一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法技术方案

一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，本发明专利技术涉及星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法。本发明专利技术的目的是为了解决现有星敏感器标定方法不能较好地完成对星敏感器的安装矩阵误差的标定，以及不能定期对星敏感器安装矩阵和导航系统偏差进行标定和校正的问题。按以下方案实现：一：信息θt,m和Xt,m；二：建立姿态信息和轨道参数信息测量模型；三：确定和四：计算和五：求取算术平均值；六：建立星敏感器实际的姿态安装矩阵和轨道参数信息校正模型；七：确定Δθ的方向；八：对六进行校正；九：进行姿态确定和轨道参数信息确定；十：每隔N个姿态重新执行。本发明专利技术应用于卫星姿态确定技术与卫星导航技术领域。

【技术实现步骤摘要】
一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法
本专利技术涉及星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法。
技术介绍
近年来，以星敏感器为代表的星光天文导航系统以其隐蔽性好、精度高、无姿态累积误差等特点，在航空、航天等领域得到了广泛的应用。星敏感器作为高精度天文敏感器，本身测量精度可达角秒级。星敏感器在卫星上进行应用的时候，由于空间环境等因素的影响，其测量值当中伴随着一些误差，其中影响较大的一种为安装矩阵误差，其可以达到角分级，甚至角度级。安装矩阵误差主要是由于卫星在发射的过程以及在常年累月的太空运行过程中卫星振动以及太空环境等因素影响，使得星敏感器安装矩阵发生改变，从而造成实际安装矩阵与地面上标定的安装矩阵不相同，导致安装矩阵存在误差。安装矩阵误差的存在降低了星敏感器的测量精度，影响卫星姿态确定系统和导航系统的精度。导致星敏感器安装矩阵因为卫星振动及太空环境等一系列因素造成的星敏感器安装矩阵存在安装误差的缺陷目前，对星敏感器的标定方法一般都是采用星上部件来进行校正，例如利用星上自带的陀螺来进行标定，利用星上所携带的路标敏感器来进行标定，然而这样不可避免的存在与星敏感器相同的一些问题，即卫星发射过程以及在常年累月的太空运行过程中卫星振动以及太空环境等因素影响造成的安装矩阵误差，这些因素同样会很大程度降低它们自身的测量精度，导致星敏感器标定方法不能完成对星敏感器的安装矩阵误差的标定，另外，现有的标定方法不能对星敏感器安装矩阵误差和导航系统误差一起标定，然而卫星自主导航系统采用星敏感器来进行轨道信息测量的，由于星敏感器的安装误差带来的测量误差必然同样反映到轨道信息测量当中，导航信息提供轨道信息必然也存在较大的误差，需要进行标定和校正，因而现有的标定方法存在一定的缺陷，导致不能定期对星敏感器安装矩阵和导航系统偏差进行标定和校正。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有星敏感器标定方法不能完成对星敏感器的安装矩阵误差的标定，以及不能定期对星敏感器安装矩阵和导航系统偏差进行标定和校正的问题，而提出了一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法。上述的专利技术目的是通过以下技术方案实现的：步骤一：在卫星星下点轨迹下的固定空间坐标上建立M个地面测量接收站，卫星向M个建立好的地面测量接收站发射激光信息，激光信息包括卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m数据，M为正整数；步骤二：地面测量接收站利用精度高于星敏感器精度的光学测量设备对步骤一中的卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m进行测量，得到地面测量接收站测量到的卫星姿态信息θt,m和地面测量接收站测量到的轨道参数信息Xt,m，并建立卫星姿态信息测量模型和轨道参数信息测量模型；步骤三：利用多矢量定姿方法结合步骤二中得到的卫星姿态信息测量模型，计算出由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值利用卫星轨道动力学模型，结合滤波方法计算出由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值将由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值和由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值进行存储；步骤四：卫星姿态确定系统利用星敏感器测量到的卫星姿态信息θt,n、卫星姿态运动学、卫星姿态动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值并进行存储；卫星自主导航系统利用星敏感器测量到的轨道参数信息Xt,n、轨道动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的轨道参数信息的估计值并进行存储；步骤五：对步骤三中的由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值和由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值求取算术平均值，即：消除系统随机测量误差；其中，所述为地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值；为地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值；对步骤四中星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值和星敏感器测量到的轨道参数信息估计值求取算术平均值，即：消除系统随机测量误差；其中，所述为星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值；为星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值；步骤六：建立星敏感器实际的姿态安装矩阵和轨道参数信息校正模型；步骤七：将步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值和地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值发送给卫星，卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值与步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值作差，即：姿态误差角信息△θ为：卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值与步骤五中得到的地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值作差，即：轨道参数误差信息△X为：利用步骤五中地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值步骤五中星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值和星敏感器实际的姿态安装矩阵确定姿态误差角信息△θ的正负方向；步骤八：将步骤七得到的具有正负方向的姿态误差角信息△θ和轨道参数误差信息△X代入星敏感器误差安装矩阵和步骤六中的轨道参数信息校正模型，对步骤六中的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行校正；步骤九：卫星结合姿态动力学、运动学方程、轨道动力学方程对步骤八中校正后的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行姿态确定和轨道参数信息确定；步骤十：每隔N个姿态，从新执行步骤一至步骤九。