[发明专利]星载激光测高仪指向角误差为非常数时的在轨标定方法

摘要

一种星载激光测高仪指向角误差为非常数时的在轨标定方法，包括确定星载激光测高仪的激光指向角系统误差在俯仰和横滚方向的表达形式，构建待估计向量；建立角度系统误差是非常数时的激光脚点观测方程，利用线性最小二乘法估计初始值，利用非线性最小二乘LM算法迭代收敛估计，计算得出当前时刻的激光指向角在俯仰和横滚方向误差分量；进而计算当前次测量时刻的标定补偿指向角系统误差之后的激光脚点精确坐标，完成星载激光测高仪的指向角误差的在轨标定工作。相对于现有的指向角系统误差标定方法，本方法能够在指向角系统误差为非常数时进行标定，这是现有方法所不能完成的；并且能够兼容现有认为指向角系统误差为常数的情况，具有更好的普适性。

主权项

1.一种星载激光测高仪指向角误差为非常数时的在轨标定方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，确定星载激光测高仪的激光指向角系统误差在俯仰和横滚方向的表达形式，构建待估计向量K_m×1，实现方式包括将俯仰和横滚方向角度误差表示如下：Δκ＝C_r+A_r sinω_gΔt+D_r cosω_gΔt其中，和Δκ分别为俯仰和横滚方向角度误差；C_p和C_r分别为俯仰和横滚方向的常数项角度系统误差；A_p和D_p分别是俯仰方向的三角函数正弦项和余弦项的振幅，A_r和D_r分别是横滚方向的三角函数正弦项和余弦项的振幅；Δt为从星载激光测高仪在轨标定从开始标定时刻起的累计时间；ω_g为角频率；待估计向量K_m×1＝[C_p,A_p,D_p,C_r,A_r,D_r]，m为待估计参数的个数；步骤2，建立角度系统误差是非常数时的激光脚点观测方程，构建已知量向量L_n×1和已知量矩阵B_n×m，实现如下：其中，星载激光测高仪的第i组观测量包含第i次测量的卫星位置[X_oi,Y_oi,Z_oi]、地表标定场的已知量[s_1i,s_2i,s_3i,s_4i]、激光参考点与卫星质心的固定偏移量ΔRef＝[ΔX_SC,ΔY_SC,ΔZ_SC]和卫星平台上GPS相位中心与卫星质心固定偏移量ΔG＝[ΔX_O,ΔY_O,ΔZ_O]、激光侧摆角β_i、激光测距值R_i，i＝1,2,3,…,n，n为激光测高仪在轨标定时的测量次数；过渡向量[a_1i,a_2i,a_3i]＝S_i×M_i，S_i＝[s_1i,s_2i,s_3i]，为第i次测量所对应的地表标定场单位法向量，M_i表示第i次测量时从卫星平台坐标系到WGS84坐标系的转换矩阵；步骤3，根据步骤2中所构建的已知量向量L_n×1和已知量矩阵B_n×m，利用线性最小二乘法估计步骤1中所构建的待估计向量K_m×1如下，其中，表示待估计向量的估计结果，P_n×n为权矩阵，取单位矩阵。步骤4，利用非线性最小二乘LM算法，以步骤3中所估计的结果和角频率ω_g＝2π/卫星轨道周期为初始值，迭代收敛估计K_m×1以及轨道角频率ω_g；步骤5，将步骤4所得代入(1)式，计算得出当前时刻的激光指向角在俯仰和横滚方向误差分量；进而计算当前次测量时刻的标定补偿指向角系统误差之后的激光脚点精确坐标，完成星载激光测高仪的指向角误差的在轨标定工作。