CN105387874A - 船载高精度星敏感器安装角标定方法 - Google Patents

Abstract

船载高精度星敏感器安装角标定方法，涉及航天器姿态控制地面应用领域，解决现有技术无法实现对船载星敏感器安装角精确标定的问题，在船载雷达设备基座安装星敏感器；船进坞坐墩时，船载标校经纬仪通过测星或瞄方位标的方法确定测量船航向角，标定全船水平基准纵摇角、横摇角，获得惯导地平系到甲板坐标系转换矩阵；星敏感器拍摄星图，获取i颗恒星的观测矢量和参考矢量，计算视场内i颗恒星的方位角和俯仰角并对俯仰角逐个进行蒙气差修正，重构i颗恒星惯导地平系参考矢量，计算惯导地平系下星敏感器姿态矩阵以及船载星敏感器安装矩阵，解算安装角。本发明提高了航天测量船船体姿态的测量精度。

Description

船载高精度星敏感器安装角标定方法

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制地面应用领域，具体涉及船载高精度星敏感器的安装角标定方法。根据星敏感器姿态确定算法原理，精确标定船载星敏感器相对甲板坐标系的安装角。

背景技术

航天测量船是为了适应导弹、航天器试验的发展而在海上设置的测控站，其测控设备以船舶为平台，测量是在动态条件下，设备的位置、姿态在不停地变化，测量精度不仅取决于外测设备本身，还取决于船姿船位***的测量精度。航天测量船上配备有较高精度的船姿船位测量***，包括惯导、卫导、变形、经纬仪等设备。这些设备各有优缺点，但仍不能完全满足航天测量船优于10″的高精度船体姿态测量需求。现有集中式船姿船位测量***存在中间环节多、精度难以进一步提高等缺点，随着大视场高精度星敏感器技术的成熟，提出在外测设备底座固联星敏感器与捷联惯导组合测量***，构建分布式船姿船位测量***，提高外测设备测量精度。

星敏感器是一种以恒星为参考基准的高精度姿态敏感器，通过探测天球上不同位置的恒星进行结算，具有自主导航能力，在各种飞行器的控制***和姿态测量过程中起着重要的作用。星敏感器具有隐蔽性好、适用范围广、可靠性高、精度高、可独立自主全天候工作的特点,姿态测量精度可达10″以内。在利用星敏感器测量船体姿态前，必须对其安装角进行精确标定，星敏感器安装误差可达角分级，严重影响了船姿船位测量精度。现阶段多采用经纬仪激光测量光学棱镜夹角方法，但本发明涉及的船载星敏感器受安装空间的限制，位于雷达天线底座内，无法观测到甲板方位角及俯仰角零位基准，只能标定光轴相对棱镜夹角，无法标定星敏感器相对甲板坐标系的夹角。

发明内容

本发明为解决现有技术无法实现对船载星敏感器安装角精确标定的问题，提供一种船载高精度星敏感器安装角标定方法。

船载高精度星敏感器安装角标定方法，该方法由以下步骤实现：

步骤一、在船载雷达设备基座安装星敏感器SS1；

步骤二、船进坞坐墩时，船载标校经纬仪标定零位差和照准差，所述星敏感器SS1标定主点、焦距以及光学畸变参数；船载标校经纬仪通过测星或瞄方位标的方法确定测量船航向角K₀，采用高精度水平仪标定全船水平基准纵摇角ψ₀、横摇角θ₀，获得惯导地平系到甲板坐标系转换矩阵R₀；

步骤三、星敏感器SS1拍摄星图，通过星图提取和星图识别获取i颗恒星的观测矢量W_i和参考矢量分别V_i，对所述参考矢量V_i经岁差、章动、极移、地球自转的变换后转换到惯导地平系参考矢量V_DPi，由所述惯导地平系参考矢量V_DPi计算视场内i颗恒星在惯导地平系下的方位角A_DPi和俯仰角E_DPi，对所述惯导地平系下的俯仰角E_DPi逐个进行蒙气差修正，获得修正后的俯仰角E′_DPi，重构i颗恒星惯导地平系参考矢量，获得重构后的参考矢量V′_DPi，计算惯导地平系下星敏感器姿态矩阵所述星敏感器姿态矩阵为星敏感器坐标系到惯导地平系下的转换矩阵，用公式表示为：

