考慮地球敏感器誤差的自主導航方法研究

封天明,李澗青,高長生,荊武興

(哈爾濱工業大學 航天學院,黑龍江 哈爾濱150001)

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考慮地球敏感器誤差的自主導航方法研究

封天明,李澗青,高長生,荊武興

(哈爾濱工業大學 航天學院,黑龍江 哈爾濱150001)

為減小自主導航過程中地球紅外輻射誤差及地敏安裝誤差的影響，以星敏感器和地球敏感器的測量作為導航信息，提出了一種捷聯慣導/天文信息組合的自主導航方案。針對地球大氣輻射不均勻和地球敏感器安裝誤差對確定地心矢量的不利影響，建立了地球紅外輻射亮度與等效地平高度的關系。利用這一關系，給出了對地球敏感器測量修正的函數關系以及地球敏感器安裝誤差估計方法。以恒星矢量和地心矢量的星間角距作為量測，采用批處理最小二乘方法對彈道導彈的導航信息進行了估計。仿真結果表明：通過對輻射誤差的補償可大幅提高自主導航的精度，驗證了補償方法的可行性和導航算法的有效性。研究為工程應用中修正地球紅外輻射誤差提供了一種新思路。

彈道導彈； 自主導航； 組合導航； 地球敏感器； 地球紅外輻射； 地敏安裝誤差； 紅外誤差補償； 星敏感器； 最小二乘法

0 引言

彈道導彈是一種遠程精確打擊武器，其打擊精度取決于彈上的導航和制導控制系統。早期的導航方式采用慣性導航技術(INS)，但由于慣導器件中的加速度計和陀螺儀存在漂移，導致導航精度隨飛行時間而降低，同時單純提高慣導精度也會增加整個系統的成本，因此純慣性導航技術已無法滿足彈道導彈的高精度打擊需求。隨著導航技術的發展，出現了以提高導航精度并且降低成本的組合導航技術[1]。GPS作為一種定位方式，首先被考慮用于提高彈道導彈的導航精度，雖然INS/GPS的組合模式效果較好，但受敵對環境的影響，GPS的抗干擾能力較差，因此INS/GPS組合導航技術在實戰環境中并不能實現真正的自主導航[2-3]。基于天文信息的導航技術(CNS)具精度高、抗干擾能力強和完全自主等優點，可用于與慣導技術進行互補從而實現組合導航，通過利用不同天體信息可實現不同的INS/CNS組合導航模式[4]。近年來，隨著對地磁信息建模的不斷完善，基于慣性和地磁組合的導航技術獲得了廣泛應用。該方法利用了地球磁場信息估計載體位置和姿態[5-6]。文獻[7]以磁強計測量值與地磁場模型之差作為量測量，通過混合校正卡爾曼濾波得到導航信息的最優估計。當導彈飛出大氣層后，還可采用恒星星光作為測量信息，利用星光折射與大氣密度關系可間接測量地平信息，從而實現定位導航[8-9]。此外若將恒星星光直接作為測量信息，可利用星敏感器的高精度特點對導航信息的誤差進行修正以提高導航精度[10]。文獻[11]考慮在地球敏感器測量精度較低時，將直接敏感地平與間接敏感地平結合，通過互相補償以提高組合導航的精度。

本文采用星敏感器和地球敏感器組合的天文導航系統提高慣導的導航精度。由于星敏感器屬高精度敏感器，組合導航精度取決于地球敏感器的測量與安裝精度。地球敏感器通過敏感地球大氣紅外輻射層確定載體姿態或地心，地球扁率和大氣紅外輻射強度對地球敏感器的測量結果有較大影響，同時地敏安裝誤差的存在，也會使測得的地心矢量產生誤差。目前，對地球扁率的補償已有較深入的研究[12]。一般用數值方法得到地平儀掃描角，再通過一階修正對掃描角進行補償[13]。或通過對扁率函數的分析得到解析形式的誤差數學模型，然后對姿態角進行補償[14]。但對地球大氣紅外輻射的不均勻性補償，目前的研究還較少。地球大氣輻射層受緯度、季節和大氣密度的影響，大氣輻射模型不確定性較大，很難用一種解析方法對其進行補償。文獻[15]用輻射亮度和掃描電壓的傳遞關系建立了掃描電壓與姿態誤差的關系，通過擬合方法將這種關系近似表示為二次曲線，從而實現了對姿態誤差的補償。文獻[16]認為地球敏感器的測量與輻射輪廓密切相關，用相關的大氣軟件建立了大氣輻射與等效地平高度的關系。文獻[17]根據這一關系導出了等效地平高度的誤差函數，并分別對擺式地平儀和掃描式地平儀的測量結果進行了補償。地敏安裝誤差通常會在地面進行靜態標定補償，但由于導彈飛行過程中會存在振動及其它較惡劣的力學環境，使地敏的安裝誤差在飛行過程中會發生變化，因而有必要進行地敏安裝誤差的在軌標定，從而在導彈飛行過程中不斷地進行安裝誤差的補償。

