[發(fā)明專利]基于自學(xué)習(xí)多速率殘差校正的偏振光慣性嚴(yán)密組合導(dǎo)航方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010329675.6
• 申請日: 2020-04-23
• 公開（公告）號: CN111337029B
• 公開（公告）日: 2021-08-31
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 申沖;劉曉晨;趙東花;趙小隔;曹慧亮;劉俊;唐軍;王晨光;劉曉杰
• 申請（專利權(quán)）人: 中北大學(xué)
• 主分類號: G01C21/20
• 分類號: G01C21/20;G01C21/16;G06N3/04
• 代理公司: 南京華恒專利代理事務(wù)所(普通合伙) 32335
• 代理人: 宋方園

本發(fā)明公開了一種基于自學(xué)習(xí)多速率殘差校正的偏振光慣性嚴(yán)密組合導(dǎo)航方法，當(dāng)偏振光系統(tǒng)正常工作時，將慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的航向角轉(zhuǎn)換為載體體軸相對于太陽子午線的方位角并作為狀態(tài)量，以偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)解算的載體體軸相對于太陽子午線方位角作為觀測量，利用CKF?ERC進(jìn)行兩數(shù)據(jù)的融合；將時間信息和z軸角速率作為長短時記憶神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的輸入、以偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)解算的數(shù)據(jù)作為網(wǎng)絡(luò)輸出，對其進(jìn)行訓(xùn)練，實(shí)現(xiàn)自學(xué)習(xí)功能；當(dāng)偏振光系統(tǒng)不可用，進(jìn)入誤差補(bǔ)償階段，通過LSTM預(yù)測偏振光的數(shù)據(jù)，并將預(yù)測值與慣性解算的方位角進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，提高復(fù)雜環(huán)境下載體長時間導(dǎo)航精度。本發(fā)明可有效提高導(dǎo)航定向的自主性，進(jìn)而提高無人機(jī)的智能化程度。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及深度學(xué)習(xí)與導(dǎo)航定位技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于自學(xué)習(xí)多速率殘差校正的偏振光慣性嚴(yán)密組合導(dǎo)航方法。

背景技術(shù)

慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(Inertial Navigation System，INS)以其抗干擾、高自主、輸出效率高等優(yōu)點(diǎn)已廣泛應(yīng)用于航空航天、智能汽車、無人機(jī)等軍用民用行業(yè)，但其利用積分獲得導(dǎo)航參數(shù)的同時也帶來了累積誤差的存在，從而使得長航時條件下精度發(fā)散嚴(yán)重，偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)是利用穩(wěn)定的大氣偏振模式實(shí)現(xiàn)載體航向角獲取，具有精度高、體積小、無累積誤差等優(yōu)點(diǎn)，是一種新興的導(dǎo)航方式。但其受遮擋、陰雨天的影響較大，從而很難滿足載體對航向角的獲取精度要求。偏振光/慣性嚴(yán)密組合導(dǎo)航系統(tǒng)在充分發(fā)揮二者的優(yōu)勢的同時彌補(bǔ)各自的不足，即偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)可校正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的累積誤差，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)可在陰雨天等不利條件下為載體提供導(dǎo)航信息，進(jìn)而提高組合導(dǎo)航系統(tǒng)的可靠性與精度。但是在偏振光導(dǎo)航不可用時，組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度便難以保持。無人機(jī)在情報偵察、精確打擊、遙感繪圖、航拍建模等軍用民用領(lǐng)域獲得了廣泛的應(yīng)用。導(dǎo)航定位是無人機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一，但在單一慣性導(dǎo)航模式下，很難滿足無人機(jī)的導(dǎo)航需求?？偠灾壳伴L時工作條件下慣性導(dǎo)航技術(shù)還不夠智能化，從而無法提供高精度導(dǎo)航信息。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：為了解決現(xiàn)有技術(shù)中，偏正光導(dǎo)航系統(tǒng)不可用時，且在長航時工作條件下，組合導(dǎo)航系統(tǒng)的精度發(fā)散的問題，本發(fā)明提供一種基于自學(xué)習(xí)多速率殘差校正的偏振光慣性嚴(yán)密組合導(dǎo)航方法。

技術(shù)方案：一種基于自學(xué)習(xí)多速率殘差校正的偏振光慣性嚴(yán)密組合導(dǎo)航方法，包括以下步驟：

(1)利用偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)解算出載體體軸相對于太陽子午線的方位角，作為觀測量；同時利用慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出載體體軸相對于太陽子午線的方位角，作為狀態(tài)量；將觀測量與狀態(tài)量輸入基于多速率殘差校正的容積卡爾曼濾波器，進(jìn)行數(shù)據(jù)的差速融合；

(2)當(dāng)偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)正常工作時，將計時器輸出的時間信息、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的Z軸角速率與偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的數(shù)據(jù)作為訓(xùn)練樣本，對長短時記憶神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行訓(xùn)練；

(3)當(dāng)偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)不可正常工作時，利用訓(xùn)練完成的長短時記憶神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)根據(jù)計時器輸出的時間信息與慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的Z軸角速率預(yù)測得出偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)的預(yù)測數(shù)據(jù)，將偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)的預(yù)測數(shù)據(jù)與慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的數(shù)據(jù)進(jìn)行融合；

(4)將融合后得到的載體體軸相對于太陽子午線的方位角，與天文公式進(jìn)行結(jié)合，轉(zhuǎn)化為絕對航向信息。

進(jìn)一步地，步驟(1)中，基于多速率殘差校正的容積卡爾曼濾波器的濾波過程為：當(dāng)狀態(tài)量與觀測量同時輸入時，進(jìn)行完整的濾波操作，既進(jìn)行時間更新也進(jìn)行觀測更新；當(dāng)在高頻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的數(shù)據(jù)輸出間隔時，只進(jìn)行時間更新，并使用估計的殘差對濾波狀態(tài)量進(jìn)行校正。

進(jìn)一步地，步驟(2)訓(xùn)練的過程為：將計時器輸出的時間信息、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的Z軸角速率以及偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的數(shù)據(jù)作為訓(xùn)練樣本，輸入到長短時記憶神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)中存儲單元的輸入門中進(jìn)行訓(xùn)練，經(jīng)過輸出門和遺忘門的解算后，輸出為偏振光導(dǎo)航系統(tǒng)的預(yù)測數(shù)據(jù)。

進(jìn)一步地，步驟(3)的具體方法為：