CN105737858A - 一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置 - Google Patents
一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105737858A CN105737858A CN201610288506.6A CN201610288506A CN105737858A CN 105737858 A CN105737858 A CN 105737858A CN 201610288506 A CN201610288506 A CN 201610288506A CN 105737858 A CN105737858 A CN 105737858A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- inertial navigation
- attitude
- navigation system
- formula
- star sensor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明公开了一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置,以高动态星敏感器为数据获取手段,以恒星为测量对象,通过探测天球上的多颗恒星,并进行星点定位、星图识别和姿态解算,提供星敏感器相对于惯性参考系的姿态;然后,根据星敏感器坐标系与惯导***坐标系间的变换关系,得到惯导坐标系下的飞机姿态基准数据;最后,以此基准数据为参考,与惯导***的姿态数据进行比对,从而实现机载环境下对惯导***姿态精度的动态在线校准。
Description
技术领域
本发明属于导航姿态参数校准的技术领域,具体涉及一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置。
背景技术
惯性导航***是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航***,具有很好的隐蔽性,不受外界电磁干扰的影响。在航空领域中,它是各种飞机不可缺少的导航***,其姿态精度性能对飞机导航至关重要,因此必须对惯导***的姿态精度进行校准。与其它机载设备一样,惯性导航***必须在真实飞行条件下进行试飞,从而为新型惯性导航***的设计定型/鉴定提供技术依据,但是,长期以来,惯性导航***的试飞鉴定、特别是实际使用环境中姿态参数的校准问题尚未很好解决。
目前国内一般采用地面转台对惯导***参数进行校准,中国专利“一种POS方位精度和姿态精度的地面测试方法”(CN201010613323.X)和中国专利“一种高精度多惯导***姿态精度评定方法”(CN201210156278.9)均是在地面转台上进行,通过设定轨迹并旋转转台,以转台提供的方位角和水平姿态角信息为基准,对惯导***输出姿态参数进行精度校准。地面转台试验可以对惯导***进行高精度校准,但是,实际中飞机受到天气、气流等影响,导致惯导***工作在复杂的动态环境中,这种使用环境与实验室校准平台环境存在较大差异,从而对实验室校准结果的可信度产生影响。
星敏感器以天球惯性坐标系中的恒星为参考基准,输出载体在惯性空间中的绝对姿态信息,具有无漂移、精度高等特点,但是,当用于飞机机载设备时,飞机机动性较强,传统星敏感器由于曝光时间较长,出现成像光斑拖尾的现象,造成星点定位精度下降,严重时甚至不能输出姿态。相比于传统星敏感器,高动态星敏感器具有极高的探测灵敏度,曝光时间相对于传统星敏感器大为缩短,在实际飞行的复杂动态环境下仍然能够实现高精度姿态输出,因此本发明以高动态星敏感器输出姿态数据为基准,完成机载惯导***姿态参数的动态在线校准。
发明内容
本发明提出一种基于高动态星敏感器的惯导***姿态参数的校准方法与装置,以高动态星敏感器为数据获取手段,以恒星为测量对象,通过探测天球上的多颗恒星,并进行星点定位、星图识别和姿态解算,提供星敏感器相对于惯性参考系的姿态;然后,根据星敏感器坐标系与惯导***坐标系间的变换关系,得到惯导坐标系下的飞机姿态基准数据;最后,以此基准数据为参考,与惯导***的姿态数据进行比对,从而实现机载环境下对惯导***姿态精度的动态在线校准。
