考虑星敏感器安装误差的弹道导弹捷联星光/惯性复合制导

弹道导弹捷联星光/惯性制导是在惯性制导基础上辅以星光修正的一种复合制导方法，能够显著提高导弹制导精度。由于星敏感器捷联安装在弹体上，安装误差会影响恒星测量的精度，进而影响复合制导精度，为此提出一种在线辨识并修正星敏感器安装误差的复合制导方法。建立了星敏感器观测量与数学平台失准角、星敏感器安装误差的关系方程，在导弹主动段关机后测量3颗独立的恒星获得6个观测量，利用最小二乘法估计出失准角和星敏感器安装、误差。改进了星光/惯性复合制导的最佳修正系数确定方程，直接修正了星敏感器安装误差的影响。数值仿真结果表明：所提方法可以有效地估计平台失准角和星敏感器安装误差，提高了捷联星光/惯性复合制导的精度。     

SINS辅助的星敏感器在线标定方法

航天器在飞行过程中,星敏感器受到外界温度、地面标定精度等因素影响存在较大的安装误差,这将严重影响星敏感器的定姿精度。为提高星敏感器精度,对其安装误差进行严格的在轨实时标定与修正是确保星敏感器测量精度的关键。提出了一种SINS辅助的在线标定方法,将SINS/星敏感器输出的姿态信息进行配准,构建了组合导航系统的Kalman滤波模型。该方法只需航天器在飞行过程中做简单的机动,即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定。仿真结果表明,采用该标定方法可使星敏感器和惯导的安装误差角的总体估计率达到95%以上,具有较高的工程应用价值。     

捷联/星敏感器组合导航系统标定

本文基于捷联/星敏感器组合导航系统,分析了组合系统的误差标定原理,重点分析了星光敏感器安装误差的补偿原理,并设计了相应的标定方法、标定试验,给出了标定试验数据。本方法原理简单,所用仪器比较常用,方案可行性很强,不失为一种标定星光敏感器安装误差的好方法。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

星敏感器安装误差标定技术研究

星敏感器是一类具有自主高精度姿态测量能力的仪器,输出姿态精度可达到角秒级。但实际组合导航应用中,星敏感器安装误差往往可达角分级,远远大于仪器本身误差,影响其使用品质,因此有必要在使用前对星敏感器安装误差进行建模标定。研究发现,星敏感器安装误差与惯导姿态误差存在耦合关系,难于分离。设计了一种快速标定方法,利用惯导输出姿态、位置信息以及星敏感器姿态输出构造观测量,建立卡尔曼滤波模型,通过滤波估计实现安装误差的地面标定。仿真结果表明,载体需要进行2个轴向上的机动才能将星敏感器三轴安装误差估计出来。相较于依靠外部基准姿态进行标定的方案,本方法具有快速高效、可操作性强等优点。     

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法

研究了一种星敏感器一陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法。首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器一陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型。其次,采用简单高效的EKF（ExtendedKalmanFilter,扩展卡尔曼滤波）作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真。对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦。数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定。该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定。     

基于星敏感器的平台失准角测量精度分析与提高

在平台惯性/天文组合导航系统中,星敏感器可由单星方案或双星方案测量平台失准角。本文推导了两种方案的算法,并进行了精度分析和仿真,提出了提高测量精度的途径。通过对影响星敏感器姿态测量精度的因素进行仿真,论文提出,采用大视场、测量噪声小的星敏感器克服单星方案中绕星敏感器光轴方向姿态误差太大的问题,从而满足平台惯性/天文组合导航系统对星敏感器测量平台失准角的精度要求。     

地球卫星星光折射导航量测量及其性能对比

星光折射天文导航是一种重要的地球卫星自主导航方式,量测量是影响其导航精度的重要因素。在地球卫星星光折射导航中,折射视高度、星光折射角、折射星像素坐标（折射星矢量）是3种常用的量测量,结合星光折射导航的基本原理重点介绍了这3种量测量的获取方法和量测模型,通过仿真和可观性分析比较了相同条件下3种量测量的导航性能。仿真结果表明,由于折射星像素坐标可以同时反映星光折射的大小和方向可观性高,而星光折射角和折射视高度仅能反映星光折射的大小,无法反映其方向可观性低,因此折射星像素坐标的导航性能优于星光折射角和折射视高度。此外,本文也对星敏感器精度、卫星轨道高度、星敏感器安装夹角3种因素对3种方法导航性能的影响进行了分析。     

一种测试星敏感器空间指向的方法

星敏感器作为高精度姿态测量单机,为高精度姿态控制提供前提保障。确保星敏感器空间指向正确性对姿控系统至关重要。基于此提出了一种在外场观星试验中,通过测试星敏感器地方时惯性指向来确认空间指向的方法,该方法结合格林尼治恒星时概念,通过地心赤道惯性坐标系与当地地理系之间的转换关系进行算法设计,是验证选用的星敏感器空间指向正确与否的重要手段。     

亮星辅助下基于坐标转换的快速星图识别方法

数字天顶仪作为一种地面使用的星敏感器，主要用于高精度定位。为提高仪器的工作效率需要对星图识别的快速性进行研究。通过对恒星像点理论坐标与图像坐标的分析，构建坐标转换模型。依据星表中恒星的分布及星等筛选出视场范围内的亮星，并构建导航星表。结合导航星表完成3颗亮星的准确识别，在识别亮星的基础上解算坐标转换模型的参数。通过构建的坐标转换模型对视场范围内的恒星进行坐标转换，将转换后的星点坐标与提取的星点图像坐标进行匹配完成星图的识别，这样能够提高星图识别的快速性。实验数据表明：在保证识别星点数量的基础上，采用亮星辅助下基于坐标转换的星图识别方法使时间缩短为改进三角形星图识别算法的五分之一。     

弹载大视场星惯组合深度融合导航技术

为了降低弹载星惯组合（Stellar-INS）飞行中段对调姿观星的要求，提高星惯组合姿态精度，提出了大视场（LFOV）星惯组合深度融合导航方法。小视场（NFOV）星敏感器输出星矢量为主，大视场星敏感器可同时输出姿态和星矢量信息，分别推导了基于星敏感器输出姿态和星矢量信息的观测方程，分析了星矢量和姿态观测方法之间的关联性。建立了包含星惯安装误差、陀螺误差以及初始平台误差角的星惯组合全误差项模型，基于线性卡尔曼滤波给出了深度融合导航方法。开展了数学仿真验证，分析了不同调姿观星路径约束下，大/小视场星惯组合性能差异。结果表明，大视场星惯组合深度融合导航方法不仅可以降低调姿观星约束要求，还可以实现组合姿态性能提升。     

根据同时观测信息确定航天器 姿态四元数的一种解析方法

介绍根据星敏感器同时观测几颗恒星的方向信息,用最小二乘法确定飞行器姿态的经典Wehba问题.针对用四元数描述飞行器姿态的情况,推导了的一种解析算法.观测5颗恒星实例的仿真结果表明,该算法能保证飞行器体轴系相对惯性系姿态的高精度.     

一种高精度小型化星敏感器设计

星敏感器是以恒星为参照系,以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置,提供准确的空间方位和基准,具有高精度、无漂移、工作寿命长等特点.针对星敏感器高精度和小体积的应用需求,基于小型化镜头设计、分体式结构、高集成度电路、"FP GA+ARM"软件等内容,提出了一种高精度小型化星敏感器,解决了狭小空间高度集成的小型化问题,实现了测姿0.6″(3σ)的高精度预期目标.星敏感器样机通过了试验考核,性能符合设计要求,具备全天球搜索恒星定姿的能力.