本發(fā)明涉及航天領(lǐng)域,尤其涉及一種提高地球敏感器體地心矢量精度的方法。
背景技術(shù):
航天器自主導(dǎo)航是指航天器在不依賴地面支持,或不與外界發(fā)生通訊的條件下,通過其自身所攜帶的測量設(shè)備確定運載器的姿態(tài)、位置和速度。自主導(dǎo)航有利于運載器飛行期間降低對外界干擾的影響,提高運行的可靠性。利用星敏感器和地球敏感器體可以實現(xiàn)航天器無動力條件下的自主導(dǎo)航,也可以在航天器有動力飛行時修正慣性導(dǎo)航的誤差,提高導(dǎo)航精度。目前,星敏感器的精度得到了大幅度提高,已經(jīng)能滿足航天器定姿精度的需求。隨著可見光地球敏感器體、紫外地球敏感器體的發(fā)展,地球視半徑的測量精度也得到了提高,地心矢量的精度已成為制約地球敏感器體定位精度提高的主要因素,也影響了相應(yīng)自主導(dǎo)航系統(tǒng)定位精度的提高。
技術(shù)實現(xiàn)要素:
針對上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷,本發(fā)明提出一種提高地球敏感器體地心矢量精度的方法,可有效提高地球敏感器體的位置精度。
本發(fā)明提供的一種提高地球敏感器體地心矢量精度的方法,其改進之處在于,所述方法包括如下步驟:
(1)定義B坐標系,使所述B坐標系方向與地球敏感器體坐標系方向相同,B坐標系的坐標原點與地心慣性系相同;
(2)將天文導(dǎo)航的位置矢量和慣性導(dǎo)航的位置矢量均轉(zhuǎn)化到某一時刻的所述B坐標系下;
(3)將所述B坐標系的慣性導(dǎo)航位置增量與所述天文導(dǎo)航的位置增量做差,計算得到地心矢量偏差估計值;
(4)補償?shù)匦氖噶科罟烙嬛?,得到補償后的天文導(dǎo)航的位置矢量。
優(yōu)選的,步驟(2)所述將天文導(dǎo)航的位置矢量和慣性導(dǎo)航的位置矢量均轉(zhuǎn)化到某一時刻的所述B坐標系下的方法包括:
t2時刻B坐標系下的天文導(dǎo)航的位置矢量為:
t1時刻的B坐標系到t2時刻的B坐標系的轉(zhuǎn)化矩陣為:
式中,φz,φy,φx分別為沿t1時刻的B坐標系X,Y,Z軸的旋轉(zhuǎn)角;
將t1時刻B坐標系下的天文導(dǎo)航的位置矢量轉(zhuǎn)換到t2時刻B坐標系下的天文導(dǎo)航的位置矢量得到:
式中,R1表示t1時刻地心到飛行器之間的距離,ΔR1為對應(yīng)的測量誤差;
將t1時刻的慣性導(dǎo)航測量的地心慣性系下的位置矢量[Xi1,Yi1,Zi1]轉(zhuǎn)化到t2時刻的B坐標系得到位置矢量[X'1,Y'1,Z'1]:
式中,為地心慣性系到t1時刻的B系的坐標轉(zhuǎn)化矩陣,[Xb1,Yb1,Zb1]T為t1時刻的B系下的慣性導(dǎo)位置矢量;
將t2時刻的慣性導(dǎo)航測量的地心慣性系下的位置矢量[Xi2,Yi2,Zi2]轉(zhuǎn)化到t2時刻的B坐標系得到位置矢量[X2,Y2,Z2]:
式中,為地心慣性系到t2時刻的B系的坐標轉(zhuǎn)化矩陣,[Xb2,Yb2,Zb2]T為t2時刻的B系下的慣性導(dǎo)位置矢量。
較優(yōu)選的,步驟(3)將所述B坐標系的慣性導(dǎo)航位置增量與所述天文導(dǎo)航的位置增量做差,計算得到地心矢量偏差估計值的公式包括:
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,B坐標系中Y軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量為:
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,B坐標系中Y軸方向的慣性導(dǎo)航的位置增量為:Y′1-Y2;
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系Y軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量和慣性導(dǎo)航的位置增量的差為:
根據(jù)慣性導(dǎo)航的特性,簡化為:
根據(jù)簡化等式求出地心矢量偏差y0的估計值
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系中Z軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量為:
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系中Z軸方向的慣性導(dǎo)航的位置增量為:(Z'1-Z2)
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系Z軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量和慣性導(dǎo)航的位置增量的差為:
根據(jù)慣性導(dǎo)航的特性,簡化為:
根據(jù)簡化等式求出地心矢量偏差x0的估計值
較優(yōu)選的,步驟(4)所述補償?shù)匦氖噶科罟烙嬛?,得到補償后的天文導(dǎo)航的位置矢量,計算公式如下:
補償后的t1時刻、t2時刻的天文導(dǎo)航的位置矢量為:
式中,分別為t1時刻、t2時刻的B系到地心慣性系到的坐標轉(zhuǎn)化矩陣。
本發(fā)明的技術(shù)方案中,利用慣性導(dǎo)航信息,通過地球敏感器體地心矢量偏差的在線估計與補償,可以降低對地球敏感器體測量精度和地球模型的要求,提高地球敏感器體的定位精度。
附圖說明
圖1為本發(fā)明實施例的提高地球敏感器體地心矢量精度的方法流程圖;
圖2為本發(fā)明實施例的地球敏感器體坐標系O-XdYdZd和圖像坐標系O-XccdYccd的定義。其中,OXdYdZd地球敏感器體結(jié)構(gòu)坐標系,原點O為其安裝面中心,OXd軸沿彈體縱軸指向前,OYd軸在安裝面且與OXd垂直,OZd軸由右手法則確定。O'-XccdYccdZccd為成像坐標系,原點O'為成像焦平面中心處,O'Zccd與光軸方向一致,O'Yccd在成像平面內(nèi)沿列像素方向向上與O'Zccd垂直,O'Xccd與O'Zccd垂直并構(gòu)成右手坐標系。
具體實施方式
為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白,以下參照附圖并舉出優(yōu)選實施例,對本發(fā)明進一步詳細說明。然而,需要說明的是,說明書中列出的許多細節(jié)僅僅是為了使讀者對本發(fā)明的一個或多個方面有一個透徹的理解,即便沒有這些特定的細節(jié)也可以實現(xiàn)本發(fā)明的這些方面。
本實施例提供的一種提高地球敏感器體地心矢量精度的方法,其流程圖如圖1所示,具體包括如下步驟:
(1)定義B坐標系;
為便于估計地心偏差,本實施例定義了一種B坐標系,該坐標系方向與地球敏感器體坐標系方向相同,坐標系原點與J2000地心慣性系原點相同。
(2)將天文導(dǎo)航的位置矢量和慣性導(dǎo)航的位置矢量均轉(zhuǎn)化到某一時刻的B坐標系下,其中:
1)地球敏感器體坐標系OXdYdZd下地心矢量:
地球敏感器體坐標系OXdYdZd和圖像坐標系O'XccdYccdZccd如圖2所示,設(shè)地心在地球敏感器體像平面中的理想的投影位置為(xi,yi),地心在地球敏感器體像平面中的投影位置系統(tǒng)偏差記為(x0,y0),當(dāng)?shù)厍蛎舾衅黧w的光軸指向Zd軸時,根據(jù)地球敏感器體的成像原理,地球敏感器體坐標系OXdYdZd下的地心矢量為:
式中,f為焦距,xi,yi,f單位可以像素,也可以為度,本實施例選其單位為度。
2)J2000地心慣性下的地心矢量:
地球敏感器體坐標系下的地心矢量經(jīng)坐標轉(zhuǎn)換后得到J2000地心慣性系
(以下提到的地心慣性系均指J2000地心慣性系)下的矢量為:
式中,為地球敏感器體坐標系到地心慣性系的坐標轉(zhuǎn)換矩陣。
3)J2000地心慣性下的天文導(dǎo)航的位置矢量為:
式中,為地心慣性系到B系的坐標轉(zhuǎn)化矩陣,Ri表示地心到飛行器之間的距離,ΔRi為其測量誤差。
4)B坐標系下的天文導(dǎo)航的位置矢量;
t2時刻B坐標系下的天文導(dǎo)航的位置矢量為:
t1時刻的B坐標系偏離t2時刻的B坐標系通常為小角度,t1時刻的B坐標系到t2時刻的B坐標系的轉(zhuǎn)化矩陣為:
式中,φz,φy,φx分別為沿t1時刻的B坐標系X,Y,Z軸的旋轉(zhuǎn)角。
將t1時刻B坐標系下的天文導(dǎo)航的位置矢量轉(zhuǎn)換到t2時刻B坐標系下的天文導(dǎo)航的位置矢量得到:
式中,R1表示t1時刻地心到飛行器之間的距離,ΔR1為對應(yīng)的測量誤差。
將t1時刻的慣性導(dǎo)航測量的地心慣性系下的位置矢量[Xi1,Yi1,Zi1]轉(zhuǎn)化到t2時刻的B坐標系得到位置矢量[X'1,Y'1,Z'1]:
式中,為地心慣性系到t1時刻的B系的坐標轉(zhuǎn)化矩陣,[Xb1,Yb1,Zb1]T為t1時刻的B系下的慣性導(dǎo)位置矢量。
將t2時刻的慣性導(dǎo)航測量的地心慣性系下的位置矢量[Xi2,Yi2,Zi2]轉(zhuǎn)化到t2時刻的B坐標系得到位置矢量[X2,Y2,Z2]:
式中,為地心慣性系到t2時刻的B系的坐標轉(zhuǎn)化矩陣,[Xb2,Yb2,Zb2]T為t2時刻的B系下的慣性導(dǎo)位置矢量。
(3)地心誤差計算;
a)地心矢量偏差y0的估計值
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系中Y軸方向天文導(dǎo)航的位置增量為:
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系中Y軸方向的慣性導(dǎo)航位置增量為:Y′1-Y2;
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系Y軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量和慣性導(dǎo)航的位置增量的差為:
根據(jù)慣性導(dǎo)航的原理,相鄰兩次慣性位置增量的誤差可以忽略,t2時刻的B坐標系Y軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量和慣性導(dǎo)航的位置增量的差簡化為:因為:
所以:
根據(jù)該等式求出地心矢量偏差y0的估計值
b)地心矢量偏差x0的估計值
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B系中Z軸方向天文導(dǎo)航的位置增量為:
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B系中Z軸方向的慣性導(dǎo)航位置增量為:(Z'1-Z2);
航天器從t1時刻飛行到t2時刻,t2時刻的B坐標系Z軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量和慣性導(dǎo)航的位置增量的差:
根據(jù)慣性導(dǎo)航的原理,相鄰兩次慣性位置增量的誤差可以忽略,t2時刻的B系Z軸方向的天文導(dǎo)航的位置增量和慣性導(dǎo)航的位置增量的差簡化為:因為:
所以:
根據(jù)該等式求出地心矢量偏差x0的估計值
(4)得到地心矢量偏差x0的估計值和地心矢量偏差y0的估計值后,重新計算t1時刻、t2時刻的天文導(dǎo)航的位置矢量,得到補償后的天文導(dǎo)航的位置矢量,計算公式如下:
式中,分別為t1,t2時刻的B系到地心慣性系到的坐標轉(zhuǎn)化矩陣。
本實施例進行的仿真實例如下:
假設(shè)t1時刻航天器高度為3000km,地心在地球敏感器體像平面中的理想的投影位置為(4.5°,5.5°),t2時刻航天器高度為3010km,地心在地球敏感器體像平面中的理想的投影位置為(4.52°,5.51°),地心在地球敏感器體像平面中的投影位置系統(tǒng)偏差記為(0.01°,0.02°),從t1到t2時刻慣性導(dǎo)航位置增量的誤差為0.016m,則利用公式(1)~公式(16),計算得到地心在地球敏感器體像平面中的投影位置系統(tǒng)偏差估計值為(0.011899°,0.020035°),估計誤差為(0.12647″,6.8375″),t1時刻天文導(dǎo)航的位置誤差為(-619.99m,3820.6m,-1887.6m),補償?shù)匦钠詈筇煳膶?dǎo)航的位置誤差為(34.892m,-2.7861m,366.29m),t2時刻天文導(dǎo)航的位置誤差為(-622.14m,3824.2m,-1889m),補償?shù)匦钠詈筇煳膶?dǎo)航的位置誤差為(35.076m,-2.7644m,366.63m),通過本發(fā)明大幅度提高了地心的精度和天文定位精度。
以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式,應(yīng)當(dāng)指出,對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說,在不脫離本發(fā)明原理的前提下,還可以作出若干改進和潤飾,這些改進和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。