一种星敏感器测角精度补偿方法技术

本发明专利技术涉及一种星敏感器测角精度补偿方法，包括：确定星敏感器测角误差的产生机理，根据所述的机理建立高动态星敏感器测角精度误差模型；所述星敏感器测角误差的产生机理是由于星点能量中心与时间中心不匹配；在飞行任务中采用惯导测量数据解算载体角动态信息；通过上述求解的载体角动态信息结合建立的高动态星敏感器测角精度误差模型，在线计算出动态引起的星敏感器测角误差；利用上述计算的动态引起的星敏感器测角误差对星敏感器输出的姿态角进行补偿。角进行补偿。角进行补偿。

【技术实现步骤摘要】
一种星敏感器测角精度补偿方法


[0001]本专利技术涉及提高弹载高动态环境使用下的星敏感器测量精度。

技术介绍

[0002]星敏感器是依靠测量载体坐标系中导航星的指向来确定自身姿态的器件。其工作过程是，首先测量导航星在载体坐标系中的矢量，然后通过星图识别，得到其所对应于惯性坐标系的矢量；通过比较两个坐标系中相应导航星的矢量关系，就可以得到从惯性坐标系到载体坐标系的变换矩阵，即载体在惯性坐标系中的姿态。
[0003]星敏感器是高精度的姿态敏感器，其精度可以达到角秒级，配合遮光罩使用，能实现全天时自主定姿，是广泛应用于卫星、飞机和舰船的导航设备。随着感光探测器技术的发展，星敏感器具有了灵敏度高、动态范围宽、功耗低、图像面阵大、输出频率高等特点，具备了高动态弹载环境的使用条件。星敏感器直接捷联于载体，当载体以一定的角速度运动时，导航星经过光学系统后所成的像在感光探测器上运动，形成像移，进而影响星敏感器的测角精度。郭贺等，研究了动态星点像元能量与曝光时间的关系，将曝光时间内星点在图像传感器上看作是匀速运动，认为动态因素造成的星点形变对质心定位产生的影响可以忽略。李晓等，根据APS像元输出模型，研究了角速度小于2
°
/s时采用质心法提取星像目标中心的精度，并在此基础上分析了计算窗口和曝光时间对星像目标中心提取精度的影响。赵述芳等，连续对导航星成像2次，利用质心算法计算出动态星点目标的质心，并假设曝光过程中，星点目标在图像传感器上作匀速直线运动，对动态测角误差进行补偿。龚德铸等，提出了通过改变CCD内部时序设计和数据处理软件算法而提高敏感器动态性能的方法，但对于积分时间过长，星点运动轨迹不规则的情况较为困难。
[0004]这些方法研究了动态环境对星敏感器精度的影响，并结合应用背景开展了精度补偿方法研究，均具有一定的借鉴意义，但应用于高动态弹载工程实践上仍存在以下不足：第一，载体姿态运动过程随机，采用匀速角运动假设有局限性。第二，改变星敏感器内部感光探测器和数据处理软件，增加了导航设备复杂度。第三，不同飞行剖面动态环境差异较大，精度补偿算法依赖于飞行任务，算法通用性较差。

技术实现思路

[0005]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于导弹角加速度测量的星敏感器测角精度补偿方法，在飞行任务中对弹载星敏感器测角精度进行补偿。
[0006]本专利技术解决技术的方案是：一种星敏感器测角精度补偿方法，包括：
[0007]确定星敏感器测角误差的产生机理，根据所述的机理建立高动态星敏感器测角精度误差模型；所述星敏感器测角误差的产生机理是由于星点能量中心与时间中心不匹配；
[0008]在飞行任务中采用惯导测量数据解算载体角动态信息；
[0009]通过上述求解的载体角动态信息结合建立的高动态星敏感器测角精度误差模型，在线计算出动态引起的星敏感器测角误差；
[0010]利用上述计算的动态引起的星敏感器测角误差对星敏感器输出的姿态角进行补偿。
[0011]优选的，所述高动态星敏感器测角精度误差模型描述为在载体作变角速度运动时，载体运动对星点提取精度的影响与角加速度成正比，与曝光时间的平方成正比。
[0012]优选的，所述高动态星敏感器测角精度误差模型为：
[0013][0014]其中，Δθ为星敏感器测角误差，为载体的角加速度，h为星敏感器的曝光时间。
[0015]优选的，在线计算出动态引起的星敏感器测角误差公式为：
[0016][0017]其中，为惯导的采样周期，i为星敏感器曝光时段内惯导采样周期计数，t0为星敏感器的开始曝光时刻。
[0018]优选的，通过将星敏感器灰度值在某一轴上进行一维表示，之后再根据星敏感器镜头焦距确定星敏感器输出的姿态角；所述的某一轴为俯仰轴或偏航轴。
[0019]优选的，补偿过程中同时针对星敏感器输出的俯仰轴、偏航轴姿态角分别进行补偿，以完成整个星敏感器测角精度补偿。
[0020]优选的，采用惯导测量数据解算载体角动态信息中对测量的角速度增量进行平滑处理，以求取角加速度。
[0021]优选的，采用后向二阶差分公式对角速度增量进行平滑处理。
[0022]优选的，角加速度求取公式为：
[0023][0024]其中，为当前惯导采样周期的载体角加速度，为当前惯导采样周期的载体角速度增量，为上一拍惯导采样周期的载体角速度增量，为惯导的采样周期。
[0025]优选的，由导弹控制系统通过采用曝光过程中的惯导测量数据，完成对星敏感器姿态测量的修正，即完成星敏感器测角补偿。
[0026]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0027]为提高导弹自主导航精度，采用基于星敏感器测角信息与惯性器件进行组合以提升导航系统精度。弹载环境具有高动态运动特点，姿态变化会带来星敏感器出现像移，影响星敏感器测角精度，从而降低导航精度。本文研究载体姿态运动对星敏感器测角精度的影响，提出一种基于导弹角加速度测量的星敏感器测角精度补偿方法，对载体角运动对星敏感器测量精度的影响进行建模，以实时测量的角运动补偿星敏感器测量精度。弹载惯导设备角运动信息具有短时高精度的特点，且惯导设备采样频率高，在一次星敏感器曝光时间内可以获取多次惯导设备采样数据，在飞行任务中采用惯导测量数据解算出高精度载体角动态信息，对弹载星敏感器测角精度进行补偿。在不改变星敏感器现有算法的情况下，精度补偿算法通过在线测量，与飞行任务剖面无关，增强了算法实现的通用性。
[0028]本专利技术不改变星敏感器内部感光探测器和数据处理软件，不增加导航设备复杂
度；
[0029]本专利技术对于动态环境差异较大的不同飞行剖面，精度补偿算法不依赖于飞行任务，算法通用性较强。
附图说明
[0030]图1为星敏感器成像原理；
[0031]图2为动态下星敏感器成像拖尾示意；
[0032]图3为星敏工作时序示意。
具体实施方式
[0033]下面结合实施例对本专利技术作进一步阐述。
[0034]星敏感器是高精度的姿态敏感器，其精度可以达到角秒级。随着感光探测器技术发展，其作为一种全天时自主式导航设备，在导弹控制系统设计中得到了成功应用。弹载环境具有高动态特点，姿态变化会带来星点像移，使星敏感器测角精度较静态时显著下降。惯导设备采样频率高，通过导航算法设计，可以解算曝光过程的姿态变化。综上，本文研究了高动态环境对星敏感器测量精度的影响，结合飞行器控制系统典型姿态调节过程，提出了星敏感器动态测量精度补偿方法，提高了动态环境星敏感器测量精度。
[0035](1)星敏感器成像基本原理
[0036]如图1所示，星光以平行光入射，通过星敏感器镜头，在感光探测器上成像，感光探测器安装于镜头焦点处，镜头焦距为f。
[0037]如图2所示，星敏感器本体坐标系定义为，坐标原点位于镜头中心，X轴垂直于探测器靶面，Y、Z轴在探测器靶面内正交，满足右手定则。曝光初始时刻，星点在探测本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种星敏感器测角精度补偿方法，其特征在于包括：确定星敏感器测角误差的产生机理，根据所述的机理建立高动态星敏感器测角精度误差模型；所述星敏感器测角误差的产生机理是由于星点能量中心与时间中心不匹配；在飞行任务中采用惯导测量数据解算载体角动态信息；通过上述求解的载体角动态信息结合建立的高动态星敏感器测角精度误差模型，在线计算出动态引起的星敏感器测角误差；利用上述计算的动态引起的星敏感器测角误差对星敏感器输出的姿态角进行补偿。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述高动态星敏感器测角精度误差模型描述为在载体作变角速度运动时，载体运动对星点提取精度的影响与角加速度成正比，与曝光时间的平方成正比。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述高动态星敏感器测角精度误差模型为：其中，Δθ为星敏感器测角误差，为载体的角加速度，h为星敏感器的曝光时间。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：在线计算出动态引起的星敏感器测角误差公式为：其中，为惯导的采样周期，i为星敏感器曝光时段内惯导采样周期计数，t0为星敏感器的开...

【专利技术属性】
技术研发人员：武斌，郭振西，郑榕，孙精华，季登高，韩伯雄，李萌萌，卢东宁，杨明，刘秀明，施睿，郭心怡，李霄，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：