本发明采用的技术方案为:一种机载惯导***姿态参数校准装置,该校准装置包括高动态星敏感器、GPS同步授时***、数据采集器、稳压电源和固定支架,其中,固定支架用于固定安装校准装置高动态星敏感器、GPS同步授时***、数据采集器和稳压电源以及待校准的惯导***,稳压电源则为高动态星敏感器、GPS同步授时***和数据采集器以及待校准的惯导***供电,当需要校准时,将待校准的惯导***安装在固定支架上,高动态星敏感器将姿态数据及其对应时刻的脉冲信号输出到数据采集器,GPS同步授时***用于提供标准GPS时间,其中,待校准惯导***数据直接进行授时,而高动态星敏感器则需要首先对脉冲信号进行授时,然后利用脉冲信号与高动态星敏感器姿态数据一一对应的性质,间接完成对高动态星敏感器输出姿态数据的授时。
本发明还提供一种机载惯导***姿态参数校准方法,利用上述的机载惯导***姿态参数校准装置,该校准方法步骤如下:
步骤一、坐标系基准统一步骤;
将星敏感器与惯导***的相对参考***一,即建立惯性坐标系与地理坐标系的转换关系;然后,利用惯导***姿态数据与星敏感器姿态数据将二者间的常值误差矩阵解算出来;
步骤二、数据采集与校准步骤;
步骤(1)、以恒星为测量对象,通过高动态星敏感器探测天球上的多颗恒星,并进行星点定位、星图识别和姿态解算,提供星敏感器相对于惯性参考系的姿态;以步骤一得到的星敏感器坐标系与惯导***坐标系的基准统一变换关系,得到惯导坐标系下的飞机姿态基准数据;
步骤(2)、以步骤(1)得到的基准数据为参考,与惯导***的姿态数据进行比对,从而实现机载环境下对惯导***姿态精度的动态在线校准。
其中,步骤一坐标系基准统一的关键在于常值误差矩阵Bs g的解算,通过选取N个采样点,每个采样点采集M对有效数据,则共有N×M个星敏感器与惯导***的有效数据对,每对数据满足式(3),式中,表示第i个采样点的第j组惯导***相对于地理坐标系的姿态数据与星敏感器相对于地理坐标系的姿态数据组成的数据对,Bs g为待求的常值误差矩阵,
然后,采用QUEST算法求解Bs g的最佳估计值,其步骤如下:
①首先,对式(3)进行改写,其等价表达式如式(4)所示,式中,r1、r2、r3和w1、w2、w3分别表示的列向量,
进一步的,将式(4)写成列向量分量形式如式(5)所示,式中(rijk,wijk)表示第i个采样点的第j组对应姿态数据的第k个列向量分量对,
②经过上述改写后,式(3)等价为式(5),而式(5)为典型的Wahba问题,即求解Bs g的最佳估计值,等效为求解行列式为1的最优正交矩阵Bs g,使得损失函数:
最小,式中,aijk为非负系数,这里取aijk恒为1;
③最后,利用QUEST算法,求解Bs g的最优估计值:
首先,由获得的有效数据,分别计算有关中间变量,其公式如式(7)~(11)所示。
S=B+BT(9)
利用上述中间变量,可以将矩阵Bs g的最优估计问题,转化为与之等价的四元数的最优估计问题,其公式如(12)所示,式中λmax为矩阵K的最大特征值,与Bs g等价,为λmax对应的特征向量,
对式(12),在给定精度下可以利用牛顿-拉夫逊迭代法求解则由及式(7)~(10)可得,的最优估计计算过程如式(13)~(16)所示,其中,式(13)中的tr(A)、adj(A)和det(A)分别表示矩阵A的迹、伴随矩阵和行列式,
κ=tr(adj(S)),△=det(S)(13)
X=(αI+βS+S2)Z(15)
式(16)所示就是的最优估计,最后,通过四元数与旋转矩阵的转换关系,可以得到Bs g的最优估计结果如式(17)所示,
其中,步骤二数据采集与校准,由于测量原理不同,现有星敏感器的姿态数据更新率一般低于惯导***的更新率,且由于时间同步误差,星敏感器与惯导***的姿态测量时刻不能完全一致,故而无法直接应用星敏感器数据对惯导***姿态参数进行校准,而是需要利用星敏感器所获得的离散姿态真值数据点插值获得姿态真值曲线,然后利用真值曲线对惯导***姿态参数进行校准与评定。
本发明与现有技术相比的优点在于:
(1)本发明充分利用高动态星敏感器在复杂动态环境下仍然能够实现高精度姿态输出的特点,以高动态星敏感器输出姿态数据为基准,与惯导***的姿态数据进行比对,从而实现机载环境下对惯导***姿态精度的动态在线校准,提高了机载惯导***姿态参数校准的可靠性与可信度;
(2)本发明通过选取N×M个星敏感器与惯导***的有效数据对,利用QUEST算法对星敏感器与惯导***之间的常值安装误差矩阵Bs g给出最优估计值,从而提高了惯导***姿态参数校准的精度;
(3)本发明采用插值方法逼近真值曲线,完成了对惯导***姿态参数的误差大小及数据偏差情况的校准与评定,克服了星敏感器的基准姿态数据与待校准惯导***的姿态数据在时刻上不完全一致的问题。
附图说明
图1为惯导***姿态参数校准装置示意图;
图2为机载惯导***姿态参数校准方法流程示意图;
图3为各坐标系相互位置关系示意图;
图4为星敏感器与惯导***坐标系误差关系示意图;
图5为姿态参数校准实验过程示意图。
