[发明专利]一种基于恒星模拟系统的船载经纬仪的标校方法

摘要

本发明涉及GPS载波相位差分和双矢量定姿的技术融合，属于导航领域。方法包括以下步骤：一是利用机载光学合作目标模拟恒星标校船载经纬仪空间指向的方案构建。二是GPS基线修正，包括机载端和船载端的修正。三是双矢量定姿，使用修正后的GPS基线两端点相对坐标数据，计算出经纬仪在地平系下空间指向。本发明可隔离经纬仪自身轴系参数误差、惯导设备姿态误差以及未知变形传导带来的影响，较大幅度提高船载经纬仪测角精度。

主权项

1.一种基于恒星模拟系统的船载经纬仪的标校方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：步骤一、GPS基线建立GPS天线分别安装于两无人机和船甲板，利用载波相位差分获取无人机天线和船甲板天线在地平系下的高精度相对位置关系，根据光源和无人机GPS天线的相对位置关系，利用机载微型惯导测量的无人机姿态，修正无人机上光源的位置；根据船载GPS天线和经纬仪的相对位置关系，利用船载惯导测量的姿态数据以及经纬仪的方位俯仰角，修正经纬仪上标校望远镜第一主点的位置；步骤二、GPS基线修正N′为标校望远镜第一主点，在经纬仪主机坐标系的坐标固定为(x_NZ,y_NZ,z_NZ)，N′在经纬仪甲板坐标系O_j‑X_jY_jZ_j下的坐标为：其中：A为经纬仪方位角，E为经纬仪俯仰角，上式中：g——经纬仪方位零位；c——经纬仪照准差；I——经纬仪横轴差；β_m——经纬仪方位转盘最大倾斜量；A_m——经纬仪方位转盘最大倾斜方向的方位角；N′在以O_j为坐标原点的地平系下的坐标为：其中：θ——船横摇角；——船纵摇角；K——船航向角；O_j在O‑XYZ坐标系下的坐标为(x_Oj,y_Oj,z_Oj)，则N′在O‑XYZ坐标系下的坐标为：T′为装备在无人机载体上的光学合作目标，T′在机载GPS坐标系下的坐标为(x_T′,y_T′,z_T′),利用机载微惯导数据，计算出T′在以T为坐标原点地平系下的坐标为：其中：θ_T——无人机载体滚动角；——无人机载体俯仰角；K_T——无人机载体偏航角；在O‑XYZ坐标系下，某一时刻机载GPS天线相位中心的坐标分别为(x_T1,y_T1,z_T1)、(x_T2,y_T2,z_T2)，在O‑XYZ坐标系下两机载光学合作目标的坐标分别为：在以N′为坐标原点的望远镜地平系N′‑X′Y′Z′下，两机载光学合作目标坐标分别为：步骤三、光轴空间指向计算在地平系N′‑X′Y′Z′下，由两机载光学合作目标建立的单位观测矢量W1、W2分别为：其中，MN′为视轴与探测器垂直，N′X_C为方位脱靶量方向，N′Z_C为俯仰脱靶量方向，由两机载光学合作目标在探测器上像点的坐标分别为(x_P1,z_p1)、(x_P2,z_P2)，焦距为f，则在N′‑X_CY_CZ_C坐标系内，两光学合作目标对应单位参考矢量V1、V2分别为：单位观测矢量W和参考矢量V的关系为：令：其中：A——标校望远镜地平系下方位角；E——标校望远镜地平系下俯仰角；ω——标校望远镜地平系下像面旋转角；则有：W＝K*V对于上述获取的两个不平行的单位参考矢量V1和V2及相应的观测矢量为W1和W2，姿态矩阵K满足如下条件：通过如下方程构造参考矢量和观测矢量的标准三角阵：则姿态矩阵K为：其中：符号“T”表示矩阵转置；r_i为3×1矩阵，为1×3矩阵；据此可得：其中，式中：I为3*3的单位矩阵；经纬仪主光学或外挂式光学观测系统光轴与标校望远镜光轴在经纬仪载体上的相对指向关系经过严格标定，分别为(△A,△E,△ω)，则经纬仪光学观测系统的光轴在地平系下的指向与像面旋转分别为：其中：A_j——主光学系统地平系下方位角；E_j——主光学系统地平系下俯仰角；ω_j——主光学系统地平系下像面旋转角。