$W_i=R_{DP}^s{V}_{DPi}^{\′}$

式中，s为星敏感器坐标系，DP为惯导地平系，i为正整数且i≤n，n为视场内已识别恒星数目；

步骤四、计算船载星敏感器安装矩阵解算安装角：

$R_s^b=R_0{\left(R_{DP}^s\right)}^{-1}$

则由安装矩阵解算等效安装角：

$\left\{\begin{array}{c}A=ta{n}^{-1}(R_S^b\left(3,1\right)/R_S^b\left(1,1\right))\\ E={\sin }^{-1}\left(R_S^b\left(2,1\right)\right)\\ \mathrm{\γ}=ta{n}^{-1}(R_S^b\left(2,3\right)/R_S^b\left(2,2\right))\end{array}\right.$

式中，b为甲板坐标系，A、E和γ分别为安装方位角、俯仰角和滚动角。

本发明的有益效果：

一、本发明提出了一种船载高精度星敏感器安装角标定方法，为星敏感器安装角测量提供了理论基础，可大大提高航天测量船船体姿态的测量精度。

二、本发明根据星敏感器姿态确定原理，通过矩阵运算编程解算安装角，无需相关背景专业人士也可完成计算工作，实现了自动化计算，提高了船体姿态的测量精度。

三、本发明考虑到大气折射的影响，完善了船载大视场高精度星敏感器蒙气差修正模型，视场内星点分布范围大，各恒星地平系俯仰角差别大，依据地平系俯仰角逐个计算蒙气差进行修正，提高了安装角标定的精度。

四、本发明采用多次测量计算安装矩阵，求解安装角，统计求平均值，能有效剔除解算结果中的奇异值，提高了安装角计算的精度。

附图说明

图1为本发明所述的一种船载星敏感器安装示意图；

图2为船载星敏感器相关坐标系；

图3为地心惯性坐标系到惯导地平坐标系转换示意图；

图4为船载星敏感器蒙气差修正示意图。

具体实施方式

具体实施方式一、结合图1～图4说明本实施方式，本实施方式中涉及的坐标系有CIS—地心惯性坐标系(J2000.0坐标系)，MT—瞬时平赤道地心系，CT—瞬时真赤道地心系，ET—准地固坐标系，CTS—地固坐标系，DP—惯导地平系，b—甲板坐标系，s—星敏感器坐标系。

表1本实施方式中星敏感器光学***的参数信息。

表1

基本的欧拉角旋转变换矩阵R_x(θ),R_y(θ),R_z(θ)分别表示绕X、Y和Z轴逆时针旋转θ角后形成的矩阵，具有如下标准形式：

$R_x\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\θ}& sin\mathrm{\θ}\\ 0& -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]$

$R_y\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& 0& -sin\mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]$

$R_z\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& sin\mathrm{\θ}& 0\\ -sin\mathrm{\θ}& cos\mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

本实施方式的具体步骤为：

一、图1中在船载雷达设备基座安装星敏感器SS1。定义O_b-X_bY_bZ_b为甲板坐标系，坐标原点O_b位于惯导三轴中心，X_b轴沿艏艉线指向船艏，Y_b轴垂直甲板向上，Z_b轴与X_b轴、Y_b轴成右手定则，指向右舷；

二、船进坞坐墩时，船载标校经纬仪标定零位差和照准差，所述星敏感器SS1分别标定主点、焦距以及光学畸变参数；船载标校经纬仪通过测星或者瞄方位标的方法确定测量船航向角K₀，采用高精度水平仪标定全船水平基准纵摇角ψ₀、横摇角θ₀，获得船体姿态真值R₀：

A、经纬仪标定：出厂前通过在检测架上固定0.2″平行光管点目标，反复打正倒镜的方法，读出编码器值，计算标校经纬仪的零位差、照准差；外场时，通过拍方位标，反复打正倒镜的方法，重新计算标校经纬仪的零位差、照准差。

B、星敏感器的标定包括主点、焦距及光学畸变参数的标定。出厂前将星敏感器安装在经纬仪四通平台上，对准平行光管，采集图像并提取目标点位置，通过反复打正倒镜方法，测定主点(X₀,Y₀)；转动经纬仪平台，使目标在整个视场内等间隔移动，提取多组目标位置及编码器值，通过计算最小均方差来迭代出焦距值f₀；主点、焦距标定后，再转动经纬仪平台，使目标在视场内等间隔移动，通过将视场分成若干个区域，用二次拟合畸变的方法，来分别计算各个区域的拟合系数，从而实现对各个区域目标点位置的精确校正，形如(x,y)＝T[u,v]，式中(x,y)为由编码器反推的目标位置真值，(u,v)为目标实际提取的位置，T[·]为二次拟合函数。

光学畸变标定过程具体如下：

标定完主点(X₀,Y₀)、焦距f₀后，假定经纬仪编码器方位角、俯仰角(A_i,E_i)为有效真值，根据下式反推出各位置处目标点真实脱靶量(Δx_i,Δy_i):

Δx_i＝tan(A₀-A_i)*(f₀*cos(E_i)-Δy*sinE_i)(1)

Δy_i＝(-f₀*sin(E_i)*cos(A₀-A_i)+f₀*cos(E_i)*tanE₀)/

（2）

(sin(E_i)*tanE₀+cos(A₀-A_i)*cosE_i)

式中，(A₀,E₀)为目标成像在主点处时的编码器值。得到目标点的真值(x_i,y_i)：

x_i＝X₀+Δx_i(3)

y_i＝Y₀+Δy_i(4)

建立目标点真值与畸变图像相应像元坐标间对应关系，分了更好地校正畸变，采用将图像分区的方法，每个分区拟合出各自区域的二次函数系数(k₁,k₂,k₃,k₄,k₅,k₆),(k₇,k₈,k₉,k₁₀,k₁₁,k₁₂)：

k₁+k₂×v_i+k₃×v_i ²+k₄×u_i+k₅×u_i×v_i+k₆×u_i ²＝x_i(5)

k₇+k₈×v_i+k₉×v_i ²+k₁₀×u_i+k₁₁×u_i×v_i+k₁₂×u_i ²＝y_i(6)

求得拟合系数矩阵后，可以对观测星位置进行修正。

C、船载标校经纬仪通过测星或者瞄方位标等方法，确定测量船航向K₀，采用高精度水平仪标定全船水平基准纵摇角ψ₀、横摇角θ₀，由此得到惯导地平系到甲板坐标系转换矩阵R₀：

R₀＝R_y(K₀)R_z(-ψ₀)R_x(-θ₀)(7)

在船进坞条件下，水平坐标基准为当地水平面，即ψ₀＝θ₀＝0。

三、星敏感器拍摄星图(不少于三颗)，通过星图提取和星图识别获取i恒星的观测矢量W_i和参考矢量V_i：

图2中定义O_s-X_sY_sZ_s为船载星敏感器像空间坐标系，坐标原点O_s为投影中心，与航天飞行器安装的星敏感器定义不同，为更好地标定船载星敏感器与甲板坐标系不重合关系，定义X_s沿光轴方向指向观测目标，Y_s轴平行于像平面坐标系Y轴，沿图像传感器场扫描方向向上，Z_s轴与X_s轴、Y_s轴成右手定则，沿图像传感器行扫描方向向右，f₀为星敏感器焦距，(A,E)分别为星敏感器的安装方位角、俯仰角，即星敏感器光轴对应的甲板系下方位角和俯仰角。因此，步骤二中所述的星敏感器主点(X₀,Y₀)在星敏感器像空间坐标系中定义为(z0,y0)。所述i颗观测星在星敏感器坐标系下的观测矢量为W_i：

$W_i=\frac{{\left[\begin{array}{ccc}{f}_0& -(y_i-y_0)D& (z_i-z_0)D\end{array}\right]}^T}{\sqrt{f_0^2+{(y_i-y_0)}^2{D}^2+{(z_i-z_0)}^2{D}^2}}---\left(8\right)$