具体实施方式
下面结合附图以及具体实施方式进一步说明本发明。
图1所示是本发明提出的机载惯导***姿态参数校准装置示意图。由图1可知,整个校准装置由高动态星敏感器、GPS同步授时***、数据采集器、稳压电源和固定支架等组成,其中,固定支架用于固定安装校准装置各部件,稳压电源则为各部件供电。当需要校准时,将待校准惯导***安装在固定支架上,高动态星敏感器将姿态数据及其对应时刻的脉冲信号输出到数据采集器,GPS同步授时***用于提供标准GPS时间,其中,待校准惯导***数据直接进行授时,而高动态星敏感器则需要首先对脉冲信号进行授时,然后利用脉冲信号与高动态星敏感器姿态数据一一对应的性质,间接完成对高动态星敏感器输出姿态数据的授时。
以图1所示校准装置为基础,机载惯导***的姿态参数校准方法主要分为两个步骤,如图2所示,即坐标系基准统一阶段和数据采集与校准阶段两步:
一、坐标系基准统一
(1)各坐标系说明
各坐标系的相互关系如图3所示,为了便于描述,对各坐标系说明如下:
1)地心赤道惯性坐标系OeXiYiZi:该坐标系是惯性坐标系,其原点选取在地心,OeZi轴指向地轴方向,OeXi轴与OeYi轴位于赤道平面内,OeXi轴指向春分点,且三轴构成右手坐标系,其中将2000年1月1日12时对应春分点所建立坐标系称为J2000.0惯性坐标系;
2)地球坐标系OeXeYeZe:该坐标系与地球固连,因而始终相对于地球静止,其原点为地心,OeZe轴指向地轴方向,OeXe轴与OeYe轴位于赤道平面内,OeXe轴指向格林威治子午线方向,且三轴构成右手坐标系;
3)地理坐标系OXtYtZt:该坐标系与当地地理经纬度有关,其原点位于载体所处的地球表面,通常选择该坐标系作为导航坐标系,又根据坐标轴定义的不同,可以分为东北天坐标系、北东地坐标系、北西天坐标系等,本发明选取北东地导航坐标系;
4)载体坐标系OXbYbZb:该坐标系与飞机载体固连,通常取载体重心为原点,OXb轴沿机身向前,OZb轴竖直向上,OYb轴由右手坐标系确定;
5)星敏感器坐标系OXsYsZs:该坐标系的原点为星敏感器光学镜头投影中心,OXs轴、OYs轴与感光面两边平行,OZb轴为沿视轴向外方向,三轴由右手坐标系确定;
6)惯导***坐标系OXgYgZg:该坐标系为惯导***自身坐标系,三轴方向与三个陀螺旋转方向一致,且构成右手坐标系。
(2)相对参考系转换
实际工作中,星敏感器输出姿态数据为星敏感器坐标系OXsYsZs相对于J2000.0惯性坐标系OeXiYiZi的姿态数据,用姿态矩阵Qi s表示;而惯导***输出姿态数据则为惯导***坐标系OXgYgZg相对于地理坐标系OXtYtZt的姿态数据,用姿态矩阵Qt g表示,显然,星敏感器与惯导***的相对参考系不同。因此,为了使用高动态星敏感器完成对惯导***姿态数据的精度校准与评定,首先需要将星敏感器与惯导***的相对参考***一,即建立惯性坐标系OeXiYiZi与地理坐标系OXtYtZt的转换关系。如图3所示,可以利用地球坐标系OeXeYeZe为过渡坐标系,建立惯性坐标系OeXiYiZi与地理坐标系OXtYtZt的转换关系,有关转换方法在中国专利“一种基于星敏感器确定载体相对于地理坐标系姿态的方法”(CN201110343373.5)中有详细推导。若按照上述专利所提方法求得从惯性坐标系OeXiYiZi到地球坐标系OeXeYeZe的旋转矩阵为Ti e,由地球坐标系到北东地地理坐标系的转换矩阵为Te t,则将星敏感器输出姿态矩阵Qi s转换到地理坐标系下,即星敏感器坐标系相对于地理坐标系的姿态矩阵Qt s如式(1)所示。
由式(1)可知,变换后星敏感器的姿态数据Qt s与惯导***的姿态数据Qt g均相对于地理坐标系,即通过上述坐标系变换,可以将星敏感器与惯导***的相对参考系加以统一。
(3)初始安装误差矩阵求解
当星敏感器与惯导***的相对参考***一后,理论上可以利用星敏感器姿态数据对惯导***数据进行校准与评定。但是实际中,由于安装误差的存在,如图4所示,星敏感器坐标系与惯导坐标系不完全一致,若采用欧拉角表示,则二者的安装误差为(Φx,Φy,Φz),若采用矩阵表示,则二者的安装误差为Bs g。为了便于统一计算,采用矩阵表示方式,即采用Bs g表示从星敏感器坐标系旋转至惯导***坐标系的安装误差矩阵。
由图1可知,星敏感器与惯导***刚性固连在安装机构上,二者间的误差矩阵Bs g为常值偏差矩阵。同时,考虑到惯导***虽然存在长期漂移,但其短时精度很高,因此静态下、短时间内,利用惯导***姿态数据与星敏感器姿态数据能够将Bs g解算出来,由旋转关系,可以得到Bs g的表达式如式(2)所示。
