專利名稱:一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法
技術領域：
本發(fā)明涉及慣性/天文/衛(wèi)星三組合導航方法，特別是一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法，可用于各種高精度的飛行器導航。
背景技術：
現(xiàn)有各種單一的導航系統(tǒng)均有其優(yōu)點和缺點。慣性導航系統(tǒng)是一種完全自主的定位導航系統(tǒng)，它可以連續(xù)實時地提供位置、速度和姿態(tài)信息，其短時精度很高，但慣性系統(tǒng)的誤差隨著使用時間而不斷積累，因此純慣性制導系統(tǒng)難以滿足遠程高精度導航的要求。衛(wèi)星導航系統(tǒng)能夠全天候、實時提供載體的三維位置和速度信息，且誤差不隨時間積累，可完成高精度導航與定位。以GPS(全球定位系統(tǒng))、GLONASS(全球導航衛(wèi)星系統(tǒng))為代表的全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)在國外已獲得廣泛應用。但它的不足之處在于不能提供高精度的姿態(tài)信息，導航信息不連續(xù)，且易于受到干擾。天文導航技術也是一種自主定位導航技術，利用星敏感器等天體敏感器器件可以提供載體精確的姿態(tài)信息，且誤差不隨時間積累，但它受星光見度的制約，通常不能單獨完成導航定位功能。上述各種單一的導航方式各有優(yōu)缺點，為充分發(fā)揮它們各自的優(yōu)勢，互相取長補短，組成組合導航系統(tǒng)是實現(xiàn)精確制導的重要發(fā)展方向。
高精度和高可靠性是組合導航系統(tǒng)的基本衡量指標，慣性導航系統(tǒng)自主性好，可靠性高，雖然慣性導航系統(tǒng)位置誤差是隨工作時間而積累的，但其在初始條件正確給定的條件下，短時間精度是很高的，并且可以提供連續(xù)實時的全參數(shù)(位置、速度、姿態(tài))導航信息，因而在組合導航和制導系統(tǒng)中，往往以慣性導航系統(tǒng)作為主導航系統(tǒng)，而將其他導航定位誤差不隨時間積累的導航系統(tǒng)，作為輔助導航系統(tǒng)，利用卡爾曼濾波，進行組合導航信息處理，利用輔助信息觀測量對組合系統(tǒng)的狀態(tài)變量進行估計，以獲得高精度的導航信息。通常組合導航系統(tǒng)采用簡單的組合方式，采用慣性導航系統(tǒng)的誤差方程作為組合導航系統(tǒng)的狀態(tài)方程，以衛(wèi)星導航和天文導航輸出的位置、速度和姿態(tài)信息作為觀測量，利用卡爾曼濾波，進行組合導航信息處理修正慣性導航誤差，這種組合方式，最大的優(yōu)點是容易實現(xiàn)，提高了系統(tǒng)的導航精度，但是組合導航精度取決于觀測量的精度，位置、速度精度與GPS精度相當，姿態(tài)精度與星敏感器確定的姿態(tài)精度相當，而無法實現(xiàn)各導航系統(tǒng)的最優(yōu)組合，達到組合導航系統(tǒng)精度優(yōu)于任何一個單一導航系統(tǒng)精度的結果，而且模型隨時間增長而造成的誤差積累和一些系統(tǒng)誤差的突變都會造成誤差傳遞，往往會導致組合濾波器的不穩(wěn)定，因此必須進一步加以補償輔助導航系統(tǒng)的誤差，才可獲得更高的導航精度。

發(fā)明內容本發(fā)明的技術解決問題是克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法，可實現(xiàn)直接利用觀測信息進行組合導航，提高組合導航精度。
本發(fā)明的技術解決方案為一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法，綜合慣性、天文、衛(wèi)星各導航系統(tǒng)的優(yōu)點和缺點，充分發(fā)揮它們各自的優(yōu)勢，互相取長補短，采用慣性/天文/衛(wèi)星組合導航模式，進行組合濾波提高導航系統(tǒng)精度。過程包括以下三個步驟(1)對慣性導航系統(tǒng)的姿態(tài)誤差角、速度誤差、位置誤差和GPS的測距誤差進行建模，將它們作為狀態(tài)方程的狀態(tài)變量，以慣性導航誤差方程和GPS誤差方程作為組合導航系統(tǒng)的狀態(tài)方程，建立慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程；(2)利用慣性導航系統(tǒng)解算的速度、位置信息與接收機得到的偽距、偽距率求得偽距、偽距率觀測方程；利用星對角距識別法修正后的星敏感器得到組合導航系統(tǒng)姿態(tài)量測方程，以此建立慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)量測方程；(3)結合組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程和得到的導航狀態(tài)量測方程，通過組合卡爾曼濾波估計慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差量，然后對導航系統(tǒng)進行反饋校正，修正慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差，由此完成基于星敏感器標定的慣性/天文/衛(wèi)星深綜合組合導航，進而達到組合導航系統(tǒng)精度優(yōu)于任何一個單一導航系統(tǒng)精度的結果。
本發(fā)明的原理是組合導航系統(tǒng)是利用各導航子系統(tǒng)的不同特點。進行相互組合得到優(yōu)勢互補的功效。慣性導航系統(tǒng)可以連續(xù)、實時地提供位置、速度和姿態(tài)信息，其短時精度很高，但慣性導航系統(tǒng)的誤差隨著使用時間的增長而不斷積累。天文導航系統(tǒng)也是一種自主定位導航系統(tǒng)，利用天空中的恒星作為導航信息源，可以提供精確的載體姿態(tài)信息，且誤差不隨時間積累，但它易受氣候條件的限制，通常不能單獨完成導航定位功能。衛(wèi)星導航系統(tǒng)能夠全天候、實時地提供載體的三維位置和速度信息，且誤差不隨時間積累，但不能提供連續(xù)的導航信息，也不能提供高精度的載體姿態(tài)信息。鑒于各導航系統(tǒng)的特點，一般常采用其它導航設備與慣性導航進行組合，組成以慣性導航為主體的組合導航系統(tǒng)。通常簡單的慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)采用淺組合模式，各導航子系統(tǒng)獨立工作，綜合表現(xiàn)為天文、衛(wèi)星子系統(tǒng)輔助慣性導航系統(tǒng)，但并不校正天文、衛(wèi)星系統(tǒng)本身的誤差。深綜合模式是將組合導航系統(tǒng)中各子系統(tǒng)誤差均加以估計和補償?shù)囊环N高精度組合方式，直接采用天文和衛(wèi)星導航系統(tǒng)量測得到的信息作為觀測量，計算并估計各導航子系統(tǒng)的誤差加以補償，更好的實現(xiàn)了導航子系統(tǒng)相互輔助的作用，更好的提高了導航系統(tǒng)的精度。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于(1)天文導航系統(tǒng)利用星對角距識別法進行星敏感器安裝參數(shù)誤差修正，實現(xiàn)星敏感器的自標定技術，得到高精度姿態(tài)信息作為慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)姿態(tài)觀測量，補償輔助導航系統(tǒng)的誤差，獲得更高的慣性/天文/衛(wèi)星組合導航精度，抑制了模型隨時間增長而造成的誤差積累和一些系統(tǒng)誤差的突變都會造成誤差傳遞；(2)緊密綜合的偽距，偽距率的綜合，GPS接收機和慣性導航系統(tǒng)相互輔助，將慣性導航系統(tǒng)誤差和GPS的測距誤差建入慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程，通過濾波估計可以修正慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差，得到優(yōu)于慣性導航系統(tǒng)和GPS的導航系統(tǒng)精度；(3)慣性/天文/衛(wèi)星深綜合組合導航系統(tǒng)，綜合考慮了各導航系統(tǒng)的誤差，并對其進行修正，實現(xiàn)慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)的最優(yōu)組合，可達到組合導航系統(tǒng)精度優(yōu)于任何一個單一導航系統(tǒng)精度的導航結果。
圖1為本發(fā)明的一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法結構原理圖；圖2為本發(fā)明的一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法流程圖。
具體實施方式下面將結合附圖對本發(fā)明進一步詳細說明。
如圖1所示，慣性導航系統(tǒng)利用捷聯(lián)解算得到載體的速度、位置和姿態(tài)信息；衛(wèi)星導航系統(tǒng)利用慣性導航系統(tǒng)解算的速度、位置信息和GPS接收機接收到的星歷求得相對慣性導航系統(tǒng)給出位置處的偽距、偽距率，與接收機得到的偽距、偽距率求差得到偽距、偽距率觀測信息；天文導航系統(tǒng)利用星對角距識別法進行星敏感器安裝參數(shù)誤差修正，再通過天文導航的星圖識別算法和姿態(tài)確定算法得到載體姿態(tài)信息，通過組合卡爾曼濾波估計慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差量，然后對兩個系統(tǒng)進行反饋校正，可以修正慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差?；谛敲舾衅鳂硕ǖ纳罹C合慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)綜合慣性、天文、衛(wèi)星各導航系統(tǒng)的優(yōu)點和缺點，充分發(fā)揮它們各自的優(yōu)勢，互相取長補短，提高了導航系統(tǒng)精度。
如圖2所示，慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)流程，慣性、天文、衛(wèi)星各導航系統(tǒng)利用各自導航敏感器件采集數(shù)據(jù)，慣性導航系統(tǒng)采用捷聯(lián)慣性導航系統(tǒng)，利用陀螺和加速度計采集角速率和加速度信息；天文導航系統(tǒng)利用星敏感器獲得的恒星在星敏感器感光面上的位置和星敏感器焦距信息，得到恒星觀測矢量；衛(wèi)星導航系統(tǒng)采用GPS，利用GPS接收機得到衛(wèi)星的偽距、偽距率和星歷信息，對慣性導航系統(tǒng)誤差和GPS的測距誤差進行建模，把它們擴充為狀態(tài)，建立組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程。慣性導航系統(tǒng)利用捷聯(lián)解算得到載體的速度、位置和姿態(tài)信息；衛(wèi)星導航系統(tǒng)利用慣性導航系統(tǒng)解算的速度、位置信息和GPS接收機接收到的星歷求得相對慣性導航系統(tǒng)給出位置處的偽距、偽距率，與接收機得到的偽距、偽距率求差得到偽距、偽距率量測方程；天文導航系統(tǒng)利用星對角距識別法進行星敏感器安裝參數(shù)誤差修正，再通過天文導航的星圖識別算法和姿態(tài)確定算法得到載體姿態(tài)信息，得到組合導航系統(tǒng)高精度的姿態(tài)觀測信息，建立組合導航系統(tǒng)姿態(tài)量測方程。利用得到的組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程和組合導航系統(tǒng)量測方程，通過組合卡爾曼濾波估計慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差量，然后對兩個系統(tǒng)進行反饋校正，可以修正慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差，由此完成基于星敏感器的深綜合組合導航。
1.建立慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程以地理系(東北天)為導航解算的基本坐標系，考慮飛行高度h，并假設地球為旋轉橢球體，慣導誤差狀態(tài)方程如下。
(1)指北慣性導航系統(tǒng)姿態(tài)誤差角方程為φ·x=-δvyRM+h+(ωiesinL+vxRN+htgL)φy-(ωiecosL+vxRN+h)φz+ϵx]]>φ·y=δvxRN+h-ωiesinLδL-(ωiesinL+vxRN+htgL)φx-vyRM+hφz+ϵy---(1)]]>φ·z=δvxRN+htgL+(ωiecosL+vxRN+hsec2L)δL+(ωiecosL+vxRN+h)φx+vNRM+hφy+ϵz]]>式中，RM為當?shù)刈游缑鎯戎髑拾霃?；RN為與子午面垂直平面上的主曲率半徑；ωie為地球自轉角速率，L、λ和h代表地理緯度、經(jīng)度和高度，變量[φxφyφz]為三個數(shù)學平臺誤差角；[δvxδvyδvz]為三個速度誤差；[δL δλ δh]為緯度誤差、精度誤差和高度誤差；[εxεyεz]為三個陀螺儀常值漂移；[vxvyvz]為三個方向速度；RM＝Re(1-2E+3Esin2L)，RN＝Re(1+Esin2L)，Re＝6378137m，E＝1/298.257。
(2)速度誤差方程δv·x=fyφz-fzφy+(vyRM+htgL-vzRM+h)δvx+(2ωiesinL+vxRN+h)δvy+(2ωievycosL+vxvyRN+hsec2L+2ωievzsinL)δL-(2ωiecosL+vxRN+h)δvx+▿xδv·y=fzδx-fxφz-2(ωiesinL+vxRN+htgL)δvx-vzRM+hδvy-vyRM+hδvz---(2)-(2ωiecosL+vxRN+hsec2L)vxδL+▿yδv·z=fxδy-fyφx-2(ωiecosL+vxRN+h)δvx+2vyRM+hδvz-2ωievxsinLδL+▿z]]>上述速度誤差方程可通過對慣性導航系統(tǒng)的速度解算方程的各變量求微分得到，[xyz]為三個加速度計常值偏置，[fxfyfz]為三個比力。
(3)位置誤差方程 (4)慣性導航系統(tǒng)誤差狀態(tài)方程將上述平臺失準角誤差、速度誤差和位置誤差方程聯(lián)立起來，得到系統(tǒng)狀態(tài)方程為 狀態(tài)變量為X＝[φxφyφzδvxδvyδvzδL δλ δh εxεyεzxyz]T(5)
F為系統(tǒng)轉移矩陣。
F=FNFSO6×6FM---(6)]]>式中，F(xiàn)N為對應的9維基本導航參數(shù)系統(tǒng)陣，與慣性導航系統(tǒng)的誤差方程相對應。
FS和FM分別為FS=Cbn03×303×3Cbn03×303×3;FM=[06×15]]]> Cbn為姿態(tài)陣，，γ，θ為航向角，俯仰角和橫滾角。
噪聲驅動陣G為G=Cbn03×303×903×3Cbn03×909×309×3I9×9---(7)]]>G陣和W陣可以簡寫為G=Cbn03×303×3Cbn09×309×3]]>系統(tǒng)噪聲矢量為w=wϵxwϵywϵzw▿xw▿yw▿z000000000T---(8)]]>式(4)中變量[wεxwεywεz]和[wxwywz]分別為陀螺儀和加速度計的隨機誤差。
第二部分是衛(wèi)星導航系統(tǒng)誤差方程，衛(wèi)星導航系統(tǒng)采用GPS，GPS誤差狀態(tài)方程通常取兩個誤差狀態(tài)量一個是等效時鐘誤差相應的距離誤差δtu，另一個是等效時鐘頻率誤差相應的距離率誤差δtru，即XG(t)＝[δtuδtru]其微分方程為 式中βtru為相關系數(shù)，Wtu和Wtru為測量噪聲。
GPS的誤差狀態(tài)方程可寫為 式中FG(t)=010-βtru,]]>GG(t)=1001,]]>WG(t)＝[wtu-wtru]綜合慣性導航系統(tǒng)的誤差狀態(tài)方程和GPS系統(tǒng)的誤差狀態(tài)方程，可以得到用偽距、偽距率組合的慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程 2.建立慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)量測方程(1)偽距差量測方程相對慣性導航系統(tǒng)給出的位置處的偽距為ρIj=[(x1-xsj)2+(y1-ysj)2+(zI-zsj)2]12---(8)]]>xI，yI，zI為慣性導航系統(tǒng)輸出位置，xsj，ysj，zsj為GPS第j顆衛(wèi)星位置，相對真實位置x，y，z把上式展開成泰勒級數(shù)，取到一次項得ρIj=[(x-xsj)2+(y-ysj)2+(z-zsj)2]12+∂ρIj∂xδx+∂ρIJ∂yδy+∂ρIJδzδz---(11)]]>式中設rj=[(x-xsj)2+(y-ysj)2+(z-zsj)2]12]]>∂ρIj∂x=(x-xsj)[(x-xsj)2+(y-ysj)2+(z-zsj)2]12=x-xsjrjejI]]>
∂ρIj∂y=y-ysjrj=ej2]]>∂ρIj∂z=z-zsjrj=ej3]]>式(11)改寫為ρIj＝rj+ej1δx+ej2δy+ej3δz (12)同時，GPS接收機測得的偽距為ρGj＝rj+δtu+vρj(13)其中δtu＝bk-δtj，bk為接收機鐘差，δtj為第j顆衛(wèi)星的鐘差。
則偽距差量測方程可以寫成δρj＝ρIj-ρGj＝ej1δx+ej2δy+ej3δz-δtu-vρj(14)因為GPS接收機至少要選取4顆衛(wèi)星來解算載體位置和鐘差，所以取j＝1，2，3，4得δρ=e11e12e13-1e21e22e23-1e31e32e33-1e41e42e43-1δxδyδzδtu-vρ1vρ2vρ3vρ4---(15)]]>慣性導航系統(tǒng)以地理系為導航坐標系，則偽距量測方程可以用上式構成。但是，一般討論的慣性導航系統(tǒng)是用經(jīng)度、緯度和高度定位的，因此要把δx，δy，δz用δL，δλ，δh表示，本文中使用經(jīng)緯度定位，所以也要對上面的偽距量測方程進行變換。
由大地坐標系和地理系之間的轉換公式(e為第一偏心率)x=(RN+h)cosLcosλy=(RN+h)cosLsinλz=[RN(1-e2)+h]sinL]]>可以得到δx=δhcosLcosλ-(RN+h)δLsinLcosλ-(RN+h)δλcosLsinλδy=δhcosLcosλ-(RN+h)δLsinLsinλ+(RN+h)δλcosLcosλδz=δhsinL+[RN(1-e2)+h]δLcosL---(16)]]>
將式(16)代入式(15)則可得出偽距量測方程為Zρ(t)＝Hρ(t)X(t)-Vρ(t) (17)式中Hρ＝[O4×6MHρ1MO4×6MHρ2]4×17Hρ1=a11a12a13a21a22a23a31a32a33a41a42a43;]]>Hρ2=-10-10-10-10]]>aj1=(RN+h)[-ej1sinLcosλ-ej2sinLsinλ]+[RN(1-e2)+h]ej3cosLaj2=(RN+h)[ej2cosLcosλ-ej1cosLsinλ]aj3=ej1cosLcosλ+ej2cosLsinλ+ej3sinL]]>(2)偽距率量測方程對應于慣性導航系統(tǒng)給出的位置處，載體與衛(wèi)星間的偽距變化率為 慣性導航給出的位置坐標可以看成真值與誤差之和，于是有 則式(18)可寫成 由GPS接收機測得的偽距變化率為 將慣性導航和GPS的偽距率求差，可得偽距率量測方程 取接收4顆衛(wèi)星，即j＝1，2，3，4，則有
以地理系為導航坐標系，則偽距率量測方程可以用上式構成，把
用地理系中的速度δve，δvn，δvu來表示。這可由坐標轉換矩陣Cte來實現(xiàn)。即 式中Cte=-sinλ-sinLcosλcosLcosλcosλ-sinLsinλcosLsinλ0cosLsinL]]>則式(24)變?yōu)?把式(25)代入式(23)，則可以得出偽距率量測方程為 式中
bj1=-ej1sinλ+ej2cosλbj2=-ej1sinLcosλ-ej2sinLsinλ+ej3cosLbj3=ej1cosLcosλ+ej2cosLsinλ+ej3sinL]]>將偽距差量測方程(17)與偽距率量測方程(26)合并為組合導航系統(tǒng)的量測方程，其表達式為 由此得到進行深綜合的組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程(10)和偽距、偽距率量測方程(27)。
由于系統(tǒng)安裝等因素不可避免地造成星敏感器焦距f和光軸位置(x0，y0)存在一定的誤差。這些誤差對系統(tǒng)影響很大，甚至可能導致不能進行正確的星圖識別。只有通過系統(tǒng)的參數(shù)校正來降低。下面主要分析這些參數(shù)的校正方法。將星的位置計算偏差忽略，得第i顆星和第j顆星在星敏感器坐標系中的對角距為w^iTw^j=ND1D2=Gij(x^0,y^0,f^)---(28)]]>其中
為第i顆星和第j顆星在星敏感器坐標系下的星光矢量；N=(xi-x^0)(xj-x^0)+(yi-y^0)(yj-y^0)+f^2;]]>D1=(xi-x^0)2+(yi-y^0)2+f^2;]]>D2=(xj-x^0)2+(yj-y^0)2+f^2.]]>而第i顆星和第j顆星在星敏感器視場中與星歷表中對應慣性參考矢量為vi=cosαicosβisinαicosβisinβi,]]>vj=cosαjcosβjsinαjcosβjsinβj,]]>其中α，β為恒星的赤經(jīng)和赤緯，可從星歷表中查得。由于兩顆恒星在星敏感器坐標系下的星對角距相等，有wiwj＝vivj。
由于安裝誤差是很小的，故在估計值(x0，y0，f)處線性化以上方程得vivj=w^iTw^j=Gij(x^0,y^0,f^)-|∂Gij∂x0,∂Gij∂y0,∂Gij∂g|δx0δy0δf---(29)]]>Rij=vivj-Gij(x^0,y^0,f^)=-|∂Gij∂x0,∂Gij∂y0,∂Gij∂f|δx0δy0δf---(30)]]>這樣對于i＝1，...n-1，即可以得到下式R＝AδZ (31)其中A=-∂G12∂x0∂G12∂y0∂G12∂f∂G13∂x0∂G13∂y0∂G13∂fMMM∂Gn-1,n∂x0∂Gn-1,n∂y0∂Gn-1,n∂f,R=[R12,R13LR23LRn-1,n]T]]>
δZ＝[δx0δy0δf]T由最小二乘法可得δZ＝[ATA]-1ATR (32)由此可得星敏感器的參數(shù)誤差，加以標定修正后將提高星敏感器的測量精度，即提高了通過星敏感器測得的載體姿態(tài)精度，也即提高了姿態(tài)量測精度。
星敏感器輸出量為觀測到的慣性平臺失準角，觀測量取平臺失準角誤差φx，φy和φz，組合導航系統(tǒng)高精度姿態(tài)量測方程如下Z(t)=φxφyφz=HX(t)+V(t)---(33)]]>式中，H＝[I3×3O3×3O3×9]；V=VXsVYsVZs,]]>VXs，VYs，VZs是星敏感器誤差轉換成平臺失準角的白噪聲。
自此，可以得到慣性/天文/衛(wèi)星深綜合導航系統(tǒng)的狀態(tài)方程和量測方程。
3.實現(xiàn)慣性/天文/衛(wèi)星組合導航利用標定好的星敏感器獲得恒星在星敏感器感光面上的位置和星敏感器焦距信息，得到恒星觀測矢量，再通過天文導航的星圖識別算法和姿態(tài)確定算法得到載體姿態(tài)信息，作為組合導航系統(tǒng)高精度的姿態(tài)觀測信息；利用GPS接收機得到衛(wèi)星的偽距、偽距率和星歷信息，通過組合卡爾曼濾波估計慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差量，然后對兩個系統(tǒng)進行反饋校正，可以修正慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差，得到優(yōu)于慣性導航系統(tǒng)和GPS的導航系統(tǒng)精度。由此完成基于星敏感器標定的慣性/天文/衛(wèi)星深綜合組合導航，實現(xiàn)各導航系統(tǒng)的最優(yōu)組合，補償輔助導航系統(tǒng)的誤差，便可獲得更高的導航精度，抑制了模型隨時間增長而造成的誤差積累和一些系統(tǒng)誤差的突變都會造成誤差傳遞，達到組合導航系統(tǒng)精度優(yōu)于任何一個單一導航系統(tǒng)精度的結果。
本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業(yè)技術人員公知的現(xiàn)有技術。
權利要求
1.一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法，其特征在于包括以下步驟(1)對慣性導航系統(tǒng)的姿態(tài)誤差角、速度誤差、位置誤差和GPS的測距誤差進行建模，將它們作為狀態(tài)方程的狀態(tài)變量，以慣性導航誤差方程和GPS誤差方程作為組合導航系統(tǒng)的狀態(tài)方程，建立慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程；(2)利用慣性導航系統(tǒng)解算的速度、位置信息與接收機得到的偽距、偽距率求得偽距、偽距率觀測方程；利用星對角距識別法修正后的星敏感器得到組合導航系統(tǒng)姿態(tài)量測方程，以此建立慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)量測方程；(3)結合組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程和得到的導航狀態(tài)量測方程，通過組合卡爾曼濾波估計慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差量，然后對導航系統(tǒng)進行反饋校正，修正慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差，由此完成基于星敏感器標定的慣性/天文/衛(wèi)星深綜合組合導航，進而達到組合導航系統(tǒng)精度優(yōu)于任何一個單一導航系統(tǒng)精度的結果。
2.根據(jù)權利要求
1所述的一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法，其特征在于步驟(2)中所述的組合導航系統(tǒng)姿態(tài)量測方程，采用星對角距識別法進行星敏感器安裝參數(shù)誤差修正，得到高精度姿態(tài)信息作為慣性/天文/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)姿態(tài)觀測量，補償輔助導航系統(tǒng)的誤差。
專利摘要
一種基于星敏感器標定的深綜合組合導航方法，是一種基于星敏感器標定的慣性/天文/衛(wèi)星組合導航方法，綜合慣性、天文、衛(wèi)星各導航系統(tǒng)的優(yōu)點和缺點，可用于各種高精度的飛行器導航。它利用星敏感器觀測不同天體得到的星對角距可以修正星敏感器的安裝誤差，得到高精度姿態(tài)信息；用GPS給出的星歷數(shù)據(jù)和慣導給出的位置與速度計算相應于慣導位置的偽距和偽距率，并與GPS測量的偽距和偽距率相比較作為量測值，通過組合卡爾曼濾波器估計慣性導航系統(tǒng)和GPS的誤差量，然后對兩個系統(tǒng)進行反饋校正。由此即可達到高水平的綜合(深綜合)，提高組合導航精度，組合導航系統(tǒng)精度優(yōu)于任何一個單一導航系統(tǒng)精度。
文檔編號G01S1/02GK1995916SQ200610169716
公開日2007年7月11日 申請日期2006年12月27日
發(fā)明者房建成, 徐帆, 全偉, 鐘慧敏, 王科, 宮曉琳 申請人:北京航空航天大學導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan