一种自主导航系统误差校正方法

摘要

一种自主导航系统误差校正方法，基于紫外地球敏感器和星敏感器的自主导航系统中，采用紫外敏感器测量得到卫星本体系中地心矢量，采用星敏感器测量得到惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵。由于敏感器不可避免存在相对安装误差，滤波器无法消除该项系统误差，导致导航精度变差。本发明方法对紫外敏感器和星敏感器的相对安装误差进行了建模，将安装误差扩充为状态变量进行导航滤波。假定卫星一段时间内能通过GPS接收机或地面定轨获得高精度位置测量信息，则通过滤波可以对系统误差进行实时估计和校正。本发明方法操作简单，可以显著提高导航精度。

权利要求

1.一种自主导航系统误差校正方法，其特征在于步骤如下：

(1)基于紫外地球敏感器和星敏感器的自主导航系统中，紫外地球敏感器对地球进行观测，得到卫星本体系下的地心矢量值 星敏感器对恒星观测，通过星图识别，得到惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵 其中惯性系原点在地球中心，X轴正方向沿地球赤道面和黄道面的交线指向春分点，Z轴为赤道平面的法线，正方向指向北极方向，Y轴与X、Z轴成右手系；卫星本体系的原点在卫星质心，对于对地定向三轴稳定卫星Z轴指向地心，X轴与Z轴垂直并指向卫星速度方向，Y轴与X、Z轴成右手系；

(2)设地球敏感器和星敏感器的安装误差角为Ф＝[φx φy φz]，则惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵测量值 为式中 为惯性系到卫星本体系的真实的姿态转换矩阵，[Ф×]为向量Ф构成的反对称矩阵，

(3)根据步骤(1)和步骤(2)的结果，得到惯性系下地心方向矢量 的测量方程为(4)通过GPS接收机或地面定轨获得高精度位置测量信息，将安装误差角Ф的三个分量扩充为滤波状态变量 其中r＝[x y z]为卫星的位置矢量，为卫星的速度矢量，将三个安装误差角与卫星位置矢量、卫星速度矢量一起作为状态变量，进行UKF导航滤波解算，对安装误差进行实时估计和校正。

说明书

一种自主导航系统误差校正方法

技术领域

[0001] 本发明属于航天器自主导航领域，涉及一种航天器导航系统误差校正方法。

背景技术

[0002] 采用成像型地球敏感器和星敏感器进行卫星自主导航是一种典型的天文导航方法，自主导航精度受敏感器测量精度、描述被测目标相关特性的模型精度、导航算法等多种因素的影响。与随机误差相比，导航敏感器的系统误差(如测量偏差、安装误差、模型误差等)对导航精度的影响要大的多。这是因为导航滤波器能抑制测量噪声，却对一些常值或有一定规律的测量误差无能为力。因此对常值测量偏差、敏感器安装误差等系统误差的在轨标定与补偿是提高卫星自主导航系统导航精度的关键技术之一。

[0003] 张春青、李勇等在2006年3月第27卷第2期宇航学报上发表的论文“卫星自主轨道确定的自校准滤波”中基于线性时变系统的可观测性理论证明了系统偏差为未知常值时，自主导航系统的状态和常值偏差都是可观的，进一步将系统偏差作为状态变量，通过自校准滤波器来校正系统偏差，但是其中并未涉及如何对敏感器的安装误差进行校正。

发明内容

[0004] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种自主导航系统误差校正方法，可以解决敏感器安装误差引起的导航误差过大的问题，通过在线估计安装偏差提高系统的导航精度。

[0005] 本发明的技术解决方案是：自主导航系统误差校正方法，步骤如下：

[0006] (1)基于紫外地球敏感器和星敏感器的自主导航系统中，紫外地球敏感器对地球进行观测，得到卫星本体系下的地心矢量值 星敏感器对恒星观测，通过星图识别，得到惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵 其中惯性系原点在地球中心，X轴正方向沿地球赤道面和黄道面的交线指向春分点，Z轴为赤道平面的法线，正方向指向北极方向，Y轴与X、Z轴成右手系；卫星本体系的原点在卫星质心，对于对地定向三轴稳定卫星Z轴指向地心，X轴与Z轴垂直并指向卫星速度方向，Y轴与X、Z轴成右手系；

[0007] (2)设地球敏感器和星敏感器的安装误差角为Φ＝[φx φy φz]，则惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵测量值 为

[0008]

[0009] 式中 为惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵理论值，[Φ×]为向量Φ构成的反对称矩阵，

[0010] (3)根据步骤(1)和步骤(2)的结果，得到惯性系下地心方向矢量 的测量方程为[0011]

[0012] (4)通过GPS接收机或地面定轨获得高精度位置测量信息，将三个安装误差角与卫星位置矢量、卫星速度矢量一起作为状态变量，进行导航滤波解算，对安装误差进行实时估计和校正。

[0013] 本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法针对“紫外地球敏感器+星敏感器”自主导航系统的特点，对紫外地球敏感器和星敏感器的相对安装误差进行了建模，将安装误差扩充为状态变量，与卫星位置矢量、卫星速度矢量一起进行UKF(Unscented Kalman Filter)导航滤波解算。假定卫星一段时间内能通过GPS接收机或地面定轨获得高精度位置测量信息，则滤波器可以对安装误差进行实时估计和校正，从而可以提高导航精度。

附图说明

[0014] 图1为本发明方法的流程图；

[0015] 图2为本发明实施例中未对敏感器安装误差校正的导航结果示意图；

[0016] 图3为本发明实施例中采用本发明方法对敏感器安装误差校正后的导航结果示意图。

具体实施方式

[0017] 如图1所示，为本发明方法的流程框图，主要步骤如下：

[0018] (1)定义坐标系，惯性系原点在地球中心，X轴正方向沿地球赤道面和黄道面的交线指向春分点，Z轴为赤道平面的法线，正方向指向北极方向，Y轴与X、Z轴成右手系。卫星本体系原点在卫星质心，对于对地定向三轴稳定卫星Z轴指向地心，X轴与Z轴垂直并指向卫星速度方向，Y轴与X、Z轴成右手系；

[0019] (2)“紫外地球敏感器+星敏感器”自主导航系统中，紫外地球敏感器对地球进行观测，得到卫星本体坐标系下的地心矢量值 星敏感器对恒星观测，通过星图识别得到惯性姿态四元数q＝[q1 q2 q3 q4]，计算得到惯性系到卫星本体系的姿态转换矩阵[0020]

[0021] (3)考虑地球敏感器和星敏感器不可避免存在安装偏差，设安装误差角为Φ＝[φx φy φz]，φx、φy、φz均为小角度，则有

[0022]

[0023] 式中 为惯性系到卫星本体系的真实的姿态转换矩阵，而 为测量得到的姿态转换矩阵。[Φ×]表示由向量Φ构成的反对称矩阵，

[0024]

[0025] (4)将安装误差角Φ的三个分量扩充为滤波状态变量，即 其中r＝[x y z]为卫星的位置矢量， 为卫星的速度矢量。

[0026] 卫星轨道动力学模型中除中心引力项外，仅考虑J2项摄动，其分量形式为[0027]

[0028] 式中 μ＝GE为地球引力常数，Re为地球半径，J2为二阶带谐项系数，wx，wy，wz为系统噪声。

[0029] (5)测量方程为

[0030]

[0031]

[0032] 由于测量值对状态量的偏倒数计算比较困难，因此本发明技术采用无需求导的UKF(Unscented Kalman Filter)滤波算法，具体算法可参考刘伟、杨博在2005年6月第23卷第3期航天控制发表的论文“利用UKF的航天器自主导航方法研究”。

[0033] (6)假定卫星一段时间内能通过GPS接收机或地面定轨获得高精度位置测量信息，则滤波器可以对安装误差进行实时估计和校正。

[0034] 实施例

[0035] 为了更清楚的表明本方法的优点，在此进行数学仿真，仿真条件：卫星高度500公里，倾角97.4度，地心方向测量误差0.02度，假定紫外敏感器沿三个坐标轴安装误差角分别为50″、40″、30″。

[0036] 图1为未对安装误差校正的仿真结果，图2为采用本发明方法对安装误差校正后仿真结果图。从图中可以看出，未修正系统误差时位置精度为1620.059米，修正系统误差后位置精度为125.525米，因此采用本发明方法对安装误差角进行估计校正后，可以大大提高导航精度。

[0037] 本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。