实际中,为了提高Bs g的估计精度,选取N个采样点,每个采样点采集M对有效数据,则共有N×M个星敏感器与惯导***的有效数据对,每对数据满足式(3),式中,表示第i个采样点的第j组对应姿态数据对,Bs g为待求的安装误差矩阵。
本发明采用QUEST算法求解Bs g的最佳估计值,其步骤如下:
①首先,对式(3)进行改写,其等价表达式如式(4)所示,式中,r1、r2、r3和w1、w2、w3分别表示的列向量。
进一步的,将式(4)写成列向量分量形式如式(5)所示,式中(rijk,wijk)表示第i个采样点的第j组对应姿态数据的第k个列向量分量对。
②经过上述改写后,式(3)等价为式(5),而式(5)为典型的Wahba问题,即求解Bs g的最佳估计值,等效为求解行列式为1的最优正交矩阵Bs g,使得损失函数:
最小,式中,aijk为非负系数,这里取aijk恒为1。
③最后,利用QUEST算法,求解Bs g的最优估计值。有关QUEST算法的理论推导这里不再展开,仅给出其计算过程及结果如下:
首先,由获得的有效数据,分别计算有关中间变量,其公式如式(7)~(11)所示。
S=B+BT(9)
利用上述中间变量,可以将矩阵Bs g的最优估计问题,转化为与之等价的四元数的最优估计问题,其公式如(12)所示,式中λmax为矩阵K的最大特征值,与Bs g等价,为λmax对应的特征向量。
对式(12),在给定精度下可以利用牛顿-拉夫逊迭代法求解则由及式(7)~(10)可得,的最优估计计算过程如式(13)~(16)所示,其中,式(13)中的tr(A)、adj(A)和det(A)分别表示矩阵A的迹、伴随矩阵和行列式。
κ=tr(adj(S)),△=det(S)(13)
X=(αI+βS+S2)Z(15)
式(16)所示就是的最优估计,最后,通过四元数与旋转矩阵的转换关系,可以得到Bs g的最优估计结果如式(17)所示。
以上就是初始安装误差矩阵Bs g的求解过程,需要注意的是,该步骤在整个校准与评定过程中仅需完成一次,即校准与评定前利用上述方法求解后,星敏感器与惯导***的安装误差保持不变,因此前述求解得到的对于后续校准与评定过程完全适用。
二、数据采集与校准
(1)姿态数据采集
为了实现惯导***的姿态参数校准,首先需要进行数据采集实验,然后再对实验获得的数据进行校准与评定,而整个惯导***的姿态数据采集实验过程如图5所示。由图5可知,整个惯导***的姿态参数校准实验在飞机载体上完成,因此,飞机载体的飞行方案设计至关重要,在飞机具备的机动能力内需要尽可能充分的验证惯导***的动态性能,同时整个实验应当进行足够长时间,从而考察惯导***的漂移特性。
(2)姿态数据处理与校准
当惯导***姿态数据采集实验完成后,需要对实验数据进行校准与评定。如前所述,经过坐标系基准统一后,星敏感器输出姿态数据Qi s能够转换为惯导***坐标系下的基准姿态数据Qt g (s_cal),而由式(1)、式(17)可得,该基准姿态数据如式(18)所示,因此,可以利用基准数据Qt g (s_cal)完成对惯导实际输出姿态数据Qt g的精度校准与评定。
实际应用中,姿态矩阵虽然表征了坐标系的旋转关系,具有明确的物理意义,但是姿态矩阵的9个参数(其中3个为独立参数)不具备任何物理意义,因此,姿态矩阵数据不便于直接进行校准与评定。为此,本发明采用与姿态矩阵等价的三轴欧拉角来进行校准与评定,三轴欧拉角为角度量,其表征了坐标系三次旋转的转换关系,具有明确的物理意义,本发明定义欧拉角分别为偏航角、俯仰角和滚转角。
设由星敏感器得到的惯导***基准姿态欧拉角为该基准值作为惯导***的姿态真值,若惯导***测量得到的姿态欧拉角为则惯导***的绝对测量误差、相对测量误差如式(19)、(20)所示。
但是,由于测量原理不同,现有星敏感器的姿态数据更新率一般低于惯导***的更新率,且由于时间同步误差,星敏感器与惯导***的姿态测量时刻不能完全一致,因此,无法直接应用式(19)、(20)对惯导***姿态测量误差进行计算。为此,需要利用星敏感器所获得的离散姿态真值数据点插值获得姿态真值曲线,然后利用真值曲线对惯导***姿态参数进行校准与评定。
由于实际飞机载体的姿态连续变化,因此,选用分段三次样条插值方法逼近真值曲线作为较佳实施例,若实验中,星敏感器共采样获得L+1个数据点,则以偏航角数据点(j=0,1,2,…,L)为例,构造分段三次样条函数:
满足条件:
①Φs(t)在每个小区间[tj,tj+1]上为三次多项式;
②Φs"(t)在整个区间[t0,tL]上连续;
③
④Φs"(t0)=Φs"(tL)=0。
则所构造函数Φs(t)为偏航角真值曲线,同理构造获得Θs(t)、Γs(t)分别为俯仰角θs、滚转角γs的真值曲线,此时应用式(19)、(20)即可对惯导***姿态测量误差进行计算,同时,还可以对数据标准差进行计算,如式(22)所示,式中,惯导***共有K+1个测量数据点。