式中，f₀为星敏感器焦距，(z₀,y₀)为图像传感器的主点位置(像元数)，(z_i,y_i)为i颗恒星像点坐标，图像传感器像元尺寸为D，经畸变二次拟合校正后为(z_i′,y_i′)，因此，校正后的观测矢量为W_i′：

${W^{\′}}_i=\frac{{\left[\begin{array}{ccc}{f}_0& -(y_i^{\′}-y_0)D& (z_i^{\′}-z_0)D\end{array}\right]}^T}{\sqrt{f_0^2+{(y_i^{\′}-y_0)}^2{D}^2+{(z_i^{\′}-z_0)}^2{D}^2}}---\left(9\right)$

V_i为i颗星在J2000.0坐标系下的参考矢量：

$V_i=\left[\begin{array}{c}cos{\mathrm{\α}}_{i}cos{\mathrm{\β}}_i\\ {\mathrm{sin\α}}_i{\mathrm{cos\β}}_i\\ {\mathrm{sin\β}}_i\end{array}\right]---\left(10\right)$

式中，i颗观测星的赤经、赤纬为(α_i,β_i)。

图3中对所述参考矢量V_i经岁差、章动、极移、地球自转等变换转换到惯导地平系V_DPi：

$V_{DPi}=R_{CIS}^{DP}{V}_i---\left(11\right)$

式中，为地心惯性系到惯导地平系姿态转换矩阵，可由下式计算：

$R_{CIS}^{DP}=R_{CTS}^{DP}{R}_{ET}^{CTS}{R}_{CT}^{ET}{R}_{MT}^{CT}{R}_{CIS}^{MT}---\left(12\right)$

其中，为地心惯性坐标系到瞬时平赤道地心系之间的转换矩阵，为瞬时平赤道地心到瞬时真赤道地心系的转换矩阵，为瞬时真赤道地心系到准地固坐标系的转换矩阵，为准地固坐标系到地固坐标系的姿态转换矩阵，为地固坐标系到惯导地平系之间的姿态转换矩阵。

以下是具体转换过程：

A、岁差修正，J2000.0地心惯性坐标系和瞬时平赤道地心坐标系MT的差异由岁差引起的，由J2000.0地心惯性坐标系到瞬时平赤道地心坐标系的转换矩阵

$R_{CIS}^{MT}=R_z(-z_A)R_y\left({\mathrm{\θ}}_A\right)R_z(-{\mathrm{\ξ}}_A)---\left(17\right)$

式中，

ξ_A＝2.650545"+2306.083227"T_u+0.2988499"T_u ²

(18)

+0.01801828"T_u ³-0.000005971"T_u ⁴-0.0000003173"T_u ⁵

θ_A＝2004.191903"T_u-0.4294934"T_u ²-0.04182264"T_u ³

(19)

-0.000007089"T_u ⁴-0.0000001274"T_u ⁵

z_A＝-2.650545"+2306.077181"T_u+1.0927348"T_u ²

(20)

+0.01826837"T_u ³-0.000028596"T_u ⁴-0.0000002904"T_u ⁵

式中T_u为地球时起算的儒略世纪数。

B、章动修正，瞬时平赤道地心系MT与瞬时真赤道地心系CT间的差异是由章动引起的，瞬时平赤道地心系MT到瞬时真赤道地心系CT的章动转换矩阵

$R_{MT}^{CT}=R_x(-{\mathrm{\ϵ}}_A-\mathrm{\Δ}\mathrm{\ϵ})R_z(-\mathrm{\Δ}\mathrm{\ψ})R_x\left({\mathrm{\ϵ}}_A\right)---\left(21\right)$

式中：Δε为交角章动，Δψ为黄经章动，ε_A为平黄赤交角，ε_A＝ε-Δε，其中ε考虑了岁差影响的黄赤交角，计算公式为：

ε＝84381.448"-46.8150"T-0.00059"T²+0.001813"T³(22)

