时间，无法对惯性导航系统与星敏感器之间的安装阵进行动态实时估计。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种天文组合导航安装阵修正算法，实时动态的对安装阵进行估计，对星敏感器的观测恒星矢量进行高精度的修正，提高了系统的导航精度。

本发明的技术方案是：一种天文组合导航安装阵修正方法，步骤如下：

(1)用惯导的实际测量值估计n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量：

其中，为惯导n时刻的姿态测量值，为惯导n-1时刻的姿态测量值，C_Rn为惯导n时刻相对于n-1时刻的姿态变化量之间的真值，C_eRn为n时刻与n-1时刻的姿态变化量与真值C_Rn之间的误差；

(2)设初始观测到的第一颗恒星在惯性系中的方向矢量为V_i1，惯导系统相对于惯性坐标系的姿态阵为C_g1，星敏系相对于惯导系统的安装阵为A_m，则该恒星投影到星敏系中的方向矢量V′_s1为：

V′_s1＝A_m·C_g1·V_i1

设该恒星在星敏系中的实际观测矢量为则

在实际计算中，因为得不到惯导的真值，则使用惯导的测量值，有：

其中C_eg1为系统观测第一颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值；

进而得到系统观测第n颗恒星矢量时的关系式：

其中C_egn为系统观测第n颗恒星矢量时刻惯导姿态阵与真值的误差阵，为该时刻惯导相对于地理坐标系姿态阵的测量值，V_in为第n颗恒星在惯性系中的方向矢量；

(3)将观测星矢量转化到系统观测第一颗导航星时刻的星敏测量系，得到