空天地一体化飞行器的光纤惯导系统及光纤惯导在轨对准方法技术方案

本发明专利技术公开一种惯导在轨的对准方法，适用于空天地一体化飞行器，该方法包括以下步骤：根据飞行器惯导的加表数据、GNSS速度信息判断空天地一体化飞行器处于在轨状态；利用惯导系统接收到的星敏感器信息、GNSS信息和与惯导解算的姿态、速度和位置信息构造滤波量测量，通过卡尔曼滤波器完成飞行器在轨的姿态、速度和位置初值的装订；同时对空天地一体化飞行器惯导系统在轨对准故障机制进行分析，给出判断阈值。本发明专利技术有效解决了空天地一体化飞行器光纤惯导系统入轨初始姿态、速度和位置的确定问题，且提供故障判断机制，对准精度高，工程易于实现。

Optical Fiber Inertial Navigation System of Space-Earth Integrated Vehicle and On-orbit Alignment Method of Optical Fiber Inertial Navigation

【技术实现步骤摘要】
空天地一体化飞行器的光纤惯导系统及光纤惯导在轨对准方法
本专利技术涉及航空航天领域，具体的说，涉及一种空天地一体化飞行器的光纤惯导系统在轨对准方法。
技术介绍
空天地一体化飞行器，兼具航空和航天两种平台的功能，既可以像普通飞机一样在大气层内作高超声速飞行,又能够像火箭、卫星一样进入太空，并能够灵活地进行轨道机动飞行。空天地一体化飞行器具有可重复使用、发射费用低、可维修性和周转时间、灵活机动性等革命性进步，还具有极大的军事潜力，是未来控制空间、争夺制天权的首选武器装备平台。空天地一体化飞行器整个飞行任务跨越航空、航天两个不同领域，当空天地一体化飞行器入轨时，飞行器速度非常快且加速度计敏感的比力基本为零，若因意外导致飞行器惯导重启，惯导无法通过常规的初始自对准方式确定初始姿态，需寻求新的“对准策略”完成飞行器惯导在轨过程中初始姿态、速度和位置的确定。近年来公开发表的文献中对常规地面罗经对准的研究较多，但对与飞行器在轨对准研究基本没有，如何解决飞行器入轨初期导航精度较差或飞行器惯导重启导致初始姿态、速度和位置无法确定问题还缺乏相应的技术方案。
技术实现思路
鉴于现有技术的不足，本专利技术所要解决的技术问题是：针对飞行器在轨的特殊空间环境，提供一种空天地一体化飞行器的光纤惯导系统及光纤惯导在轨对准方法，解决飞行器入轨初期导航精度较差或飞行器惯导重启导致初始姿态、速度和位置无法确定问题。本专利技术提供了一种惯导在轨的对准方法，应用于空天地一体化飞行器，包括如下步骤：S1,空天地一体化飞行器的惯导对三个陀螺和三个加表进行中断采样，利用采集的陀螺和加计数据进行姿态更新、速度更新和位置更新，实时解算获得飞行器的姿态、速度和位置信息，同时周期性接收外界GNSS数据和星敏感器数据；S2,空天地一体化飞行器的惯导根据采集的加计数据和GNSS速度信息判断飞行器是否处于在轨状态，且在轨对准起始时刻保证GNSS数据和星敏感器数据同时有效；进一步地，判断飞行器是否处于在轨状态包括如下情况，判断条件A1：上述飞行器速度很大且所述惯导加速度计敏感到的加速度较小，GNSS的速度信息v>1000(m/s)且所述惯导比力信息f＜3(m/s2)。S3,在S2步骤有效的前提下，利用接收到的星敏感器信息和GNSS信息，与飞行器惯导姿态、速度和位置信息，构造卡尔曼量测量，通过卡尔曼滤波器进行在轨对准；进一步地，上述测量过程包括，先选取北-东-地坐标系为导航参考系(n系)，前-右-下坐标系为载体坐标系(b系)，惯性坐标系为i系；通过卡尔曼滤波，获得在轨对准结束时刻捷联惯导(SINS)姿态、速度和位置的初值，选择误差状态为，姿态失准角φn，速度误差位置误差δpins陀螺常值零偏εb，加速度计常值偏置▽b。更进一步地，上述卡尔曼滤波过程包括，建立15维卡尔曼滤波器状态变量利用接收到的所述的GNSS数据与惯导速度位置之差，构造出SINS/GNSS卡尔曼滤波量测量，所述量测的量测方程为上式中pins为惯导的速度和位置值；pgnss为GNSS秒脉冲tP时刻的速度和位置量测量；wv和wp分别为速度、位置量测噪声。在构造所述量测方程前先统一坐标系，星敏感器输出的姿态矩阵是相对i系的，而捷联惯导输出的姿态矩阵则是相对n系的，CNS输出为惯性姿态利用SINS导航结果构造匹配量测构造方式为：其中np和nc分别表示由计算姿态和计算位置确定的导航坐标系，设真实位置处的导航坐标系为nt。则(3)式可展开为将分解为并考虑δθ为位置误差角。位置误差角δθ在北-东-地坐标系下为进一步地，设星敏感器量测误差为vcns，则输出的惯性姿态可表示为利用和构造量测匹配矩阵，从(8)式中提取量测量可得量测方程为进一步地，上述判别对准故障的条件包含下列两种之一或者其组合，a)在轨对准过程中，所述飞行器的惯导与所述GNSS组合滤波修正次数小于在轨对准时间的80％时对准故障；b)在轨对准过程中，所述飞行器的惯导与所述星敏感组合滤波修正次数小于在轨对准时间的40％时对准故障。此外，本专利技术提供了一种空天地一体化飞行器的惯导在轨的对准系统，包括下列模块：计算模块，实时解算获得飞行器的姿态、速度和位置信息；接收模块，周期性接收外界GNSS数据和星敏感器数据；判别模块，与计算模块和接收模块连接，根据采集的加计数据和速度信息判断飞行器是否处于在轨状态，同时在轨对准起始时刻保证GNSS数据和星敏感器数据同时有效；测量模块，与计算模块和接收模块连接，利用星敏感器信息和惯导系统解算的姿态构造姿态匹配量测量，同时根据GNSS数据与惯导速度、位置之差构造速度位置量测量；卡尔曼滤波器模块，连接测量模块，并且在判别飞行器是否处于在轨状态下生效，对速度位置测量量进行卡尔曼滤波器，得到在轨对准结束时刻惯导姿态、速度和位置的初值；反馈模块，针对在轨对准机制提出对准故障判断条件，设置相应阈值，判别出对准故障。本专利技术空天地一体化飞行器的光纤惯导系统及光纤惯导在轨对准方法和现有技术相比，其优点在于，(1)充分利用了空天地一体化飞行器常备的设备—GNSS和星敏感器，对飞行器惯导进行了在轨初值装订及误差修正，对准精度高；(2)在实现上较为简单，卡尔曼滤波器量测量构造容易；(3)在实现在轨对准的同时还实现了在轨对准故障检测，可及时准确的判别对准故障，提高了系统的可靠性；综上所述，本专利技术提出的惯导在轨对准方法利用GNSS和星敏感器辅助惯导进行对准，同时可准确判别对准故障，简单可行，对准精度高，可靠性高，工程实现容易，具有较高的工程应用价值。附图说明图1是本专利技术所提供的空天地一体化飞行器的惯导在轨对准方法流程示意图；图2是采用本专利技术所提供方法在工程实践中导航坐标系下空天地一体化飞行器12小时的姿态动力学轨迹图；图3是采用本专利技术所提供方法在工程实践中n系下空天地一体化飞行器12小时的速度动力学轨迹图；图4是采用本专利技术所提供方法在工程实践中n系下空天地一体化飞行器12小时的位置动力学轨迹图；图5是采用本专利技术所提供方法在工程实践中空天地一体化飞行器惯导在轨对准的姿态与动力学姿态的误差曲线图；图6是采用本专利技术所提供方法在工程实践中空天地一体化飞行器惯导在轨对准的速度与动力学速度的误差曲线图；图7是采用本专利技术所提供方法在工程实践中空天地一体化飞行器惯导在轨对准的位置与动力学位置的误差曲线图；图8是采用本专利技术所提供方法在工程实践中空天地一体化飞行器惯导在轨对准估计的陀螺常值漂移曲线图；图9是采用本专利技术所提供方法在工程实践中空天地一体化飞行器惯导在轨对准估计的加计常值偏置曲线图。具体实施方式以下结合附图说明和具体实施例对本专利技术提出的空天地一体化飞行器的光纤惯导系统及光纤惯导在轨对准方法作进一步详细说明。