Δψ＝-(17.1996"+0.01742"T)sinΩ+0.2062"sin2Ω

-(1.3178"+0.00016"T)sin(2F-2D+2Ω)+(23)

(0.1426"-0.00034"T)sin(l′)-(0.2274"-0.00002"T)sin(2F+2Ω)

Δε＝(9.2025"+0.00089"T)cosΩ-(0.0895"+0.0005"T)cos2Ω

+(0.5736"+0.00031"T)cos(2F-2D+2Ω)+(0.0977"-0.0005"T)cos(2F+2D)

(24)

l,l′,F,D,Ω分别为月球平近地点角、太阳平近地点角、月球平升角距、日月平角距及月球轨道升交点黄经，具体计算公式如下：

l＝134°.96340251+1717915923".2178T

(25)

+31".8792T²+0".051635T³-0.00024470T⁴

l＝357°.52910918+129596581".0481T

(26)

-0".5532T²+0".000136T³-0.00001149T⁴

F＝93°.27209062+1739527262".8478T

(27)

-12".7512T²-0".051635T³+0".00000417T⁴

D＝297°.85019547+1602961601".2090T

(28)

-6".3706T²+0".006593T³-0".00003169T⁴

Ω＝125°.04455501-6962890".5431T

(29)

+7".4722T²+0".007702T³-0".00005939T⁴

C、自转修正，瞬时真赤道地心坐标系CT与准地固坐标系ET间的差异由地球自转引起的，瞬时真赤道地心坐标系到准地固坐标系的地球自转转换矩阵

$R_{CT}^{ET}=R_z\left(GAST\right)---\left(30\right)$

式中GAST为格林尼治真恒星时，计算公式如下：

GAST＝6^h41^m50^s.54841+8640184^s.812866T_u+0^s093104T_u ²-6^s.2×10^-6T_u ²(31)

GAST＝GMST+Δψcosε(32)

D、极移修正，准地固坐标系ET与地固坐标系CTS的差异为极移，准地固坐标系到地固坐标系CTS的极移矩阵

$R_{CT}^{ET}=R_x(-y_p)R_y(-x_p)---\left(33\right)$

通常，极移用常值x_p＝y_p＝0.4"计算。

E、船位修正，地固坐标系CTS与惯导地平系DP的差异是由地理位置和垂线偏差引起的，地固坐标系CTS到惯导地平系的极移矩阵

式中，为测站天文经度与纬度，(η₀,ε₀)为测站垂线偏差，反映了测量站天文坐标与大地坐标系间的偏差，其中η₀为垂线偏差在卯酉圈上的分量，ε₀为测量站的高程异常。

测量天文坐标与地心大地坐标系(L_on,L_at,H)间的转换关系：

实际工程中，可用测量站大地经纬度代替天文经纬度进行变换，即：

$R_{CTS}^{DP}=R_y(-\mathrm{\π}/2)R_x\left(L_{at}\right)R_x(L_{on}-\mathrm{\π}/2)---\left(36\right)$

由观测矢量V_DPi计算惯导地平系下的视场内各恒星方位角A_DPi、俯仰角E_DPi。图4中对所述的地平系俯仰角E_DPi逐个进行蒙气差修正得到E′_DPi：

E′_DPi＝E_DPi-ρ_i(37)

式中，E′_DPi为修正后的地平俯仰角，ρ_i为各恒星对应的蒙气差。

以下是蒙气差的计算方法：

A、当14°≤E_DPi≤45°时，蒙气差ρ_i采用中国天文年历中蒙气差模型：

ρ_i＝(1+α_tA_t+B)ρ₀(38)

式中，ρ₀可直接利用下式计算：

ρ₀＝60.0972468"tanZ++0.0109332tan²Z

(39)

-0.0729002tan³Z+0.0018327tan⁴Z-0.0000107tan⁵Z

其中Z为天顶距，Z＝90°-E_DPi。α_t为气温变差乘数修订系数，可由下式计算：

α_t＝1.0-0.0072027tanZ+0.0133651tan²Z

(40)

