专利名称：基于ccd星敏感器的对准方法
技术领域：
本发明涉及的是一种对准方法，特别是涉及一种导航设备的对准技术。
背景技术：
星敏感器仅通过星图信息的处理就能提供控制所需的各种姿态数据；不再需要任 何先验信息，也不再需要其它姿态敏感器的支持和其他数据处理，直接输出相对于惯性空 间的姿态信息；具有功耗低、重量轻、体积小、无累积误差等优点。常用的利用惯导系统进行对准，对准时间长。不能满足快速、稳定的对准要求。

发明内容
本发明的目的在于提供一种能够有效提高导航设备对准速度和精度的基于CCD 星敏感器的对准方法。本发明的目的是这样实现的主要包括下列步骤(1)采集C⑶星敏感器的输出C⑶星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即i系之 间的姿态信息；(2)采集提供当地位置信息的设备信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标 系即n系的转换矩阵Ce”，所述位置信息包括经度和纬度；(3)求解地球坐标系即e系相对于i系之间的转换矩阵Cf ；(4)通过⑴、⑵、(3)所给出的信息，解算得到姿态矩阵，解算出姿态信息。本发明的方法具有以下优点本方法是一种依靠误差不随着时间的推移而发散的姿态传感器进行的初始对准， 各类误差源确定，误差值不变，短时间内可以达到稳定的对准结果。对本发明的有益效果说明如下Matlab 仿真(1)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126. 6705° ；载体真实姿态角V = 0°，0 = 5°，Y = 5° ；其中￥，0 , y分别表示航向 角、纵摇角和横摇角；赤道半径:Re= 6378393. 0m ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7. 2921158e-5 ；CCD星敏感器的误差n = 0. 0028° ；常数Ji= 3. 1415926 ；仿真时间t = 1小时；采样频率:Hn= 0. 1 ；利用发明所述方法得到两个水平角的对准误差如图1所示；纵摇角的对准误差为
39. 9338角秒；横摇角的对准误差为6. 1751角秒。(2)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光 纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验捷联航姿系统处于静止状态；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126. 6705° ；载体真实姿态角Ψ = 0°，θ = 5°，γ = 5° ；其中Ψ，θ，y分别表示航向 角、纵摇角和横摇角；赤道半径Re= 6378393. Om ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7· 2921158e-5 ；加速度计零偏0米/秒方；陀螺仪常值漂移0度/小时；CCD星敏感器的误差η = 0. 0028° ；常数Ji= 3. 1415926 ；仿真时间t = 3小时；采样频率Hn= 0. 1 ；利用发明所述方法得到定位误差如图2所示；如果不存在加速度零偏和陀螺漂 移，存在CCD星敏感器误差的情况下，3小时的定位精度大约为0. 2海里，并且随时间的推移 在成周期性振荡。(3)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光 纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验捷联航姿系统处于静止状态；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126. 6705° ；载体真实姿态角Ψ = 0°，θ = 5°，γ = 5° ；其中Ψ，θ，y分别表示航向 角、纵摇角和横摇角；赤道半径=Re= 6378393. Om ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7· 2921158e-5 ；加速度计零偏0米/秒方；陀螺仪常值漂移0. 01度/小时；CCD星敏感器的误差η = 0. 0028° ；常数Ji= 3. 1415926 ；仿真时间t = 3小时；采样频率Hn= 0. 1 ；利用发明所述方法得到定位误差如图3所示；如果不存在加速度零偏，存在CCD星 敏感器误差和陀螺漂移的情况下，3小时的定位精度大约为0. 24海里，并且随时间的推移 在成周期性振荡。(4)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光 纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验
4
捷联航姿系统处于静止状态载体初始位置北纬45. 7796°，东经126.6705° ；载体真实姿态角Ψ = 0°，θ = 5°，γ = 5° ；其中Ψ，θ，y分别表示航向 角、纵摇角和横摇角；赤道半径Re= 6378393. Om ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7· 2921158e-5 ；加速度计零偏1 X 10_4 X gQ米/秒方；陀螺仪常值漂移0度/小时；CCD星敏感器的误差η = 0. 0028° ；常数Ji= 3. 1415926 ；仿真时间t = 3小时；采样频率Hn= 0. 1 ；利用发明所述方法得到定位误差如图4所示；如果不存在陀螺漂移，存在CCD星敏 感器误差和加速度计零偏的情况下，3小时的定位精度大约为0. 78海里，并且随时间的推 移在成周期性振荡。