[發明專利]一種基于全面最優校正的SINS/CNS組合導航系統及其導航方法有效
| 申請號： | 201310001151.4 | 申請日： | 2013-01-04 |
| 公開（公告）號： | CN103076015A | 公開（公告）日： | 2013-05-01 |
| 發明（設計）人： | 王新龍;金光瑞 | 申請（專利權）人： | 北京航空航天大學 |
| 主分類號： | G01C21/02 | 分類號： | G01C21/02;G01C21/16 |
| 代理公司： | 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232 | 代理人： | 王順榮;唐愛華 |
| 地址： | 100191*** | 國省代碼： | 北京;11 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 一種 基于 全面 最優 校正 sins cns 組合 導航系統 及其 導航 方法 | ||
1.一種基于全面最優校正的SINS/CNS組合導航系統，其特征在于：包括天文導航子系統、慣性導航子系統和信息融合子系統；天文導航子系統和慣性導航子系統為信息融合子系統提供位置、姿態信息，信息融合子系統為慣性導航子系統提供估計誤差；
所述天文導航子系統，包括大視場星敏感器、大氣折射模型、數字濾波器、天文定位單元和天文定姿單元；大視場星敏感器將觀測到的星光折射角提供給大氣折射模型；大氣折射模型根據星光折射角計算折射恒星的視高度，并將其提供給數字濾波器；數字濾波器對視高度信息進行降噪處理，并將處理后的信息發送給天文定位單元；天文定位單元利用基于星光折射間接敏感地平的解析天文定位方法得到位置信息和地平信息；天文定姿單元利用大視場星敏感器提供的慣性姿態信息和天文定位單元提供的地平信息確定姿態信息；該大視場星敏感器是采用數學仿真同時觀測多顆恒星，直接輸出飛行器的慣性姿態信息和折射恒星的星光折射角；該大氣折射模型是國際參考大氣（CIRA）1986，利用該大氣折射模型根據星光折射角計算出折射恒星的視高度；該數字濾波器是二階數字低通濾波器；該天文定位單元是利用視高度信息計算飛行器的位置；該天文定姿單元是直接利用慣性姿態信息和地平信息計算飛行器相對于導航坐標系的姿態信息；
所述慣性導航子系統，包括慣性測量單元和SINS解算單元；INS解算單元利用慣性測量元件的輸入解算出飛行器的位置和姿態信息；并利用信息融合子系統提供的估計誤差對SINS導航誤差進行校正；該慣性測量單元是由三個加速度計和三個陀螺儀組成，測量飛行器的加速度和角速度；該SINS解算單元是SINS解算過程，利用飛行器的加速度和加速度信息計算飛行器的位置、速度和姿態導航信息；
所述信息融合子系統，包括失準角計算單元和卡爾曼濾波器；失準角計算單元利用天文導航子系統和慣性導航子系統提供的姿態信息求得平臺失準角，并提供給卡爾曼濾波器；卡爾曼濾波器以SINS誤差方程為狀態方程，以位置誤差和平臺失準角作為觀測量進行卡爾曼濾波，得到平臺失準角、位置誤差和陀螺儀漂移誤差的估計值；該失準角計算單元是根據慣性導航子系統和天文導航子系統姿態輸出的誤差角計算系統的失準角；該卡爾曼濾波器采用標準卡爾曼濾波算法，以SINS誤差方程為狀態方程，以位置誤差和平臺失準角作為觀測量，對平臺失準角、位置誤差和陀螺儀漂移誤差進行估計。
2.一種基于全面最優校正的SINS/CNS組合導航方法，其特征在于：具體包括以下步驟：
步驟一：天文導航信息和慣性導航信息的計算
a、天文導航信息的計算
利用大視場星敏感器觀測多顆導航恒星和折射恒星，得到星光折射角；大氣折射模型利用星光折射角計算出視高度，利用數字濾波器對視高度進行預處理，得到的處理結果用于天文定位單元；天文定位單元利用基于星光折射的解析天文定位方法實現天文定位，具體過程如下：
根據星光折射的幾何原理，得到：
其中：α為折射后的星光矢量與飛行器位置矢量之間的夾角；Re為地球半徑；ha為視高度；rs為地心距，即飛行器到地心的距離；
當觀測到n顆折射恒星時，根據夾角α的定義得：
其中：為第i顆折射恒星折射后的星光矢量，由大視場星敏感器測得；地心單位矢量，即由地心指向飛行器的單位矢量；αi為和的夾角；
將公式(1)代入方程組(2)，得
其中：hai(i=1,2，...,n)為第i顆折射恒星的視高度；
方程組(3)中，地球半徑Re為已知量，折射后的星光矢量由大視場星敏感器獲得，視高度hai利用大視場星敏感器、大氣折射模型和數字濾波器得到，因此該方程組實際上含有rx,ry,rz和rs四個未知數；這樣，根據的約束條件，如果同時觀測三顆或三顆以上的折射恒星，就確定地心距rs和地心單位矢量進而求得飛行器的三維位置信息即經度、緯度和高度；當大視場星敏感器觀測到n≥3顆折射恒星時，方程組(3)寫成：
其中：
利用最小二乘法求解公式(4)，得到地心單位矢量的表達式為：
式中，B=(UTU)-1UT為矩陣U的廣義逆矩陣；
由于所以根據公式(5)得到地心距rs的一元方程為
采用牛頓迭代法解算方程(6)，具體迭代步驟如下：
（1）選取一個初始的地心距rs(0)；
（2）利用迭代公式計算出下一時刻的地心距；
迭代公式為：
其中：rs(k)、rs(k+1)分別為第k次和第k+1次的地心距估計值；A為F(rs)對rs的微分，即：
其中：為Z對地心距rs的偏微分，即：
（3）若|rs(k+1)-rs(k)|<τ，τ為給定的小量，則迭代結束，且rs(k+1)為地心距rs的數值解；否則，以rs(k+1)作為新的初始條件返回第（2）步重新進行計算；
然后，根據牛頓迭代法解算出地心距rs的數值解，并將其數值解代入公式(5)，即得到地心單位矢量
根據地心距的定義，由地心距rs確定飛行器的高度h為：
h=rs-Re?????????????(8)
根據地心單位矢量的定義，表示為：
因此，根據公式(9)確定飛行器的赤經αd、赤緯δd為
αd=arctan(ry/rx)，δd=arcsin(rz)???????(10)
其中：αd∈(0~2π)，δd∈(-π/2~π/2)；
將慣性系下的坐標赤經、赤緯(αd,δd)轉變為地理系下的經、緯度坐標(λ，L)，即：
λ=αd-tG，L=δd????????????(11)
其中：(λ，L)為飛行器的經、緯度；tG為春分點的格林時角，由時間基準得到；
此外，根據地心單位矢量的定義，還得到地平信息
這樣，天文定位單元輸出天文位置信息和地平信息；
天文姿態信息由天文定姿單元求得，天文定姿單元利用慣性姿態信息和地平信息，直接計算出天文姿態信息；
b、慣性導航信息的計算
慣性位置信息和慣性姿態信息由SINS解算單元求出，慣性導航子系統利用慣性測量單元測量飛行器的加速度信息和角速度信息；SINS解算單元根據加速度信息和角速度信息解算出飛行器的位置信息和姿態信息；
步驟二：組合導航系統狀態方程的建立
選擇東北天地理坐標系作為導航坐標系，組合導航系統的狀態方程為SINS的誤差方程，表示為：
其中：狀態向量
FN是平臺失準角誤差、速度誤差和位置誤差對應的狀態轉移矩陣；G為噪聲驅動矩陣：
為系統噪聲向量，包括陀螺儀隨機誤差ωgx,ωgy,ωgz和加速度計隨機誤差ωdx,ωdy,ωdz；
步驟三：組合導航系統量測方程的建立
選取平臺失準角誤差和位置誤差作為系統觀測量，建立量測方程；
a、平臺失準角誤差的量測方程建立
平臺失準角由天文導航子系統和慣性導航子系統輸出的姿態信息求得，令表示天文導航子系統和慣性導航子系統的姿態誤差角，其定義為：
δθ=θs-θc
δγ=γs-γc
其中：θc,γc是天文導航子系統輸出的姿態信息，θs,γs是慣性導航子系統輸出的姿態信息；
失準角計算單元利用姿態誤差角求得平臺失準角φx,φy，φz為：
根據公式(14)、(15)，根據天文導航子系統和慣性導航子系統的姿態輸出求的平臺失準角，進而得平臺失準角對應的觀測方程為：
Z1=H1X+V1?????????(16)
其中：Z1=[φx?φy?φz]T為平臺失準角的觀測量；H1=[I3×3?03×12]為平臺失準角對應的觀測矩陣；V1為觀測噪聲；
b、位置誤差的量測方程建立
將天文導航子系統與慣性導航子系統位置輸出的差值作為位置誤差的觀測量，則位置誤差對應的觀測方程為：
Z2=H2X+V2?????????(17)
其中：Z2=[Ls-Lc?λs-λc]T為位置誤差的觀測量；Lc,λc為天文導航子系統輸出的位置信息，Ls,λs為慣性導航子系統輸出的位置信息；H2=[02×6?I2×2?02×7]為位置誤差對應的觀測矩陣；V2為CNS的定位誤差；
步驟四：基于卡爾曼濾波的組合導航系統信息融合
卡爾曼濾波器利用捷聯慣導的誤差方程作為狀態方程，將天文導航子系統和慣性導航子系統位置輸出的差值和失準角計算單元輸出的平臺失準角作為觀測值，利用卡爾曼濾波算法對導航誤差進行實時估計，并將估計誤差發送到SINS解算單元，對導航誤差進行校正，提高導航精度。
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