-0.0073417tan³Z+0.0018700tan⁴Z-0.0001700tan⁵Z

A_t为气温变差乘数，与温度t有关；B为气压变差乘数，与测量站附近气压P有关：

$A_t=\frac{-0.00383\×t}{1+0.00367\×t},B=\frac{P}{1013.2472}-1---\left(41\right)$

B、当E_DPi＞45°时，仍采用中国天文年历中蒙气差模型，其中α_t＝1。

C、当5°≤E_DPi≤14°时，蒙气差ρ_i采用Polkovo蒙气差模型：

${\mathrm{\ρ}}_i=\frac{P}{1013.25}\×\frac{273.15}{273.15+t}{\mathrm{\ρ}}_0---\left(42\right)$

式中，ρ₀可直接利用下式计算：

ρ₀＝60.2293"tanZ-0.06560"tan³Z

(43)

+0.00016113"tan⁵Z-2.87"×tan⁷Z

将E′_DPi作为修正后地平系俯仰角，重构各恒星地平系参考矢量V′_DPi：

V′_DPi＝[cosA_DPicosE′_DPisinA_DPicosE′_DPisinE′_DPi]^T(44)

采用Quest-Newton法计算惯导地平系下星敏感器姿态矩阵所述星敏感器的安装矩阵为星敏感器坐标系到惯导地平系下的转换矩阵：

$W_i=R_{DP}^s{V}_{DPi}^{\′}---\left(45\right)$

四、计算船载星敏感器安装矩阵解算安装角：

$R_s^b=R_0{\left(R_{DP}^s\right)}^{-1}$

则由安装矩阵解算等效安装角：

$\left\{\begin{array}{c}A=ta{n}^{-1}(R_s^b\left(3,1\right)/R_s^b\left(1,1\right))\\ E={\sin }^{-1}\left(R_s^b\left(2,1\right)\right)\\ \mathrm{\γ}=ta{n}^{-1}(R_s^b\left(2,3\right)/R_s^b\left(2,2\right))\end{array}\right.---\left(46\right)$

式中，A、E和γ分别为安装方位角、俯仰角和滚动角。

为提高解算精度，采用多次测量计算安装矩阵，求解安装角，统计求平均值，能有效剔除解算结果中的奇异值，提高安装角标定精度。

本实施方式的验证方法：由于星敏感器安装角的真值无法获取，利用已标定的安装角再拍星进行船体姿态解算，并与船体姿态真值进行比较，再验证本方法的精度，其中船体姿态真值通过公式(7)计算得到。

经过试验验证，采用本实施方式提出的方法方位角、俯仰角标定精度均优于10″。

Claims (4)

1.船载高精度星敏感器安装角标定方法，其特征是，该方法由以下步骤实现：

步骤一、在船载雷达设备基座安装星敏感器SS1；

步骤二、船进坞坐墩时，船载标校经纬仪标定零位差和照准差，所述星敏感器SS1标定主点、焦距以及光学畸变参数；船载标校经纬仪通过测星或瞄方位标的方法确定测量船航向角K₀，采用高精度水平仪标定全船水平基准纵摇角ψ₀、横摇角θ₀，获得惯导地平系到甲板坐标系转换矩阵R₀；

步骤三、星敏感器SS1拍摄星图，通过星图提取和星图识别获取i颗恒星的观测矢量W_i和参考矢量分别V_i，对所述参考矢量V_i经岁差、章动、极移、地球自转的变换后转换到惯导地平系参考矢量V_DPi，由所述惯导地平系参考矢量V_DPi计算视场内i颗恒星在惯导地平系下的方位角A_DPi和俯仰角E_DPi，对所述惯导地平系下的俯仰角E_DPi逐个进行蒙气差修正，获得修正后的俯仰角E'_DPi，重构i颗恒星惯导地平系参考矢量，获得重构后的参考矢量V'_DPi，计算惯导地平系下星敏感器姿态矩阵所述星敏感器姿态矩阵为星敏感器坐标系到惯导地平系下的转换矩阵，用公式表示为：