(5)在以下的仿真条件下，利用该方法获得初始对准信息，将其信息传递给捷联光 纤航姿系统，利用捷联惯性天文导航算法进行导航定位，对该描述进行仿真实验捷联航姿系统处于静止状态；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126.6705° ；载体真实姿态角Ψ = 0°，θ = 5°，γ = 5° ；其中Ψ，θ，y分别表示航向 角、纵摇角和横摇角；赤道半径=Re= 6378393. Om ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7· 2921158e-5 ；加速度计零偏1 X IO-4Xg0米/秒方；陀螺仪常值漂移0. 01度/小时；CCD星敏感器的误差η = 0. 0028° ；常数Ji= 3. 1415926 ；仿真时间t = 3小时；采样频率Hn= 0. 1 ；利用发明所述方法得到定位误差如图5所示；如果不存在陀螺漂移，存在CCD星敏 感器误差和加速度计零偏的情况下，3小时的定位精度大约为0. 8海里，并且随时间的推移 在成周期性振荡。


图1为利用Matlab仿真得到的对准误差曲线图；图2为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；图3为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图4为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；图5为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；图6为发明的步骤流程框图。
具体实施例方式下面结合附图举例对本发明做更详细地描述结合图6。(1)采集C⑶星敏感器的输出C⑶星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系(i系天 球坐标系)之间的姿态信息C,，i系与船舶载体坐标系(b系)之间的转换矩阵Chl =CbsCsi (1)其中为CXD星敏感器坐标系(S系)与b系之间的转换矩阵，它可以在导航设 备装船时通过光学瞄准精确获得；将天球坐标系O-UVW按照先绕W轴逆时针转w角，得到O-U1V1W1坐标系，再绕U1逆 时针转U角，使W1轴与Zs重合，得到O-U2V2W2坐标系，最后再绕W2轴逆时针旋转V角，得到 Os-UsVsWs 坐标系。
cos w cos ν-sin w sin ν cos μ sin w cos ν + cos w sin ν cos u sin ν sin ω C- = - cos wsin ν-sin wcos vcos μ -sinwsinv + coswcosvcosw cos ν sin w sin w sin μ- cos w sin μcosw
XJ' 2 (2)采集当地位置信息(经度和纬度)，可以得到地球坐标系(e系)相对于导航 坐标系(η系)的转换矩阵C；”； C"=
一 sin 义 -sin彡 cos Λ
cos A 0 -sin 彡 sin A cos 彡
cos ^ cos A cos ^ sin Λ sin (3)求解地球坐标系(e系)相对于i系之间的转换矩阵C/ cos(Aj+wie -t) SmiAj^-Wie -t) 0 C-=
Z-S
4
-sin(yiy+wie -t) cos(Aj+wie -t) 0 0 0 1_wie为地球自转角速度，t是世界标准时间系统提供的具体时间，Aj是初始位置(经 度和纬度)与春分点之间的夹角。Cbi^CbnCnJCei (5)在(5)中，々由(3)式提供，C/由(4)计算可得，地球坐标系(e系)相对于导航坐 标系(η系)的转换矩阵Ce”’，通过载体所在的地理坐标所确定，由于地理精度存在着一些偏 差，如果不考虑这些误差时，则Cne'=Cne (6)通过(5)式得姿态矩阵，快速的完成了初始对准。
权利要求
一种基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是主要包括下列步骤(1)采集CCD星敏感器的输出；(2)采集提供当地位置信息的设备信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵所述位置信息包括经度和纬度；(3)求解地球坐标系即e系相对于i系之间的转换矩阵(4)通过(1)、(2)、(3)所给出的信息，解算得到姿态矩阵，解算出姿态信息。FSA00000188862700011.tif,FSA00000188862700012.tif
2.根据权利要求1所述的基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是所述采集CCD星敏 感器的输出包括(XD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即i系之间的姿态信息C/，i系与船舶载体坐标系即b系之间的转换矩阵
3.根据权利要求2所述的基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是所述转换矩阵G为
4.根据权利要求3所述的基于CCD星敏感器的对准方法，其特征是所述e系相对于i 系之间的转换矩阵C/为
全文摘要
本发明提供的是一种基于CCD星敏感器的对准方法。(1)采集CCD星敏感器的输出；(2)采集提供当地位置信息的设备信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵所述位置信息包括经度和纬度；(3)求解地球坐标系即e系相对于i系之间的转换矩阵(4)通过(1)、(2)、(3)所给出的信息，解算得到姿态矩阵，解算出姿态信息。本方法是一种依靠误差不随着时间的推移而发散的姿态传感器进行的初始对准，各类误差源确定，误差值不变，短时间内可以达到稳定的对准结果。
文档编号G01C21/16GK101943584SQ20101021533
公开日2011年1月12日 申请日期2010年7月2日 优先权日2010年7月2日
发明者于强, 付建楠, 吴晓, 周广涛, 奔粤阳, 张永刚, 张鑫, 徐博, 王秋滢, 高伟 申请人:哈尔滨工程大学