请参考图1，是本专利技术所提供的空天地一体化飞行器的惯导在轨对准方法的流程示意，包括如下步骤：步骤1,空天地一体化飞行器惯导根据采样的陀螺和加速度信息周期解算并输出飞行器的姿态、速度和位置信息；同时GNSS和星敏感器周期性向空天地一体化飞行器惯导发出GNSS数据和星敏感器数据。步骤2，空天地一体化飞行器惯导根据加计数据和GNSS速度信息判断飞行器是否处于在轨状态，且在轨对准起始时刻保证GNSS数据和星敏感器数据同时有效；步骤3，当飞行器满足在轨对准条件时，利用接本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种光纤惯导在轨对准方法，适用于空天地一体化飞行器，其特征在于，该方法包含：空天地一体化飞行器的光纤惯导对三个陀螺和三个加表进行中断采样，实时解算获得飞行器的姿态、速度和位置信息，同时周期性接收外界GNSS数据和星敏感器数据；根据采集的加计数据和速度信息判断飞行器是否处于在轨状态，且在轨对准起始时刻保证该GNSS数据和星敏感器数据同时有效；利用该星敏感器信息和惯导系统解算的姿态构造姿态匹配量测量，同时根据GNSS数据与惯导速度、位置之差构造速度位置量测量，通过卡尔曼滤波器得到在轨对准结束时刻惯导姿态、速度和位置的初值；针对在轨对准机制，设置对准故障判断条件和相应阈值，判别出对准故障。

【技术特征摘要】
1.一种光纤惯导在轨对准方法，适用于空天地一体化飞行器，其特征在于，该方法包含：空天地一体化飞行器的光纤惯导对三个陀螺和三个加表进行中断采样，实时解算获得飞行器的姿态、速度和位置信息，同时周期性接收外界GNSS数据和星敏感器数据；根据采集的加计数据和速度信息判断飞行器是否处于在轨状态，且在轨对准起始时刻保证该GNSS数据和星敏感器数据同时有效；利用该星敏感器信息和惯导系统解算的姿态构造姿态匹配量测量，同时根据GNSS数据与惯导速度、位置之差构造速度位置量测量，通过卡尔曼滤波器得到在轨对准结束时刻惯导姿态、速度和位置的初值；针对在轨对准机制，设置对准故障判断条件和相应阈值，判别出对准故障。2.如权利要求1所述的光纤惯导在轨对准方法，其特征在于，所述的根据采集的加计数据和速度信息判断飞行器是否处于在轨状态，包括，判断条件A1,所述空天地一体化飞行器的惯导入轨之后，所述飞行器速度很大而所述惯导加速度计敏感到的加速度较小，则设置在轨的判断条件为：GNSS的速度信息v>1000(m/s)且所述惯导比力信息f＜3(m/s2)。3.如权利要求1所述的光纤惯导在轨对准方法，其特征在于，所述根据GNSS数据与惯导速度、位置之差构造速度位置量测量，通过卡尔曼滤波器得到在轨对准结束时刻惯导姿态、速度和位置的初值，包括，选取北-东-地坐标系为导航参考系(n系)，前-右-下坐标系为载体坐标系(b系)，惯性坐标系为i系；通过卡尔曼滤波，获得在轨对准结束时刻捷联惯导(SINS)姿态、速度和位置的初值，选择误差状态为：姿态失准角φn，速度误差位置误差δpins，陀螺常值零偏εb，加速度计常值偏置4.如权利要求3所述的光纤惯导在轨对准方法，其特征在于，所述卡尔曼滤波，包括，建立15维卡尔曼滤波器状态变量，如下式(1)：利用接收到的所述的GNSS数据与惯导速度位置之差，构造出SINS/GNSS卡尔曼滤波量测量，所述量测的量测方程为：式(2)中pins为惯导的速度和位置值；pgnss为GNSS秒脉冲tP时刻的速度和位置量测量；wv和...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴枫，邵添羿，谷丛，幸伟，刘美霞，林建华，董建腾，张铭涛，姜峰，萨日娜，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31