專利名稱：：捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與天文導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)組合導(dǎo)航的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：發(fā)明涉及一種組合導(dǎo)航領(lǐng)域的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(Strapdowninertialnavigationsystem,SINS)^^iJC^MMM(Celestialnavigationsystem,CNS)^M^S.合導(dǎo)航方法。
背景技術(shù)：
：天文導(dǎo)航(Celestialnavigationsystem,CNS)是一門既古老又年輕的技術(shù)，它以自主性強(qiáng)、抗干擾性好、精度高等特點(diǎn)受到人們的普遍重視。天文導(dǎo)航系統(tǒng)利用恒星作為導(dǎo)航信息源，隱蔽性好，不但能夠提供位置信息，而且能夠提供高精度的姿態(tài)信息。雖然衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)剛出現(xiàn)時(shí)，天文導(dǎo)航在一定程度上被冷落，但是隨著衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)暴露出易受干擾等缺陷，以及隨著天文敏感器技術(shù)的進(jìn)步，出現(xiàn)了全天候應(yīng)用的紫外天文敏感器后，天文導(dǎo)航技術(shù)再次被人們重視。在天文導(dǎo)航定位的算法方面，主要有兩圓交匯算法、高度差算法，但是這些天文定位算法都需要一個(gè)高精度的水平基準(zhǔn)，才能保證天文導(dǎo)航系統(tǒng)的定位精度。捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(Strapdowninertialnavigationsystem，SINS)是指將慣性器件(陀螺儀和加速度計(jì))直接安裝在載體上的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，與平臺式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)相比，減少了實(shí)體的慣性平臺而代之以存儲在計(jì)算機(jī)里的“數(shù)學(xué)平臺”，具有成本低、可靠性高、維修簡便、故障率低等多方面的優(yōu)越性，在導(dǎo)航領(lǐng)域得到了較為廣泛的應(yīng)用；并且捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)的“數(shù)學(xué)平臺”可以為天文導(dǎo)航系統(tǒng)提供粗略的水平基準(zhǔn)，但限于捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的工作方式，使得捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)誤差較平臺式慣導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)誤差更大，所以會影響天文定位的精度。參考文獻(xiàn)1、寧曉琳，房建成.一種基于UPF的月球車自主天文導(dǎo)航方法[J].宇航學(xué)^,2006,27(4)648-653.NINGXiao-lin,FANGJian-cheng.Anewmethodofautonomouscelestialnavigationforlunarroverandanalysisofprecision[J].JournalofAstronautics,2006,27(4):648_653(inChinese).2、BenjaminP.Malay.Celestialnavigationonthesurfaceofmars[J].Tridentscholarprojectrept.no.284,ADA392455,NavalAcademy,Annapolis,MD,2001(inChinese).3、E.KrotkovM,HebertM,BuffaF.Cozmanlucrobert.stereodrivingandpositionestimationforautonomousplanetaryrovers[C]//Proc.IARPWorkshoponRoboticsinSpace,MontrealCanada,July,19944、王富華.計(jì)算法求取天文船位[J].天津航海，1998，(1)4-8.WANGFu-hua.Shippositioningusingcalculationmethod[J].Tian-jinNavigation,1998,(1)4-8(inChinese).5、熊智，劉建業(yè)，林雪原.高度輔助的INS/SAR組合導(dǎo)航系統(tǒng)研究[J].