专利技术效果采用本专利技术的一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，首先根据地面站的高精度测量设备，建立地面站关于卫星姿态信息和轨道参数信息的测量模型；然后利用地面上高精度光学测量设备结合多矢量定姿算法确定卫星姿态，利用滤波算法结合卫星轨道动力学模型以及卫星轨道信息测量模型确定卫星的轨道参数信息。再然后将地面上确定的姿态信息和轨道信息与卫星上自主确定的姿态信息和轨道参数信息进行比较，得到星敏感器安装矩阵误差信息以及卫星上自主导航系统的误差信息，完成对星敏感器的安装矩阵误差的标定。最后利用得到的误差修正信息对卫星星敏感器安装矩阵和自主导航系统得到的轨道参数信息进行校正，克服了星敏感器安装矩阵因为卫星振动及太空环境等一系列因素造成的星敏感器安装矩阵存在安装误差的缺陷，同时可以定期对星敏感器安装矩阵和导航系统偏差进行标定和校正，分别对星敏感器校正前后的姿态确定系统和导航系统校正前后进行软件仿真，其中：未校正前的实验仿真，卫星姿态确定系统的姿态角估计均方根误差为[0.35050.30010.1504]T，导航系统的估计均方根误差为[0.50350.79101.01960.11940.11770.1104]T，校正后的实验仿真，卫星姿态确定系统的姿态角估计均方根误差为[0.00840.00410.0022]T，导航系统的估计均方根误差为[0.11100.12080.10770.05430.08430.0520]T。通过校正使姿态确定系统的三轴姿态角精度分别提高了97.6％，98.6％和98.5％，导航系统的六个分量的精度分别提高了77.9％，84.7％，89.4％，58.1％，28.4％和52.9％，另外星敏感器安装矩阵校正前后的卫星姿态确定系统姿态估计误差仿真曲线如图6a、6b、6c、7a、6b和6c所示，结果显示星敏感器校正本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于，一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法具体是按照以下步骤进行的：步骤一：在卫星星下点轨迹下的固定空间坐标上建立M个地面测量接收站，卫星向M个建立好的地面测量接收站发射激光信息，激光信息包括卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m数据，M为正整数；步骤二：地面测量接收站对步骤一中的卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m进行测量，得到地面测量接收站测量到的卫星姿态信息θt,m和地面测量接收站测量到的轨道参数信息Xt,m，并建立卫星姿态信息测量模型和轨道参数信息测量模型；步骤三：利用多矢量定姿方法结合步骤二中得到的卫星姿态信息测量模型，计算出由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值利用卫星轨道动力学模型，结合滤波方法计算出由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值将由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值和由地面测量接收站确定轨道参数信息估计值进行存储；步骤四：卫星姿态确定系统利用星敏感器测量到的卫星姿态信息θt,n、卫星姿态运动学、卫星姿态动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值并进行存储；卫星自主导航系统利用星敏感器测量到的轨道参数信息Xt,n、轨道动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的轨道参数信息的估计值并进行存储；步骤五：对步骤三中的由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值和由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值求取算术平均值，即：消除系统随机测量误差；其中，所述为地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值；为地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值；对步骤四中星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值和星敏感器测量到的轨道参数信息估计值求取算术平均值，即：消除系统随机测量误差；其中，所述为星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值；为星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值；步骤六：建立星敏感器实际的姿态安装矩阵和轨道参数信息校正模型；步骤七：将步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值和地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值发送给卫星，卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值与步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值作差，即：姿态误差角信息△θ为：卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值与步骤五中得到的地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值作差，即：轨道参数误差信息△X为：利用步骤五中地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值步骤五中星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值和星敏感器实际的姿态安装矩阵确定姿态误差角信息△θ的正负方向；步骤八：将步骤七得到的具有正负方向的姿态误差角信息△θ和轨道参数误差信息△X代入星敏感器误差安装矩阵和步骤六中的轨道参数信息校正模型，对步骤六中的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行校正；步骤九：利用卫星结合姿态动力学、运动学方程和轨道动力学方程对步骤八中校正后的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行姿态确定和轨道参数信息确定；步骤十：每隔N个姿态，重新执行步骤一至步骤九。...

