[发明专利]空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

权利要求书

1.一种空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、建立动态标定星敏感器安装误差角模型；

S2、推导星敏感器安装误差标定方法；具体为：

利用线性卡尔曼滤波器进行组合，捷联惯导和星敏感器组合导航系统的状态方程和量测方程为：

其中，X(t)为系统状态变量；F(t)为系统矩阵；G(t)为系统噪声系数矩阵；W(t)为系统噪声矩阵；Z(t)为量测量；H(t)为量测矩阵；V(t)为量测噪声；

S21、状态方程

传统的卡尔曼滤波状态模型选取捷联惯性导航系统的输出参数误差：3个捷联惯导平台误差角(ψ_E,ψ_N,ψ_U)，3个速度误差(δV_E,δV_N,δV_U)和3个位置误差(δL,δλ,δh)，作为卡尔曼滤波器状态量，其中ψ_E,ψ_N,ψ_U分别为理想地理坐标系下x_p、y_p、z_p3个轴向角度误差，δV_E,δV_N,δV_U分别为东向、北向、天向速度误差，δL,δλ,δh分别为经度、纬度、高度误差；将捷联惯性导航系统的3个轴向随机漂移误差(ε_bx,ε_by,ε_bz,ε_rx,ε_ry,ε_rz,Δ_x,Δ_y,Δ_z)9个误差量作为陀螺仪和加速度计的误差量；基于动态标定星敏感器安装误差模型，在传统卡尔曼滤波模型的基础上增加3个星敏感器安装误差角(δ_x δ_y δ_z)，共21个参数作为捷联惯导和星敏感器组合导航系统的状态量，即：

X＝[ψ_E ψ_N ψ_U δV_E δV_N δV_U δL δλ δh ε_bx ε_by ε_bz ε_rx ε_ry ε_rz Δ_x Δ_y Δ_z δ_x δ_y δ_z]；

结合星敏感器安装误差角与捷联惯导平台误差角的转换关系，以及捷联惯导平台误差角微分方程、速度误差微分方程及位置误差微分方程，建立状态空间表达式：对应的系统矩阵F(t)为：

其中，FN(t)_9×9为典型的9×9基本导航参数阵；FS(t)_9×9为基本导航参数与捷联惯性导航随机漂移误差之间的变换矩阵；FM(t)_9×9为捷联惯性导航误差之间的关系矩阵；

S22、量测方程

理想地理坐标系与真实地理坐标系之间考虑有小角度经度、纬度误差δL,δλ时，天文观测高度角误差ΔEL和天文观测方位角误差ΔAZ与经纬度误差有如下关系：

有以下系统量测方程：

其中，

ΔEL＝EL_c-EL_s,ΔAZ＝AZ_c-AZ_s；L为地理经度，λ为地理纬度，EL_c、AZ_c分别为捷联惯导输出信息等效后的天文观测高度角和天文观测方位角；EL_s、AZ_s分别为星敏感器直接观测到的天文观测高度角和天文观测方位角；ΔEL、ΔAZ分别为捷联惯导输出信息等效后的天文观测高度角EL_c和观测方位角AZ_c与星敏感器直接观测到的天文观测高度角EL_s和天文观测方位角AZ_s之差，V₁、V₂分别为星敏感器观测输出的天文观测高度角和天文观测方位角的观测误差，为捷联惯导坐标系到真实地理坐标系的转换矩阵，EL和AZ分别为理想地理坐标系下的天文观测高度角和天文观测方位角；

S3、星敏感器安装误差标定方法有效性验证，及星敏感器安装误差校正。