中國空間4CN101825467A說明書2/7頁科學(xué)技術(shù)，2003，23(4)62-66.XIONGZhi,LIUJian-ye,LEXue-yuan.ResearchofINS/SARintegratednavigationsystemaidedbyheight[J].Chinesespacescienceandtechnology,2003,23(4):62_66(inChinese).6、岳亞洲，田宇，張曉冬.機(jī)載/天文組合導(dǎo)航研究[J].光學(xué)與光電技術(shù)，2008，6(2)1-5.YUEYa-zhou,TIANYu,ZHANGXiao-dong.Investigationonairborneinertial/celestialintegratednavigation[J].Optics&optoelectronictechnology,2008,6(2)1-5(inChinese).7、劉建業(yè)，熊智，段方.考慮量測滯后的INS/SAR組合導(dǎo)航非等間隔濾波算法研究[J],宇航學(xué)報(bào)，2004，25(6)626-631.LIUJian-ye,XIONGZhi,DuanFang.ProcesingthemeasurementdelayINS/SARintegratednavigationin-coordinateintervalfilteringalgorithmstudy[J].JournalofAstronautics,2004,25(6):626_631(inChinese).8>Markley,F.L.AutonomousNavigationUsingLandmarkandIntersatelliteData,AIAAPaper1984-1987,Aug.1984.
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明目的是針對現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷提供一種捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與天文導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)組合導(dǎo)航的方法。本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述目的，采用如下技術(shù)方案本發(fā)明捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與天文導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)組合導(dǎo)航的方法，包括如下步驟第一步建立基于SINS數(shù)學(xué)平臺的天文導(dǎo)航定位模型1)建立天文定位模型采用地球固聯(lián)坐標(biāo)系0XYZ為參考系建立天文定位模型sinh=sin(psinSA+cos(pcos8Acoso>(1)o)=A+tQ式(1)中SA，co分別代表恒星的赤緯、地方時(shí)角，其中地方時(shí)角《為恒星的格林時(shí)角t/即0°經(jīng)線處的地方時(shí)角與飛行器所在位置經(jīng)度\的和，h為星敏感器觀測得到恒星的高度角值，、4分別為在地固坐標(biāo)系中的經(jīng)度、緯度即飛行器所在的經(jīng)度、緯度；2)建立考慮SINS數(shù)學(xué)平臺誤差的天文測量模型SINS導(dǎo)航坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到SINS平臺坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為“1-甙1(2)Jn1式(2)中，小u、t和t分別為S女學(xué)平臺的航向角誤差、滾動角誤差和俯仰角誤差；式(1)所述的天文定位模型在考慮耦合SINS數(shù)學(xué)平臺角誤差的情況下表示成z+y<j>e-x<j>n=sin(psin8A+cos<pcosSAcosco(3)5式(3)中，平臺坐標(biāo)系中的恒星方向矢量表示為[xyZ]T，x、y、Z分別為該方向矢量的三個(gè)分量；第二步建立SINS和CNS組合系統(tǒng)模型a)建立SINS和CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)模型采用線性卡爾曼濾波器進(jìn)行組合，系統(tǒng)的狀態(tài)方程為SINS的誤差方程，導(dǎo)航坐標(biāo)系選為東北天地理坐標(biāo)系，獲得捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差方程即組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)模型為X{t)=F(t)X(t)+G(t)W{t)，其中系統(tǒng)狀態(tài)變量定義為X=[4>e,4>n,4>u,8ue,6un,6uu,6L,S入，Sh,ebx,eby,ebz,erx,ery,erz,Vx,Vy,VJ⑷其中，F(xiàn)(t)為狀態(tài)系數(shù)矩陣，G(t)為噪聲系數(shù)矩陣，W(t)為系統(tǒng)動態(tài)噪聲；小e，小，小u為平臺誤差角’8ue，8un,8Uu為速度誤差；SL，6A,Sh為緯度、經(jīng)度和高度誤差；￡bx，￡by，￡bz，erx,ery,、z分別為陀螺常值漂移誤差和一階馬爾可夫漂移誤差m為加速度計(jì)零偏；b)建立SINS和CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的測量模型將式(3)在線性卡爾曼濾波器一步時(shí)間更新預(yù)測點(diǎn)上線性展開可表示為dz=-yd(/>e+xd</>n+a-dA+b-dq>(5)其中，a=-cos8acost告sinXcoscp-cosSAsint^cosXcos(p；b=sinSAcos(p-cosSAcost^cosAsm.(p+cosSAsint^sin義sin識；^AA八A/A\z=x<pn-y^e+smq>sinSA+cos爐cos<^cosl+I；dz=z-z;dc^為數(shù)學(xué)平臺俯仰角誤差的待估小量；dcK為數(shù)學(xué)平臺滾動角誤差的待估小量；i為導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)度的一步時(shí)間更新值；盧為導(dǎo)航系統(tǒng)緯度的一步時(shí)間更新值；&為導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)學(xué)平臺俯仰角誤差的一步時(shí)間更新值；灰為導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)學(xué)平臺滾動角誤差的一步時(shí)間更新值；測量噪聲僅考慮高度角的測量誤差，具體有sin(hc)=sin(hr+hE)=sinhrcoshE+coshrsinhEsinhr+coshrhE^sinhr+coshchE(6)其中，h。為恒星高度角的測量值，hr為恒星高度角的真實(shí)值，hE為恒星高度角的測量噪聲；第三步對式⑷、(5)和式(6)所建立的組合導(dǎo)航系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程進(jìn)行離散化處理后，利用線性卡爾曼濾波器對慣性導(dǎo)航誤差進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)和修正。6本發(fā)明提出了一種基于捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)“數(shù)學(xué)平臺”的天文定位測量模型，建立了耦合捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)誤差的天文定位模型和測量噪聲模型，從而將捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與天文導(dǎo)航系統(tǒng)構(gòu)成了一種緊密聯(lián)系的深組合系統(tǒng)，一定程度上克服SINS“數(shù)學(xué)平臺”角誤差對天文定位精度的影響。數(shù)學(xué)仿真表明，該組合導(dǎo)航方法設(shè)計(jì)正確，能獲得一定的組合導(dǎo)航精度。慣性/天文組合導(dǎo)航系統(tǒng)具有極好的自主性和抗干擾能力，但是天文導(dǎo)航系統(tǒng)一般需要高精度的水平基準(zhǔn)，該基準(zhǔn)設(shè)備因精度高導(dǎo)致體積、重量大，使用復(fù)雜，大大影響了在機(jī)載條件下的CNS的應(yīng)用。采用本專利的方法，飛行器上可望不安裝專門服務(wù)于CNS的水平基準(zhǔn)，同時(shí)能實(shí)現(xiàn)與SINS系統(tǒng)信息融合，有效地簡化了機(jī)載條件下的SINS/CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。圖1:飛行器航跡圖。圖2姿態(tài)角誤差圖，(a)為數(shù)學(xué)平臺滾動角誤差，(b)為數(shù)學(xué)平臺俯仰角誤差。圖3定位誤差圖，(a)為組合導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)度誤差，(b)為組合導(dǎo)航系統(tǒng)緯度誤差。圖4測速誤差圖，(a)為組合導(dǎo)航系統(tǒng)東向速度誤差(b)為組合導(dǎo)航系統(tǒng)北向速度誤差。具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖對發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說明第一步基于SINS數(shù)學(xué)平臺的天文導(dǎo)航定位模型1天文定位模型在討論天文定位時(shí)，通常采用地球固聯(lián)坐標(biāo)系OXYZ為參考系。該坐標(biāo)系原點(diǎn)為地心，OX軸通過格林尼治經(jīng)度線與赤道的交點(diǎn)，OZ軸指向地球自轉(zhuǎn)方向。定位時(shí)坐標(biāo)系中的位置以經(jīng)緯度表示，則位置圓在該坐標(biāo)系中的方程為Jsinh=Sinpsin^4+coscosω其中，λ、識分別為在地固坐標(biāo)系中的經(jīng)度、緯度，δΑ，ω分別代表恒星的赤緯、地方時(shí)角，其中地方時(shí)角ω為恒星的格林時(shí)角teA(0°經(jīng)線處的地方時(shí)角)與飛行器所在位置經(jīng)度λ的和。δΑ、、Α可從星歷表中獲得，由δΑ、ω即可確定天體投影點(diǎn)的位置。h為星敏感器觀測得到的天體高度值，當(dāng)有多個(gè)天體的觀測值時(shí)，根據(jù)式(1)就可建立一個(gè)方程組，求解該方程組即可獲得飛行器的位置λ、ρ。該方程隱含的含義是恒星高度角的測量需要一個(gè)理想的當(dāng)?shù)厮矫娌拍鼙ＷC天文定位的精度，所以采用SINS“數(shù)學(xué)平臺”構(gòu)成的水平基準(zhǔn)的姿態(tài)誤差對天文定位的精度有很大影響。2考慮SINS數(shù)學(xué)平臺誤差的天文測量模型由于SINS/CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)中的水平基準(zhǔn)是利用SINS“數(shù)學(xué)平臺”實(shí)現(xiàn)的，不是一個(gè)理想的水平基準(zhǔn)，那么從導(dǎo)航坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到平臺坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為<formula>formulaseeoriginaldocumentpage8</formula>其中，(K、別為數(shù)學(xué)平臺的航向角誤差、滾動角誤差和俯仰角誤差。另夕卜，某星光矢量在導(dǎo)航坐標(biāo)系中的方向矢量定義為[X'1’Z']τ，其中χ'、y'、z'分別為該方向矢量的三個(gè)分量；其在平臺坐標(biāo)系中方向矢量可表示為[xyz]T。根據(jù)同一矢量在不同坐標(biāo)系中的表示之間的數(shù)量關(guān)系，則有<formula>formulaseeoriginaldocumentpage8</formula>所以式(1)中的天文定位模型在考慮耦合“數(shù)學(xué)平臺”角誤差的情況下可以表示成<formula>formulaseeoriginaldocumentpage8</formula>(4)第二步，SINS/CNS組合系統(tǒng)模型1SINS/CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)模型采用線性卡爾曼濾波器進(jìn)行組合，系統(tǒng)的狀態(tài)方程為SINS的誤差方程，導(dǎo)航坐標(biāo)系選為東北天地理坐標(biāo)系。通過對SINS系統(tǒng)的性能及誤差源的分析，可以獲得捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差方程為文⑴=+G⑴『(0。其中系統(tǒng)狀態(tài)變量定義為X=[Φ6,Φη,δue,δυη,δυu,δL,δλ，δh，εbx，εby，εbz，εrx,εry，εrz,Vx,Vy,VJ(5)其中，F(xiàn)(t)為狀態(tài)系數(shù)矩陣，G(t)為噪聲系數(shù)矩陣，ff(t)為系統(tǒng)動態(tài)噪聲；Φ。Φη,小為平臺誤差角；Sue，δυη,δUu為速度誤差；δL，δλ,Sh為緯度、經(jīng)度和高度誤差；εbx，￡by，￡bz，^ry,ε分別為陀螺常值漂移誤差和一階馬爾可夫漂移誤差；▽x，Vy，Vz為加速度計(jì)零偏。2SINS/CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的測量模型將式(4)耦合“數(shù)學(xué)平臺”誤差角的天文定位模型在濾波器一步時(shí)間更新預(yù)測點(diǎn)上線性展開可表示為<formula>formulaseeoriginaldocumentpage8</formula>dc^為數(shù)學(xué)平臺俯仰角誤差的待估小量；(1Φη為數(shù)學(xué)平臺滾動角誤差的待估小量；i為導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)度的一步時(shí)間更新值；盧為導(dǎo)航系統(tǒng)緯度的一步時(shí)間更新值；&為導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)學(xué)平臺俯仰角誤差的一步時(shí)間更新值；&為導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)學(xué)平臺滾動角誤差的一步時(shí)間更新值；顯然，武、武均為零。由于星敏感器的角度測量誤差很小，所以x、y的誤差也很小，與、<formula>formulaseeoriginaldocumentpage9</formula>相乘后導(dǎo)致的誤差為二階小量，所以測量噪聲可僅考慮高度角的測量誤差，具體有sin(hc)=sin(hr+hε)=sinhrcoshε+coshrsinhεsinhr+coshr·hE(7)sinhr+coshc·hE其中，h。為恒星高度角的測量值，hr為恒星高度角的真實(shí)值，hE為恒星高度角的測量噪聲；第三步，對式(5)、(6)和式(7)所建立的組合導(dǎo)航系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程進(jìn)行離散化處理后，即可利用線性卡爾曼濾波器對慣性導(dǎo)航誤差進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)和修正。SINS/CNS的可觀測性分析本節(jié)分析本文提出的SINS/CNS深組合模型的可觀測性。由天文定位的原理可知，水平基準(zhǔn)姿態(tài)誤差與天文定位誤差是耦合在一起，所以即使可見恒星數(shù)大于4時(shí)，由式(4)構(gòu)成的方程組在用迭代最小二乘法計(jì)算經(jīng)緯度和數(shù)學(xué)平臺誤差角會面臨矩陣無法求逆的問題，所以該組合導(dǎo)航系統(tǒng)是不可觀測的。但是Markley在文獻(xiàn)8有這樣的論述“狀態(tài)方程中狀態(tài)的改變，不影響觀測方程中值的變化，則為不可觀測”，這樣一種理解某種程度上放寬了對可觀測性判別的要求。所以在慣導(dǎo)系統(tǒng)中“數(shù)學(xué)平臺”角誤差與位置誤差不能滿足式(4)的約束時(shí)，也是能夠被SINS/CNS深組合系統(tǒng)估計(jì)出來的，從而能夠維持一定的精度。SINS/CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)仿真在SINS/CNS深組合導(dǎo)航系統(tǒng)的仿真驗(yàn)證中，假設(shè)飛行器做機(jī)動飛行，其飛行軌跡中含有爬升、變速、平飛、轉(zhuǎn)彎和俯沖等飛行狀態(tài)，其飛行軌跡如圖1所示。飛行器的初始位置為東經(jīng)110°、北緯20°，飛行器先做20s的地面加速滑行，然后加速爬高40s，然后改平后飛行600s，接著飛行器傾斜轉(zhuǎn)彎90°后改平飛600s，接著加速爬高32s后平直飛行480s，在減速飛行140s后傾斜轉(zhuǎn)彎90°平飛600s，然后俯沖20s改平后立即傾斜轉(zhuǎn)彎90°并平飛300余秒，共飛行3600s，具體航跡如圖1所示。設(shè)慣導(dǎo)系統(tǒng)的等效陀螺漂移為0.1°/h，等效加速度零偏為O.OOOlg，陀螺一階馬爾可夫過程相關(guān)時(shí)間為3600s，加速度零偏一階馬爾可夫過程相關(guān)時(shí)間為1800s；仿真過程中假設(shè)天文敏感器輸出周期為ls，即設(shè)置卡爾曼濾波器每Is工作一次；設(shè)置濾波器工作初始值如表2所示。表2卡爾曼濾波器工作初始值Tab.2Theworkinitialvalueofkalmanfiltering<table>tableseeoriginaldocumentpage10</column></row><table>圖2圖4中的虛線表示的是采用純SINS導(dǎo)航與標(biāo)準(zhǔn)航跡的誤差曲線，圖2圖4中的實(shí)線表示的是采用SINS/CNS組合導(dǎo)航與標(biāo)準(zhǔn)航跡的誤差曲線，從而可以比較SINS/CNS深組合導(dǎo)航的性能。圖2為純SINS導(dǎo)航與SINS/CNS組合導(dǎo)航的姿態(tài)誤差，由圖可知，SINS/CNS組合導(dǎo)航的姿態(tài)誤差角06和6得最大值分別為72"和126"，而純SINS導(dǎo)航姿態(tài)誤差角和Φη的最大值分別高達(dá)為288〃和396〃；圖3為純SINS導(dǎo)航與SINS/CNS組合導(dǎo)航的定位誤差，由圖可知，SINS/CNS組合導(dǎo)航的定位誤差δL和δλ的最大值分別為3.Ikm和2.2km,而純SINS導(dǎo)航的定位誤差δL和δλ的最大值分別高達(dá)為9.3km和Ilkm；圖4為純SINS導(dǎo)航與SINS/CNS組合導(dǎo)航的測速誤差，由圖可知，SINS/CNS組合導(dǎo)航的測速誤差Sve和δνη的最大值分別為5.5m/s和4.6m/s,而純SINS導(dǎo)航的測速誤差δve和δνη的最大值分別高達(dá)為9.2m/s和11.lm/s。由此可見，本文提出的SINS/CNS深組合導(dǎo)航模型是正確有效的，能夠有效抑制純SINS的發(fā)散，并在3600s的仿真時(shí)段內(nèi)，該組合導(dǎo)航方式的誤差是有界的，無明顯的發(fā)散趨勢；進(jìn)一步的仿真表明，如果捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的精度進(jìn)一步提高，組合導(dǎo)航系統(tǒng)的性能也會進(jìn)一步改善。權(quán)利要求一種捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與天文導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)組合導(dǎo)航的方法，其特征在于包括如下步驟第一步建立基于SINS數(shù)學(xué)平臺的天文導(dǎo)航定位模型1)建立天文定位模型采用地球固聯(lián)坐標(biāo)系OXYZ為參考系建立天文定位模型式(1)中δA，ω分別代表恒星的赤緯、地方時(shí)角，其中地方時(shí)角ω為恒星的格林時(shí)角tGA即0°經(jīng)線處的地方時(shí)角與飛行器所在位置經(jīng)度λ的和，h為星敏感器觀測得到恒星的高度角值，λ、分別為在地固坐標(biāo)系中的經(jīng)度、緯度即飛行器所在的經(jīng)度、緯度；2)建立考慮SINS數(shù)學(xué)平臺誤差的天文測量模型SINS導(dǎo)航坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到SINS平臺坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為<mrow><mi>C</mi><mo>≈</mo><mfencedopen='['close=']'><mtable><mtr><mtd><mn>1</mn></mtd><mtd><msub><mi>φ</mi><mi>u</mi></msub></mtd><mtd><mo>-</mo><msub><mi>φ</mi><mi>n</mi></msub></mtd></mtr><mtr><mtd><mo>-</mo><msub><mi>φ</mi><mi>u</mi></msub></mtd><mtd><mn>1</mn></mtd><mtd><msub><mi>φ</mi><mi>e</mi></msub></mtd></mtr><mtr><mtd><msub><mi>φ</mi><mi>n</mi></msub></mtd><mtd><mo>-</mo><msub><mi>φ</mi><mi>e</mi></msub></mtd><mtd><mn>1</mn></mtd></mtr></mtable></mfenced><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>2</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>式(2)中，φu、φn和φe分別為數(shù)學(xué)平臺的航向角誤差、滾動角誤差和俯仰角誤差；式(1)所述的天文定位模型在考慮耦合SINS數(shù)學(xué)平臺角誤差的情況下表示成式(3)中，平臺坐標(biāo)系中的恒星方向矢量表示為[xyz]T，x、y、z分別為該方向矢量的三個(gè)分量；第二步建立SINS和CNS組合系統(tǒng)模型a)建立SINS和CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)模型采用線性卡爾曼濾波器進(jìn)行組合，系統(tǒng)的狀態(tài)方程為SINS的誤差方程，導(dǎo)航坐標(biāo)系選為東北天地理坐標(biāo)系，獲得捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差方程即組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)模型為其中系統(tǒng)狀態(tài)變量定義為<mrow><mi>X</mi><mo>=</mo><mo>[</mo><msub><mi>φ</mi><mi>e</mi></msub><mo>,</mo><msub><mi>φ</mi><mi>n</mi></msub><mo>,</mo><msub><mi>φ</mi><mi>u</mi></msub><mo>,</mo><mi>δ</mi><msub><mi>υ</mi><mi>e</mi></msub><mo>,</mo><mi>δ</mi><msub><mi>υ</mi><mi>n</mi></msub><mo>,</mo><mi>δ</mi><msub><mi>υ</mi><mi>u</mi></msub><mo>,</mo><mi>δL</mi><mo>,</mo><mi>δλ</mi><mo>,</mo><mi>δh</mi><mo>,</mo><msub><mi>ϵ</mi><mi>bx</mi></msub><mo>,</mo><msub><mi>ϵ</mi><mi>by</mi></msub><mo>,</mo><msub><mi>ϵ</mi><mi>bz</mi></msub><mo>,</mo><msub><mi>ϵ</mi><mi>rx</mi></msub><mo>,</mo><msub><mi>ϵ</mi><mi>ry</mi></msub><mo>,</mo><msub><mi>ϵ</mi><mi>rz</mi></msub><mo>,</mo><msub><mo>▿</mo><mi>x</mi></msub><mo>,</mo><msub><mo>▿</mo><mi>y</mi></msub><mo>,</mo><msub><mo>▿</mo><mi>z</mi></msub><mo>]</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mo>-</mo><mrow><mo>(</mo><mn>4</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>其中，F(xiàn)(t)為狀態(tài)系數(shù)矩陣，G(t)為噪聲系數(shù)矩陣，W(t)為系統(tǒng)動態(tài)噪聲；φe，φn，φu為平臺誤差角；δυe，δυn，δυu為速度誤差；δL，δλ，δh為緯度、經(jīng)度和高度誤差；εbx，εby，εbz，εrx，εry，εrz分別為陀螺常值漂移誤差和一階馬爾可夫漂移誤差；為加速度計(jì)零偏；b)建立SINS和CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的測量模型將式(3)在線性卡爾曼濾波器一步時(shí)間更新預(yù)測點(diǎn)上線性展開可表示為其中，<mrow><mi>dz</mi><mo>=</mo><mi>z</mi><mo>-</mo><mover><mi>z</mi><mo>^</mo></mover><mo>;</mo></mrow>dφe為數(shù)學(xué)平臺俯仰角誤差的待估小量；dφn為數(shù)學(xué)平臺滾動角誤差的待估小量；為導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)度的一步時(shí)間更新值；為導(dǎo)航系統(tǒng)緯度的一步時(shí)間更新值；為導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)學(xué)平臺俯仰角誤差的一步時(shí)間更新值；為導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)學(xué)平臺滾動角誤差的一步時(shí)間更新值；測量噪聲僅考慮高度角的測量誤差，具體有sin(hc)＝sin(hr+hε)＝sinhrcoshε+coshrsinhε≈sinhr+coshr·hε(6)≈sinhr+coshc·hε其中，hc為恒星高度角的測量值，hr為恒星高度角的真實(shí)值，hε為恒星高度角的測量噪聲；第三步對式(4)、(5)和式(6)所建立的組合導(dǎo)航系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程進(jìn)行離散化處理后，利用線性卡爾曼濾波器對慣性導(dǎo)航誤差進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)和修正。FSA00000089968100011.tif,FSA00000089968100012.tif,FSA00000089968100014.tif,FSA00000089968100015.tif,FSA00000089968100017.tif,FSA00000089968100018.tif,FSA00000089968100021.tif,FSA00000089968100022.tif,FSA00000089968100023.tif,FSA00000089968100024.tif,FSA00000089968100026.tif,FSA00000089968100027.tif,FSA00000089968100028.tif,FSA00000089968100029.tif全文摘要本發(fā)明公布了一種捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與天文導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)組合導(dǎo)航的方法，屬于組合導(dǎo)航領(lǐng)域。本發(fā)明采用SINS有誤差的“數(shù)學(xué)平臺”作為CNS的水平基準(zhǔn)，并根據(jù)耦合SINS姿態(tài)誤差天文定位原理構(gòu)建了深組合數(shù)學(xué)模型。本發(fā)明包括如下步驟第一步建立基于SINS數(shù)學(xué)平臺的天文導(dǎo)航定位模型，第二步建立SINS和CNS組合系統(tǒng)模型，第三步所建立的組合導(dǎo)航系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程進(jìn)行離散化處理，采用卡爾曼濾波器對慣性導(dǎo)航誤差進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)和修正。慣性/天文組合導(dǎo)航系統(tǒng)具有極好的自主性和抗干擾能力，采用本專利的方法，飛行器上可不安裝專門的水平基準(zhǔn)，有望簡化機(jī)載條件下的SINS/CNS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。文檔編號G01C21/16GK101825467SQ20101015222公開日2010年9月8日申請日期2010年4月20日優(yōu)先權(quán)日2010年4月20日發(fā)明者何真,劉建業(yè),華冰,屈薔,熊智,王丹,郁豐,陳海明,韓齡申請人:南京航空航天大學(xué)