式(19)、(20)和(22)即为惯导***的误差大小及数据偏差情况的校准与评定公式。
以上就是本发明基于高动态星敏感器的机载惯导***姿态参数校准方法与装置的技术内容和方案。需要注意的是,以上所述,仅为本发明的较佳实施例而已,并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和范围之内所作的任何修改、等同替换和改进等,均包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种机载惯导***姿态参数校准装置,其特征在于:该校准装置包括高动态星敏感器、GPS同步授时***、数据采集器、稳压电源和固定支架,其中,固定支架用于固定安装校准装置高动态星敏感器、GPS同步授时***、数据采集器和稳压电源以及待校准的惯导***,稳压电源则为高动态星敏感器、GPS同步授时***和数据采集器以及待校准的惯导***供电,当需要校准时,将待校准的惯导***安装在固定支架上,高动态星敏感器将姿态数据及其对应时刻的脉冲信号输出到数据采集器,GPS同步授时***用于提供标准GPS时间,其中,待校准惯导***数据直接进行授时,而高动态星敏感器则需要首先对脉冲信号进行授时,然后利用脉冲信号与高动态星敏感器姿态数据一一对应的性质,间接完成对高动态星敏感器输出姿态数据的授时。
2.一种机载惯导***姿态参数校准方法,利用权利要求1所述的机载惯导***姿态参数校准装置,其特征在于:该校准方法步骤如下:
步骤一、坐标系基准统一步骤;
将星敏感器与惯导***的相对参考***一,即建立惯性坐标系与地理坐标系的转换关系;然后,利用惯导***姿态数据与星敏感器姿态数据将二者间的常值误差矩阵解算出来;
步骤二、数据采集与校准步骤;
步骤(1)、以恒星为测量对象,通过高动态星敏感器探测天球上的多颗恒星,并进行星点定位、星图识别和姿态解算,提供星敏感器相对于惯性参考系的姿态;以步骤一得到的星敏感器坐标系与惯导***坐标系的基准统一变换关系,得到惯导坐标系下的飞机姿态基准数据;
步骤(2)、以步骤(1)得到的基准数据为参考,与惯导***的姿态数据进行比对,从而实现机载环境下对惯导***姿态精度的动态在线校准。
3.根据权利要求2所述的一种机载惯导***姿态参数校准方法,其特征在于:步骤一坐标系基准统一的关键在于常值误差矩阵Bs g的解算,通过选取N个采样点,每个采样点采集M对有效数据,则共有N×M个星敏感器与惯导***的有效数据对,每对数据满足式(3),式中,表示第i个采样点的第j组惯导***相对于地理坐标系的姿态数据与星敏感器相对于地理坐标系的姿态数据组成的数据对,Bs g为待求的常值误差矩阵,
然后,采用QUEST算法求解Bs g的最佳估计值,其步骤如下:
①首先,对式(3)进行改写,其等价表达式如式(4)所示,式中,r1、r2、r3和w1、w2、w3分别表示的列向量,
进一步的,将式(4)写成列向量分量形式如式(5)所示,式中(rijk,wijk)表示第i个采样点的第j组对应姿态数据的第k个列向量分量对,
②经过上述改写后,式(3)等价为式(5),而式(5)为典型的Wahba问题,即求解Bs g的最佳估计值,等效为求解行列式为1的最优正交矩阵Bs g,使得损失函数:
最小,式中,aijk为非负系数,这里取aijk恒为1;
③最后,利用QUEST算法,求解Bs g的最优估计值:
首先,由获得的有效数据,分别计算有关中间变量,其公式如式(7)~(11)所示:
S=B+BT(9)
利用上述中间变量,可以将矩阵Bs g的最优估计问题,转化为与之等价的四元数的最优估计问题,其公式如(12)所示,式中λmax为矩阵K的最大特征值,与Bs g等价,为λmax对应的特征向量,
对式(12),在给定精度下可以利用牛顿-拉夫逊迭代法求解则由及式(7)~(10)可得,的最优估计计算过程如式(13)~(16)所示,其中,式(13)中的tr(A)、adj(A)和det(A)分别表示矩阵A的迹、伴随矩阵和行列式,
κ=tr(adj(S)),Δ=det(S)(13)
X=(αI+βS+S2)Z(15)
式(16)所示就是的最优估计,最后,通过四元数与旋转矩阵的转换关系,可以得到Bs g的最优估计结果如式(17)所示,
4.根据权利要求2所述的一种机载惯导***姿态参数校准方法,其特征在于:步骤二数据采集与校准,由于测量原理不同,现有星敏感器的姿态数据更新率一般低于惯导***的更新率,且由于时间同步误差,星敏感器与惯导***的姿态测量时刻不能完全一致,故而无法直接应用星敏感器数据对惯导***姿态参数进行校准,而是需要利用星敏感器所获得的离散姿态真值数据点插值获得姿态真值曲线,然后利用真值曲线对惯导***姿态参数进行校准与评定。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610288506.6A CN105737858B (zh) | 2016-05-04 | 2016-05-04 | 一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610288506.6A CN105737858B (zh) | 2016-05-04 | 2016-05-04 | 一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN105737858A true CN105737858A (zh) | 2016-07-06 |
CN105737858B CN105737858B (zh) | 2018-06-08 |
Family
ID=56288794
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201610288506.6A Active CN105737858B (zh) | 2016-05-04 | 2016-05-04 | 一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN105737858B (zh) |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106568464A (zh) * | 2016-11-14 | 2017-04-19 | 北京航天自动控制研究所 | 一种多惯组间安装基准自标定方法 |
CN107449444A (zh) * | 2017-07-17 | 2017-12-08 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种多星图姿态关联的星敏感器内参数标定方法及其装置 |
CN107677295A (zh) * | 2017-11-22 | 2018-02-09 | 马玉华 | 一种飞行器惯性导航***误差校准***和方法 |
CN107976169A (zh) * | 2017-11-08 | 2018-05-01 | 中国人民解放军63686部队 | 一种基于恒星观测的船载惯导姿态角时序检测方法 |
CN108007463A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-05-08 | 天津聚飞创新科技有限公司 | 无人机姿态获取方法、装置及无人机 |
CN110296719A (zh) * | 2019-08-07 | 2019-10-01 | 中南大学 | 一种在轨标定方法 |
CN110715673A (zh) * | 2019-11-08 | 2020-01-21 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种光电稳定平台零位自动标校***及方法 |
CN110907978A (zh) * | 2018-09-14 | 2020-03-24 | 千寻位置网络有限公司 | 云端在线优化惯导参数的方法及装置 |
CN110986925A (zh) * | 2019-12-02 | 2020-04-10 | 北京自动化控制设备研究所 | 初始姿态最优估计方法 |
CN111238529A (zh) * | 2018-11-28 | 2020-06-05 | 北京航天计量测试技术研究所 | 一种基于星光测量的姿态测量仪精度校准装置及方法 |
CN112665614A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-04-16 | 中电科航空电子有限公司 | 一种机载宽带卫通设备惯导参考校准方法及相关组件 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102306160A (zh) * | 2011-07-20 | 2012-01-04 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种提高立体测绘相机图像定位精度的辅助数据处理方法 |
CN102426017A (zh) * | 2011-11-03 | 2012-04-25 | 北京航空航天大学 | 一种基于星敏感器确定载体相对于地理坐标系姿态的方法 |
CN102998690A (zh) * | 2012-11-26 | 2013-03-27 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于gps载波双差方程的姿态角直接求解方法 |
CN103487051A (zh) * | 2013-10-10 | 2014-01-01 | 北京控制工程研究所 | 卫星控制***获得星敏感器数据产生时间的方法 |
-
2016
- 2016-05-04 CN CN201610288506.6A patent/CN105737858B/zh active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102306160A (zh) * | 2011-07-20 | 2012-01-04 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种提高立体测绘相机图像定位精度的辅助数据处理方法 |
CN102426017A (zh) * | 2011-11-03 | 2012-04-25 | 北京航空航天大学 | 一种基于星敏感器确定载体相对于地理坐标系姿态的方法 |
CN102998690A (zh) * | 2012-11-26 | 2013-03-27 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于gps载波双差方程的姿态角直接求解方法 |
CN103487051A (zh) * | 2013-10-10 | 2014-01-01 | 北京控制工程研究所 | 卫星控制***获得星敏感器数据产生时间的方法 |
Cited By (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106568464A (zh) * | 2016-11-14 | 2017-04-19 | 北京航天自动控制研究所 | 一种多惯组间安装基准自标定方法 |
CN106568464B (zh) * | 2016-11-14 | 2019-06-18 | 北京航天自动控制研究所 | 一种多惯组间安装基准自标定方法 |
CN107449444A (zh) * | 2017-07-17 | 2017-12-08 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种多星图姿态关联的星敏感器内参数标定方法及其装置 |
CN107449444B (zh) * | 2017-07-17 | 2020-04-10 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种多星图姿态关联的星敏感器内参数标定方法 |
CN107976169A (zh) * | 2017-11-08 | 2018-05-01 | 中国人民解放军63686部队 | 一种基于恒星观测的船载惯导姿态角时序检测方法 |
CN107677295A (zh) * | 2017-11-22 | 2018-02-09 | 马玉华 | 一种飞行器惯性导航***误差校准***和方法 |
CN107677295B (zh) * | 2017-11-22 | 2023-09-26 | 马玉华 | 一种飞行器惯性导航***误差校准***和方法 |
CN108007463A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-05-08 | 天津聚飞创新科技有限公司 | 无人机姿态获取方法、装置及无人机 |
CN110907978A (zh) * | 2018-09-14 | 2020-03-24 | 千寻位置网络有限公司 | 云端在线优化惯导参数的方法及装置 |
CN110907978B (zh) * | 2018-09-14 | 2022-02-08 | 千寻位置网络有限公司 | 云端在线优化惯导参数的方法及装置 |
CN111238529A (zh) * | 2018-11-28 | 2020-06-05 | 北京航天计量测试技术研究所 | 一种基于星光测量的姿态测量仪精度校准装置及方法 |
CN111238529B (zh) * | 2018-11-28 | 2023-06-02 | 北京航天计量测试技术研究所 | 一种基于星光测量的姿态测量仪精度校准装置及方法 |
CN110296719B (zh) * | 2019-08-07 | 2020-07-14 | 中南大学 | 一种在轨标定方法 |
CN110296719A (zh) * | 2019-08-07 | 2019-10-01 | 中南大学 | 一种在轨标定方法 |