上述文獻雖然對載體的姿態進行了補償，但并未對地心矢量修正進行理論分析且缺少地敏安裝誤差的在軌標定研究。本文針對地球大氣紅外輻射不均勻性引起的導航誤差進行建模，根據球面幾何關系導出了等效地平高度與測量值的修正關系，用這一修正關系對地球敏感器的測量輸出進行補償，同時在這基礎上對地面的安裝誤差進行了在軌標定，以此進行安裝誤差的補償，從而修正地心矢量。另綜合星敏感器的測量信息，給出了一種基于慣導/星敏/地敏信息的組合導航方案，通過批處理最小二乘方法對慣導的導航信息進行了精確估計。仿真結果驗證了組合導航方案的可行性及誤差補償的有效性。

1 地球紅外輻射誤差模型

1.1 地心矢量確定

掃描式地球敏感器的掃描機構是按一定周期作圓錐運動進行掃描，其掃描視場會形成一個半錐角為γ的圓錐，如圖1所示。在測量坐標系OM-XMYMZM中：Hi，Ho分別為敏感器的掃入點和掃出點；E為地心；η為掃描軸OMYM與地垂線的夾角。

假設掃入點時刻為ti，掃出點時刻為to，掃描基準時刻為ts，則定義掃入點至基準的寬度和總弦寬分別為

(1)

式中：Ts為掃描周期。定義姿態偏差角

(2)

根據敏感器測得的掃入掃出時刻，由球面三角形的余弦定理，有

(3)

式中：

(4)

此處：hCO2為地球二氧化碳吸收層高度；R為地心至飛行器的距離；Re為地球半徑。由式(2)、(3)可求得βH，η，從而可得地心矢量在測量坐標系中的分量

(5)

這樣，由掃描式地球敏感器的測量信息即可確定采樣時刻的地心矢量。

1.2 紅外誤差模型

紅外地球敏感器敏感的是地球14～16 μm波段的輻射層亮度。若地球大氣的紅外輻射是均勻的，則敏感器探測到的地球輪廓是標準的球形，但實際上大氣輻射亮度是隨緯度和季節而變，因此當敏感器的視場掃入或掃出大氣邊緣時，輻射亮度會產生不均勻。

根據圖2的地平高度定義，輻射亮度的不均勻與地平高度HT的變化有關，因此也正是HT的變化導致了地球敏感器的測量誤差。

地球敏感器的測量誤差產生過程如圖3虛線部分所示。由圖3可知：紅外輻射誤差模型不僅需建立大氣輻射亮度L與緯度和環境的關系，而且要建立地平高度與輻射亮度的關系。L是表征輻射能量大小的物理量，即在單位波長寬度范圍內，在單位立體角、單位時間內從地表單位面積上輻射出的能量。

為建立輻射亮度與緯度及季節的定量關系，本文采用法國SODERN公司給出的地球紅外輻射模型，不同季節地球紅外輻射亮度與緯度的關系如圖4所示。

由圖4可知：在北緯地區，2月和12月，輻射亮度隨緯度升高而逐漸降低，5月和9月，則隨緯度升高而增加；在南半球情況則完全相反；從南緯20°到北緯20°區域內，輻射亮度波動較小。

為建立輻射亮度與地平高度的定量關系，用美國NASA的CORPS軟件計算并給出不同緯度的地平高度與輻射亮度關系，該軟件通過大氣溫度和壓強確定地球輻射輪廓[16]。然后根據計算值設計線性函數

HT(L)=

(6)

用式(6)近似輻射亮度與地平高度的關系。由上述近似關系，可得標準大氣高度與等效地平高度的誤差函數ΔHT=hCO2-HT(L)。

1.3 地球敏感器安裝誤差模型

地球敏感器安裝在導彈彈體上，理想狀態下地球敏感器與彈體間有一個標準的安裝姿態從而可得標準的測量坐標系OM-XMYMZM。但實際工程中，安裝并不能實現完全的準確，同時在導彈飛行過程中，外界復雜的力學環境也使實際的測量坐標系OM-XMeYMeZMe與標準測量坐標系間存在姿態誤差角θx，θy，θz，如圖5所示。

因安裝誤差角為小角度，故在實際模型建立過程中，可進行小角度線性化，得安裝誤差矩陣

(7)

由建立的安裝誤差矩陣對地面模擬測得的地心矢量進行處理，可得考慮地敏安裝誤差的地敏測量輸出。本文先估計三個安裝誤差角，再對安裝誤差進行補償。

2 地球敏感器紅外誤差補償

紅外輻射誤差的補償過程如圖6所示。由圖6可知：只要確定了地平高度與掃入掃出時刻的修正關系，就可對地球敏感器輸出的測量值進行修正。

為建立修正關系，先假設掃入點時刻的紅外輻射并不均勻，則掃入時刻的視線角

(8)

(9)

由球面三角形余弦定理可得從掃入點至地心中線的弦寬

(10)

(11)

地球敏感器掃過地球部分的總弦寬

(12)

從掃入點到基準的寬度

(13)

由根據式(10)～(13)可確定弦寬與地平高度的關系為

(14)

用修正后的HD，HS可重新計算地心矢量， 以提高導航精度。由式(9)可知：當誤差地平高度不變時，如軌道高度升高，視線角的誤差就會減少，而降低敏感器的輸出誤差。

3 考慮地球敏感器誤差的自主導航

3.1 導航原理

彈道導彈在飛出大氣層后利用星敏感器觀測兩顆導航恒星，可得兩顆恒星矢量方向S1，S2，利用地球敏感器敏感地球輪廓后得到地心矢量方向E，其導航原理如圖7所示。

(15)

上述通過觀測計算得到的兩個星光角距可作為自主導航的量測方程。結合星歷表和導彈的動力學方程及濾波算法即可實現自主導航。

3.2 恒星矢量確定

設星光在星敏感器的CCD面陣投影坐標分別為px，py，光學系統的焦距為fS，則恒星矢量在測量坐標系中的分量可表示為

(16)

星敏感器屬于高精度儀器，其精度可達角秒級，但其安裝誤差對導航精度影響較大。在發射前可對安裝位置進行標定。

3.3 基于星間角距的天文導航

自主導航算法采用批處理式的最小二乘方法，選取主動段結束時的初始位置r0、速度v0和地球敏感器安裝誤差為狀態量，有

(17)

觀測量的理論計算值可用查詢星歷表和積分動力學方程得

(18)

(19)

狀態量ξ的猜測誤差決定了殘差的大小。設通過測量獲得N個采樣時刻的殘差為gi(ξ)，建立最小二乘指標

(20)

由最小二乘原理的極值條件，可得迭代估計算法

(21)

式中：

(22)

在當前估值與上一步的差的范數滿足一定精度時，停止迭代。一般經迭代4～5次即可停止，則當前的估值ξ*即為得到的精確導航結果。其中：r0，v0可作為慣導系統的積分初值，提高慣導的定位精度；θx,θy,θz可用于補償地敏安裝誤差，提高地心矢量的測量精度。

4 仿真校驗

為驗證地球紅外輻射誤差補效果和導航算法的有效性，設計標準彈道，導彈飛行時間900s。地球敏感器的γ=40°，Ts=2 s，三軸安裝誤差均為20″；星敏感器測量誤差5″(3σ)，用本文方法對加入誤差后的速度、位置及地敏安裝誤差角進行估計。

先在僅考慮地敏安裝誤差的條件下估計狀態量ξ，在估計出地敏安裝誤差后，對其進行補償，再次進行導航計算，所得地敏安裝誤差補償后的位置和速度誤差見表1。由估計誤差可知：本文提出的算法能準確估計出地敏的安裝誤差，表明本文估計算法可行。

表1 僅考慮地敏安裝誤差的估計誤差Tab.1 Estimation error with earth sensor installation error only

在上述仿真的基礎上，考慮地球紅外輻射誤差，用最小二乘導航算法估計主動段關機后的初始狀態。用本文紅外輻射誤差補償方法對地球紅外輻射誤差進行補償，用最小二乘導航算法估計主動段關機后的初始狀態，所得誤差補償前后的位置、速度和地敏安裝誤差的估計誤差見表2。由仿真結果可知：不進行地球紅外輻射誤差補償，對初始狀態的位置估計偏差約1 km，速度估計偏差約2.5 m/s，地敏安裝誤差角估計偏差約15″；進行地球紅外輻射誤差修正后，對初值的位置估計偏差減小至約300 m，速度估計偏差減小至約0.3 m/s，地敏安裝誤差角估計偏差在x、z軸方向很小，在y軸方向則較大，這是由于地敏的y軸為掃描軸，對安裝誤差的敏感程度較小。上述仿真結果表明：本文提出的地球紅外輻射誤差補償及地敏安裝誤差估計方法，可有效修正輻射誤差對地心矢量確定的影響，并估計出地敏的安裝誤差角，從而提高導航精度。

考慮導航過程中星敏還存在隨機測量誤差，因此在上述仿真的基礎上再加入5″(3σ)的星敏測量誤差，進行蒙特卡羅仿真500次，所得結果見表3，初始位置、速度及安裝誤差等狀態估計誤差分布如圖

8～10所示。由仿真結果可知：均值較小說明地球輻射誤差得到了較好的修正，且地敏安裝誤差也得到較好估計；位置和速度的標準差分別優于100 m，0.2 m/s，導航精度較高。

表2 紅外輻射誤差補償前后的估計誤差Tab.1 Estimation error before and after infrared radiation compensation

表3 考慮星敏測量誤差時紅外輻射誤差補償后的估計誤差Tab.3 Estimation error after infared radiation compensation with star sensor error

5 結束語

在涉及利用紅外輻射測量地心矢量的天文導航領域，對地球扁率的補償已有較深入的研究，但對地球大氣紅外輻射的不均勻性補償，目前的研究還較少。本文針對地球大氣紅外輻射不均勻性的補償及相應的地敏安裝誤差進行了研究。根據地球紅外輻射誤差模型建立了地球輻射亮度與等效高度的函數關系。由地球敏感器的測量幾何原理和安裝誤差角模型，給出了對地心矢量的修正關系及地敏安裝誤差角在線標定方法。結合星敏感器的測量信息，用最小二乘算法估計導彈的初始位置、速度和地敏安裝誤差角。仿真結果表明：本文提出的補償關系可有效減小紅外輻射誤差的影響，準確估計出地敏的安裝誤差角，對初值的位置估計精度優于100 m，速度估計優于0.2 m/s，兩個軸的安裝誤差角估計優于0.3″。因此，本文提出的考慮地球紅外輻射的組合導航方案可有效提高彈道導彈的導航精度，并實現地敏安裝誤差的在軌標定。因星敏感器和地球敏感器的技術已日臻成熟，在工程實踐中，利用這兩類器件進行組合導航的技術也得到了應用，本文提出的紅外誤差補償和地敏安裝誤差標定方法在實際工程中有較好的應用前景。由于本文對紅外輻射誤差的修正是通過建立地球紅外輻射模型進行的，所建立紅外輻射模型精度越高，修正效果就越佳。后續可通過對建模精度的研究，繼續提高方法的有效性。

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Study on Autonomous Navigation with Error of Earth Sensor

FENG Tian-ming, LI Jian-qing, GAO Chang-sheng, JING Wu-xing

(School of Astronautics, Harbin Institute of Technology,Harbin 150001, Heilongjiang, China)

To reduce the impacts made by the earth infrared radiation error and the installation error angles of earth sensor on the precision of autonomous navigation, a strapdown inertial navigation system and celestial navigation system integrated autonomous navigation scheme was proposed using the navigation information obtained from earth sensors and star sensors in this paper. To eliminate the adverse effect caused by the asymmetry of earth infrared radiation and the installation error angles of earth sensor, the relationship between earth infrared radiation brightness and effective horizon height was founded. According to the relationship, a function to correct the measurement of earth sensor was given and the installation error angles of earth sensor were estimated. The angle distance of stars could be calculated, and using this information, the navigation information of ballistic missile was estimated by least square estimation. The simulation results showed that the adverse effect could be greatly mitigated by using the correction scheme. This correction scheme was available and effective. This paper provides a new solution for correcting the earth infrared radiation error in practical applications.

ballistic missile; autonomous navigation; integrated navigation; earth sensor; earth infrared radiation; installation error of earth sensor; earth infrared radiation error correction; star sensor; least square method

1006-1630(2017)02-0112-08

2016-07-20；

2016-11-16

封天明(1994—)，男，碩士生，主要從事飛行器動力學，制導與控制研究。

V448.133

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.02.012