$W_i=R_{DP}^s{V}_{DPi}^{\′}$

式中，s为星敏感器坐标系，DP为惯导地平系，i为正整数且i≤n，n为视场内已识别恒星数目；

步骤四、计算船载星敏感器安装矩阵解算安装角：

$R_s^b=R_0{\left(R_{DP}^s\right)}^{-1}$

则由安装矩阵解算等效安装角：

$\left\{\begin{array}{c}A={\tan }^{-1}\left(R_s^b\right(3,1)/R_s^b(1,1))\\ E={\sin }^{-1}\left(R_s^b\right(2,1))\\ \mathrm{\γ}={\tan }^{-1}\left(R_s^b\right(2,3)/R_s^b(2,2))\end{array}\right.$

式中，b为甲板坐标系，A、E和γ分别为安装方位角、俯仰角和滚动角。

2.根据权利要求1所述的船载高精度星敏感器安装角标定方法，其特征在于，步骤二中，星敏感器SS1拍摄星图，通过星图提取和星图识别获取i颗恒星的观测矢量和参考矢量分别为W_i和V_i，具体过程为：

定义船载星敏感器像空间坐标系为O_s-X_sY_sZ_s，坐标原点O_s为投影中心，定义X_s沿光轴方向指向观测目标，Y_s轴平行于像平面坐标系Y轴，沿图像传感器场扫描方向向上，Z_s轴与X_s轴和Y_s轴成右手定则，沿图像传感器行扫描方向向右；所述星敏感器主点在星敏感器像空间坐标系中定义为(z₀,y₀)；i颗观测星在星敏感器坐标系下的观测矢量为W_i，用公式表示为：

$W_i=\frac{{\[f_0-(y_i-y_0)D(z_i-z_0)D\]}^T}{\sqrt{f_0^2+{(y_i-y_0)}^2{D}^2+{(z_i-z_0)}^2{D}^2}}$

式中，f₀为星敏感器焦距，(z₀,y₀)为图像传感器的主点位置，图像传感器像元尺寸为D，(z_i,y_i)为i颗恒星的像点坐标，经畸变二次拟合校正后为(z′_i,y′_i)，校正后的观测矢量为W′_i，用公式表示为：

${W^{\′}}_i=\frac{{\[f_0-(y_i^{\′}-y_0)D(z_i^{\′}-z_0)D\]}^T}{\sqrt{f_0^2+{(y_i^{\′}-y_0)}^2{D}^2+{(z_i^{\′}-z_0)}^2{D}^2}}$

所述i颗恒星的参考矢量V_i，用公式表示为：

$V_i=\left[\begin{array}{c}cos{\mathrm{\α}}_{i}cos{\mathrm{\β}}_i\\ {\mathrm{sin\α}}_i{\mathrm{cos\β}}_i\\ {\mathrm{sin\β}}_i\end{array}\right]$

式中，i颗恒星的赤经、赤纬为(α_i,β_i)。

对所述i颗恒星的参考矢量V_i经岁差、章动、极移、地球自转的变换转换到惯导地平系V_DPi：

$V_{DPi}=R_{CIS}^{DP}{V}_i$

式中，为地心惯性系到惯导地平系姿态转换矩阵。

3.根据权利要求2所述的船载高精度星敏感器安装角标定方法，其特征在于，地心惯性系到惯导地平系姿态转换矩阵用公式表示为：

$R_{CIS}^{DP}=R_{CTS}^{DP}{R}_{ET}^{CTS}{R}_{CT}^{ET}{R}_{MT}^{CT}{R}_{CIS}^{MT}$

式中，为地心惯性坐标系到瞬时平赤道地心系之间的转换矩阵，CIS为地心惯性坐标系，MT为瞬时平赤道地心系；为瞬时平赤道地心到瞬时真赤道地心系的转换矩阵，CT为瞬时真赤道地心系；为瞬时真赤道地心系到准地固坐标系的转换矩阵，ET为准地固坐标系；为准地固坐标系到地固坐标系的姿态转换矩阵，CTS为地固坐标系；为地固坐标系到惯导地平系之间的姿态转换矩阵。

4.根据权利要求1所述的船载高精度星敏感器安装角标定方法，其特征在于，步骤三中，采用Quest-Newton方法计算惯导地平系下星敏感器姿态矩阵