CN110715673A (zh) * | 2019-11-08 | 2020-01-21 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种光电稳定平台零位自动标校***及方法 |
CN110986925A (zh) * | 2019-12-02 | 2020-04-10 | 北京自动化控制设备研究所 | 初始姿态最优估计方法 |
CN110986925B (zh) * | 2019-12-02 | 2022-09-09 | 北京自动化控制设备研究所 | 初始姿态最优估计方法 |
CN112665614A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-04-16 | 中电科航空电子有限公司 | 一种机载宽带卫通设备惯导参考校准方法及相关组件 |
CN112665614B (zh) * | 2020-12-23 | 2022-12-06 | 中电科航空电子有限公司 | 一种机载宽带卫通设备惯导参考校准方法及相关组件 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN105737858B (zh) | 2018-06-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN105737858A (zh) | 一种机载惯导***姿态参数校准方法与装置 | |
CN109556632B (zh) | 一种基于卡尔曼滤波的ins/gnss/偏振/地磁组合导航对准方法 | |
CN101344391B (zh) | 基于全功能太阳罗盘的月球车位姿自主确定方法 | |
CN104792340B (zh) | 一种星敏感器安装误差矩阵与导航***星地联合标定与校正的方法 | |
CN108413887B (zh) | 光纤光栅辅助分布式pos的机翼形变测量方法、装置和平台 | |
CN106289246B (zh) | 一种基于位置和姿态测量***的柔性杆臂测量方法 | |
CN102607564B (zh) | 一种基于星光/地磁组合信息的小卫星自主导航***及其导航方法 | |
CN105371844B (zh) | 一种基于惯性/天文互助的惯性导航***初始化方法 | |
CN105160125B (zh) | 一种星敏感器四元数的仿真分析方法 | |
CN109556631B (zh) | 一种基于最小二乘的ins/gnss/偏振/地磁组合导航***对准方法 | |
CN104374388B (zh) | 一种基于偏振光传感器的航姿测定方法 | |
CN105068065B (zh) | 星载激光测高仪在轨检校方法及*** | |
CN104501835B (zh) | 一种面向空间应用异构imu初始对准的地面试验***及方法 | |
CN105929836B (zh) | 用于四旋翼飞行器的控制方法 | |
CN102426025B (zh) | 遥感卫星姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法 | |
CN102323571B (zh) | 综合总体参数的星载双天线sar干涉定标器布放方法 | |
CN103759729B (zh) | 采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法 | |
CN102564455B (zh) | 星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法 | |
CN103063216B (zh) | 一种基于星像坐标建模的惯性与天文组合导航方法 | |
CN106840212A (zh) | 基于地面激光光斑质心位置的星载激光在轨几何检校方法 | |
CN110220491A (zh) | 一种无人机的光学吊舱安装误差角估算方法 | |
CN105203103B (zh) | 地面航天器相对地理方位关系的实时测量方法 | |
CN107132542A (zh) | 一种基于光学和多普勒雷达的小天体软着陆自主导航方法 | |
CN102679999A (zh) | 星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法 | |
CN109084760A (zh) | 一种楼宇间导航*** |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |