SINS辅助的星敏感器在线标定方法

发布时间：2021-02-20 22:49

　　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。 

【文章来源】：导航与控制. 2020,19(03)

【文章页数】：6 页

【文章目录】：
0 引言
1 星敏感器姿态输出
2 SINS姿态输出
3 SINS/星敏感器组合导航状态方程
4 SINS/星敏感器组合导航系统量测方程
5 仿真验证
    5.1 惯性器件参数设置
    5.2 飞行器轨道设置
    5.3 飞行器机动结果
        （1）机动角速率的影响
        （2）机动时间的影响
6 结论


【参考文献】：
期刊论文
[1]星敏感器标定方法的研究现状与发展趋势[J]. 孙高飞,张国玉,郑茹,杨孟飞,郝云彩.  长春理工大学学报(自然科学版). 2010(04)
[2]惯性/星光组合导航技术综述[J]. 谭汉清,刘垒.  飞航导弹. 2008(05)
[3]陀螺/星敏感器在轨标定算法研究[J]. 陈雪芹,耿云海.  哈尔滨工业大学学报. 2006(08)
[4]星敏感器参数标定及误差补偿[J]. 张辉,田宏,袁家虎,刘恩海.  光电工程. 2005(09)
[5]惯性敏感器与星敏感器之间在轨自主标定比较研究[J]. 刘一武.  航天控制. 2005(02)

博士论文
[1]捷联惯性/星光组合导航关键技术研究[D]. 张金亮.西北工业大学 2016



本文编号：3043460