【技术特征摘要】
1.一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于，一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法具体是按照以下步骤进行的：步骤一：在卫星星下点轨迹下的固定空间坐标上建立M个地面测量接收站，卫星向M个建立好的地面测量接收站发射激光信息，激光信息包括卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m数据，M为正整数；步骤二：地面测量接收站对步骤一中的卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m进行测量，得到地面测量接收站测量到的卫星姿态信息θt,m和地面测量接收站测量到的轨道参数信息Xt,m，并建立卫星姿态信息测量模型和轨道参数信息测量模型；步骤三：利用多矢量定姿方法结合步骤二中得到的卫星姿态信息测量模型，计算出由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值利用卫星轨道动力学模型，结合滤波方法计算出由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值将由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值和由地面测量接收站确定轨道参数信息估计值进行存储；步骤四：卫星姿态确定系统利用星敏感器测量到的卫星姿态信息θt,n、卫星姿态运动学、卫星姿态动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值并进行存储；卫星自主导航系统利用星敏感器测量到的轨道参数信息Xt,n、轨道动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的轨道参数信息的估计值并进行存储；步骤五：对步骤三中的由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值和由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值求取算术平均值，即：消除系统随机测量误差；其中，所述为地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值；为地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值；对步骤四中星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值和星敏感器测量到的轨道参数信息估计值求取算术平均值，即：消除系统随机测量误差；其中，所述为星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值；为星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值；步骤六：建立星敏感器实际的姿态安装矩阵和轨道参数信息校正模型；步骤七：将步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值和地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值发送给卫星，卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值与步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值作差，即：姿态误差角信息Δθ为：卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值与步骤五中得到的地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值作差，即：轨道参数误差信息ΔX为：利用步骤五中地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值步骤五中星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值和星敏感器实际的姿态安装矩阵Tti：确定姿态误差角信息Δθ的正负方向；式中，为星敏感器输出的卫星相对于惯性坐标系下的姿态矩阵；为星敏感器误差安装矩阵；步骤八：将步骤七得到的具有正负方向的姿态误差角信息Δθ和轨道参数误差信息ΔX代入星敏感器误差安装矩阵和步骤六中的轨道参数信息校正模型，对步骤六中的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行校正；步骤九：利用卫星结合姿态动力学、运动学方程和轨道动力学方程对步骤八中校正后的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行姿态确定和轨道参数信息确定；步骤十：每隔N个姿态，重新执行步骤一至步骤九。2.根据权利要求1所述一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于，所述步骤二中地面测量接收站对步骤一中的卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m进行测量，得到地面测量接收站测量到的卫星姿态信息θt,m和地面测量接收站测量到的轨道参数信息Xt,m，并建立卫星姿态信息测量模型和轨道参数信息测量模型；具体过程为：(1)卫星姿态信息测量模型的建立设两个平面法向量各自为n1和n3，记入射光矢量为s0为光能量密度，ω为激光矢量与x轴的夹角，φ为激光矢量与y轴的夹角，为激光矢量与z轴的夹角，e为X轴坐标单位长度，j为Y轴坐标单位长度，k为Z轴坐标单位长度，s为地面测量到的激光矢量，则光敏感器的输出分别是：式中，n1为第一个平面的法向量；n3为第三个平面的法向量；b1为第一个平面的光敏感器的测量矢量；b3为第三个平面的光敏感器的测量矢量；T为姿态矩阵；记法向量n1＝e+k，n3＝-e+k，于是两个光敏感器的输出为：根据上述两式，有2同理，可以得到：式中，b2为第二个平面的光敏感器的测量矢量；b4为第四个平面的光敏感器的测量矢量；根据约束条件：得出：结合式(5)、式(6)、式(7)和(9)，从而可以得到地面测量到的激光矢量s；若卫星发射的参考矢量为p，则卫星姿态信息测量模型方程为：p＝At,ms(10)式中，At,m为姿态矩阵，其中包含姿态信息θt,m；若地面有M个地面测量接收站，则有pi＝At,msi,i＝1,2,…,M，pi为卫星发射的第i个参考矢量，si为地面测量到的第i个激光矢量，M为正整数；(2)轨道参数信息测量模型的建立：式中，h(Xt,m)为轨道参数信息测量方程，xi为第i个接收站在地球惯性坐标系X轴下的位置矢量，yi为第i个接收站在地球惯性坐标系Y轴下的位置矢量，zi为第i个接收站在地球惯性坐标系Z轴下的位置矢量，x为卫星在地球惯性坐标系X轴下的位置矢量，y为卫星在地球惯性坐标系Y轴下的位置矢量，z为卫星在地球惯性坐标系Z轴下的位置矢量，vi为测量高斯白噪声，n为接收站个数。3.根据权利要求2所述一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于，所述步骤三中利用多矢量定姿方法结合步骤二中得到的卫星姿态信息测量模型，计算出由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值利用卫星轨道动力学模型，结合滤波方法计算出由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值将由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值和由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值进行存储；具体过程为：(1)多矢量定姿方法结合步骤二中测量到的包含卫星姿态信息θt,m的数据，确定卫星姿态信息估计值卫星发射的参考矢量为p＝{p1,p2,…,pM}，M为M个地面站，地面测量到的激光矢量为s＝{s1,s2,…,sM}，其中，p为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵；p1为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵中第一个量；p2为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵中第二个量；pM为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵中第M三个量；s为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵；s1为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵中第一个量；s2为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵中第二个量；sM为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵中第M个量；M为正整数；姿态矩阵为At,m，则：p＝At,ms(12)则可得姿态矩阵的代数解为：矩阵为非正交，而正交化后，若矩阵不满足上式，做如下改进，即实际观测量si为某一期望矢量和观测误差之和，因而多矢量确定姿态模式为求正交矩阵的最优矩阵使得下列优化极值指标：可认为式(12)的伪逆解为上式优化解的近似解；另ΔA为矩阵的正交化校正量，即有：校正量ΔA的计算为：多矢量确定姿态的最优解为：式中，I为单位矩阵；定义式中，为的第一行第一列元素，为的第一行第二列元素，为的第一行第三列元素，为的第二行第一列元素，为的第二行第二列元素，为的第二行第三列元素，为的第三行第一列元素，为的第三行第二列元素，为的第三行第三列元素；利用相应的姿态转换公式即可得到卫星姿态信息估计值公式如下：(2)轨道参数信息估计值确定建立n组连续的地面测量接收站，n为正整数，则可根据卫星的轨道动力学模型，结合滤波方法进行递推计算出卫星的轨道参数信息；卫星的轨道动力学模型为：式中，为Xt,m的一阶导数，f(·)为卫星轨道动力学模型，Xt,m为轨道参数信息，分别为卫星在地心惯性坐标系下三个方向的位置和速度，即轨道参数信息，r为为航天器位置参数矢量的模，Re为地球的平均赤道半径，μ为引力常数，J2为地球引力系数，ΔFx为地球非球形高阶摄动项和日月摄动力的影响，ΔFy为地球非球形高阶摄动项和太阳光压摄动力的影响，ΔFz为为地球非球形高阶摄动项和大气压摄动力的影响，x为X轴位置信息，y为Y轴位置信息，z为Z轴位置信息，vx为X轴速度信息，vy为Y轴速度信息，vz为Z轴速度信息，w为高斯白噪声；rz为z轴位置矢量；结合卫星的轨道动力学模型和轨道参数信息测量模型(11)，利用滤波方法估计卫星轨道参数信息估计值的算法如下：

【专利技术属性】
技术研发人员：李敏，耿云海，张迎春，陈雪芹，李化义，谢成清，盛靖，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23