一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统及其实现方法技术方案

一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统，它包括捷联惯导、天文导航、惯导位置单元、惯导姿态单元及滤波器；捷联惯导将数学平台和位置矩阵提供给惯导姿态单元，同时还将经纬度信息提供给惯导位置单元，天文导航将惯性姿态矩阵传送给滤波器，惯导姿态单元将其构造的惯性姿态矩阵输入到滤波器，惯导位置单元将其构造的位置矢量信息输入到滤波器，滤波器将分别为天文导航子系统和捷联惯导子系统提供姿态和位置估计误差；其实现方法包括以下步骤：一：大视场星敏感器辅助捷联惯导系统获得高精度水平基准；二：基于高精度水平基准的天文位置矢量确定；三：建立组合导航系统的状态模型和量测模型；四：组合导航系统信息融合；五：通过信息反馈校正各子系统误差。

【技术实现步骤摘要】
—种火星车的SINS/CNS深组合导航系统及其实现方法一、
本专利技术提供一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统及其实现方法，它涉及一种适用于火星车的捷联惯导/天文导航(即:SINS/CNS)深组合导航系统及其实现方法，属于组合导航
。二、
技术介绍
火星车是火星探测的重要组成部分，它可以代替人类在复杂的非结构化环境中执行探测任务，大大节省探测成本，是目前对火星进行近距离探测的最直接有效的工具。火星车应该具有自主漫游和探测功能，能够在火星表面自动行驶几百米甚至是几十公里，通过自身携带的科学仪器可实现对火星表面环境的简单直接勘测。火星车要实现自主漫游和完成科学实验，必须具备高精度的自主导航能力。火星车的自主导航系统是探测过程中实现自动障碍规避和路径规划的基础，是火星车安全有效完成任务的重要保证。火星车通常借助地面站通过无线电测控进行导航控制，但由于火星和地球的自转和公转运动以及所带来的地面站和火星车相对地理位置的变化等，有时火星车会处于地面站无法测控的区域内。同时由于火星距离地球非常遥远，无线电测控在实时性和可靠性上都无法满足火星车的自主导航要求。因此，火星车利用自身携带的仪器设备进行自主导航已经成为了一个亟待解决的重要问题。现有的自主导航方法很多，有天文导航、惯性导航、地磁导航、车轮里程计等等。由于未知火星的磁场信息，地磁导航方法在火星表面不适用；考虑到火星表面的地质松软，车轮容易出现打滑等现象，导 致里程计误差较大，也不适合用于火星车自主导航；而天文导航和惯性导航同属环境敏感导航技术，具有自主性强，隐蔽性好，而且这两种导航方式还具有优势互补的特点。因此，天文/惯性组合导航系统是火星车自主导航的首选。目前，相对成熟的天文导航和惯导的组合方式有简单组合模式、基于陀螺漂移校正的组合模式、全面最优校正模式以及深组合模式。简单组合模式中捷联惯导(即:SINS)独立工作，提供位置、姿态、速度等导航信息，天文导航系统与SINS提供的基准信息相结合，可获得载体的位置、姿态信息，并对SINS的位置、航向数据进行校正。但由于该组合模式使用过程中并未对惯性器件(陀螺仪和加速度计)误差进行校正，因此，随着时间的增加，该组合模式的位置、速度和姿态误差均发散。基于陀螺仪漂移校正的组合模式又称最优组合模式，将大视场星敏感器输出的高精度惯性姿态信息，与SINS构造的惯性姿态信息相结合，通过估计并补偿SINS中陀螺仪漂移误差，可以通过有效修正SINS的姿态误差，来达到提高导航精度的目的。但该组合模式由于无法对加速度计的误差进行估计和补偿，因此，随着时间的延长，其位置误差仍然发散。全面最优校正模式必须解决高精度自主水平基准问题，目前常用星光折射间接敏感地平的方法得到水平基准，而火星大气模型未知，因此该模式不适用于火星车自主导航系统的设计。深组合模式中，SINS与天文导航系统相互辅助，星敏感器三轴定姿原理得到惯性姿态辅助SINS可输出高精度的地平信息，SINS为天文提供地平信息，使得天文导航系统能够输出高精度的位置信息。并将捷联惯导系统和天文导航系统的位置、姿态输出的差值作为量测量，估计并校正SINS的导航解算误差。组合滤波器能够估计并补偿平台角误差和陀螺仪漂移，从而提高导航精度。由于不能估计和补偿加速度计零偏引起的误差，导航信息依然发散。传统的深组合不能满足长运行时间的导航精度。为了满足火星车长时间、高精度自主导航的要求，以及克服天文导航水平基准的限制，本专利技术提出了一种适用于火星车的SINS/CNS深组合导航方案及其实现方法。三、
技术实现思路
针对现有技术中存在的问题，本专利技术提出一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统及其实现方法，通过利用高精度水平基准，结合大视场星敏感器提供的高精度惯性姿态，获得精确的天文位置矢量，再结合SINS提供的位置、姿态信息，实现了对惯性器件误差的有效估计并校正，从而达到了大幅度提闻导航精度的目的。本专利技术一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统，包括捷联惯导子系统、天文导航子系统、惯导位置量测信息构造单元、惯导姿态量测信息构造单元以及组合导航滤波器；它们之间的关系是:捷联惯导子系统将数学平台和位置矩阵提供给惯导姿态量测信息构造单元，同时还将经纬度信息提供给惯导位置量测信息构造单元，天文导航子系统将惯性姿态矩阵传送给组合导航滤波器，惯导姿态量测信息构造单元将其构造的惯导的惯性姿态矩阵输入到组合导航滤波器，惯导位置量测信息构造单元将其构造的位置矢量信息输入到组合导航滤波器，组合导航滤波器将分别为天文导航子系统和捷联惯导子系统提供姿态和位置估计误差。所述捷联惯导子系统包括惯性测量元件和惯导解算单元，它们之间的关系是惯性测量元件将相对于惯性空间的角速度和比力提供给惯导解算单元，作为惯导解算单元的一个输入:惯性测量元件测量火星车相对于惯性空间的角速度和比力，将所得的角速度和比力信息传送到惯导解算单元；惯导解算单元根据载体的初始位置信息以及惯性测量组件传输的信息，通过力学编排实时解算火星车的位置和姿态矩阵；该惯性测量元件即为一个惯组，包括三个加速度计和三个陀螺仪(在现有惯组中，选取满足要求的元件，要求陀螺仪常值漂移为0.01° /h，随机漂移为0.01° /h，加速度计常值漂移为50 μ g，随机偏置为10 μ g，惯性器件数据输出周期为0.0ls)，通过正交安装，能够敏感相对于惯性空间的角速度和比力。(h—小时，s—秒)该惯导解算单元是一个将惯性测量元件输出的比力和角速度信息经过一系列的计算和更新，解算出载体的实时位置、速度、姿态等导航信息的算法，该算法流程图如图3，首先输入火星车的初始位置、速度和姿态等信息，经过初始对准，并计算火星自转速率、位置速率，再根据惯性测量单元输出的角速度和比力，计算姿态速率，从而更新姿态矩阵，然后使用惯导基本方程计算速度增量，并二次积分得到经纬度信息，最后计算姿态角，如此循环，直到系统停止工作，即可实时解算出惯导提供的导航信息，为后续的组合导航提供数据支持。所述天文导航子系统包括大视场星敏感器、多矢量定姿模块和天文位置矢量构造单元，它们之间的关系是:大视场星敏感器将其观测到的多个恒星星光矢量提供给多矢量定姿模块，作为多矢量定姿模块的输入，多矢量定姿模块将其输出的惯性姿态矩阵作为天文位置矢量构造单元的一个输入，天文位置矢量构造单元再结合高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量:该大视场星敏感器主要由CCD器件、外围采样电路、信号处理电路和光学镜头四部分组成，在现有的大视场星敏感器中，按要求选取:其视场为20° X20°，量测噪声为2，数据输出周期为Is。它在同一时刻能够观测到三颗及以上的恒星星光矢量，并将其观测信息送入多矢量定姿模块；多矢量定姿模块处理接收到的星光矢量信息，得到火星车车体坐标系相对于惯性空间的姿态矩阵；天文位置矢量构造单元结合多矢量定姿模块得到的惯性姿态矩阵以及高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量；该大视场星敏感器是一种常用的星敏感器，它具有较大的视场，可以同时观测多颗恒星的星光矢量。恒星星光通过透镜投影到CXD面阵上，根据光学成像原理以及几何知识，可以得到恒星星光在星敏感器坐标系下的表示，而假设星敏感器坐标系与车体坐标系完全一致，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统，其特征在于：包括捷联惯导子系统、天文导航子系统、惯导位置量测信息构造单元、惯导姿态量测信息构造单元以及组合导航滤波器；它们之间的关系是：捷联惯导子系统将数学平台和位置矩阵提供给惯导姿态量测信息构造单元，同时还将经纬度信息提供给惯导位置量测信息构造单元，天文导航子系统将惯性姿态矩阵传送给组合导航滤波器，惯导姿态量测信息构造单元将其构造的惯导的惯性姿态矩阵输入到组合导航滤波器，惯导位置量测信息构造单元将其构造的位置矢量信息输入到组合导航滤波器，组合导航滤波器将分别为天文导航子系统和捷联惯导子系统提供姿态和位置估计误差；所述捷联惯导子系统包括惯性测量元件和惯导解算单元，它们之间的关系是惯性测量元件将相对于惯性空间的角速度和比力提供给惯导解算单元，作为惯导解算单元的一个输入：惯性测量元件测量火星车相对于惯性空间的角速度和比力，将所得的角速度和比力信息传送到惯导解算单元；惯导解算单元根据载体的初始位置信息以及惯性测量组件传输的信息，通过力学编排实时解算火星车的位置和姿态矩阵；该惯性测量元件即为一个惯组，包括三个加速度计和三个陀螺仪；在现有惯组中，选取满足要求的元件，要求陀螺仪常值漂移为0.01°/h，随机漂移为0.01°/h，加速度计常值漂移为50μg，随机偏置为10μg，惯性器件数据输出周期为0.01s，通过正交安装，能够敏感相对于惯性空间的角速度和比力；该惯导解算单元是一个将惯性测量元件输出的比力和角速度信息经过一系列的计算和更新，解算出载体的实时位置、速度和姿态导航信息的算法，首先输入火星车的初始位置、速度和姿态信息，经过初始对准，并计算火星自转速率、位置速率，再根据惯性测量单元输出的角速度和比力，计算姿态速率，从而更新姿态矩阵，然后使用惯导基本方程计算速度增量，并二次积分得到经纬度信息，最后计算姿态角，如此循环，直到系统停止工作，即能实时解算出惯导提供的导航信息，为后续的组合导航提供数据支持；所述天文导航子系统包括大视场星敏感器、多矢量定姿模块和天文位置矢量构造单元，它们之间的关系是：大视场星敏感器将其观测到的多个恒星星光矢量提供给多矢量定姿模块，作为多矢量定姿模块的输入，多矢量定姿模块将其输出的惯性姿态矩阵作为天文位置矢量构造单元的一个输入，天文位置矢量构造单元再结合高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量：该大视场星敏感器由CCD器件、外围采样电路、信号处理电路和光学镜头四部分组成，在现有的大视场星敏感器中，按要求选取：其视场为20°×20°，量测噪声为2″，数据输出周期为1s；它在同一时刻能够观测到三颗及以上的恒星星光矢量，并将其观测信息送入多矢量定姿模块；多矢量定姿模块处理接收到的星光矢量信息，得到火星车车体坐标系相对于惯性空间的姿态矩阵；天文位置矢量构造单元结合多矢量定姿模块得到的惯性姿态矩阵以及高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量；该大视场星敏感器是一种常用的星敏感器，它具有较大的视场，能同时观测多颗恒星的星光矢量；恒星星光通过透镜投影到CCD面阵上，根据光学成像原理以及几何知识，能得到恒星星光在星敏感器坐标系下的表示，而假设星敏感器坐标系与车体坐标系完全一致，因此，能通过星敏感器所获得的信息，得到多颗恒星矢量在车体坐标系下的表示，为多矢量定姿模块提供了信息；该多矢量定姿模块根据星敏感器的测姿原理，能得到等式S＝G·A，其中G为大视场星敏感器输出的n个星光矢量组成的维数为n×3的矩阵，S为对应于G中n个恒星在惯性空间中的坐标组成的维数为n×3的矩阵，通过采用最小二乘法求解星敏感器的惯性姿态矩阵A＝(GTG)‑1(GTS)；该天文位置矢量构造单元是一个计算单元，它根据姿态四元数与刚体旋转的关系，将机体系下的轴旋转到与地理坐标系下的Z轴重合，得到矢量由于姿态四元数与姿态转换矩阵之间在该转换情况下存在预定的等价关系，上述的姿态四元数可由高精度的数学平台代替，然后，通过惯性姿态矩阵将矢量投影到火星惯性坐标系，得到位置矢量从而构造出了天文位置矢量；所述惯导位置量测信息构造单元根据捷联惯导子系统确定的经纬度等位置信息，确定载体的位置矢量，并将其作为量测信息输入组合导航滤波器中；该惯导位置量测信息构造单元是一个计算单元，通过经纬度信息以及其与位置矢量的关系，计算出惯导位置量测信息所述惯导姿态量测信息构造单元根据捷联惯导子系统输出的位置和姿态矩阵等导航信息，确定从火星赤道惯性坐标系到载体坐标系的惯性姿态矩阵；该惯导姿态量测信息构造单元也是一个计算单元，它计算惯导捷联矩阵的转置、位置矩阵以及从火星惯性坐标系I转换到火星星固坐标系m的方向余弦矩阵的连乘积，并将该计算结果作为惯导构造的姿态量测信息；所述组合导航滤波器是卡尔曼滤波器，它是以SINS误差方程作为状态方程，以惯导姿态量测信息构造单...

【技术特征摘要】
1.一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统，其特征在于:包括捷联惯导子系统、天文导航子系统、惯导位置量测信息构造单元、惯导姿态量测信息构造单元以及组合导航滤波器；它们之间的关系是:捷联惯导子系统将数学平台和位置矩阵提供给惯导姿态量测信息构造单元，同时还将经纬度信息提供给惯导位置量测信息构造单元，天文导航子系统将惯性姿态矩阵传送给组合导航滤波器，惯导姿态量测信息构造单元将其构造的惯导的惯性姿态矩阵输入到组合导航滤波器，惯导位置量测信息构造单元将其构造的位置矢量信息输入到组合导航滤波器，组合导航滤波器将分别为天文导航子系统和捷联惯导子系统提供姿态和位置估计误差； 所述捷联惯导子系统包括惯性测量元件和惯导解算单元，它们之间的关系是惯性测量元件将相对于惯性空间的角速度和比力提供给惯导解算单元，作为惯导解算单元的一个输入:惯性测量元件测量火星车相对于惯性空间的角速度和比力，将所得的角速度和比力信息传送到惯导解算单元；惯导解算单元根据载体的初始位置信息以及惯性测量组件传输的信息，通过力学编排实时解算火星车的位置和姿态矩阵； 该惯性测量元件即为一个惯组，包括三个加速度计和三个陀螺仪；在现有惯组中，选取满足要求的元件，要求陀螺仪常值漂移为0.01° /h，随机漂移为0.01° /h，加速度计常值漂移为50 μ g，随机偏置为10 μ g，惯性器件数据输出周期为0.01s，通过正交安装，能够敏感相对于惯性空间的角速度和比力； 该惯导解算单元是一个将惯性测量元件输出的比力和角速度信息经过一系列的计算和更新，解算出载体的实时位置、速度和姿态导航信息的算法，首先输入火星车的初始位置、速度和姿态信息，经过初始对准，并计算火星自转速率、位置速率，再根据惯性测量单元输出的角速度和比力，计算姿态速率，从而更新姿态矩阵，然后使用惯导基本方程计算速度增量，并二次积分得到经纬度信息，最后计算姿态角，如此循环，直到系统停止工作，即能实时解算出惯导提供的导航信息，为后续的组合导航提供数据支持； 所述天文导航子系统包括大视场星敏感器、多矢量定姿模块和天文位置矢量构造单元，它们之间的关系是:大视场星敏感器将其观测到的多个恒星星光矢量提供给多矢量定姿模块，作为多矢量定姿模块的输入，多矢量定姿模块将其输出的惯性姿态矩阵作为天文位置矢量构造单元的一个输入，天文位置矢量构造单元再结合高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量:该大视场星敏感器由CCD器件、外围采样电路、信号处理电路和光学镜头四部分组成，在现有的大视场星敏感器中，按要求选取:其视场为20° X20°，量测噪声为2，数据输出周期为Is ;它在同一时刻能够观测到三颗及以上的恒星星光矢量，并将其观测信息送入多矢量定姿模块；多矢量定姿模块处理接收到的星光矢量信息，得到火星车车体坐标系相对于惯性空间的姿态矩阵；天文位置矢量构造单元结合多矢量定姿模块得到的惯性姿态矩阵以及高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量； 该大视场星敏感器是一种常用的星敏感器，它具有较大的视场，能同时观测多颗恒星的星光矢量；恒星星光通过透镜投影到CCD面阵上，根据光学成像原理以及几何知识，能得到恒星星光在星敏感器坐标系下的表示，而假设星敏感器坐标系与车体坐标系完全一致，因此，能通过星敏感器所获得的信息，得到多颗恒星矢量在车体坐标系下的表示，为多矢量定姿模块提供了信息； 该多矢量定姿模块根据星敏感器的测姿原理，能得到等式S = G.Α，其中G为大视场星敏感器输出的η个星光矢量组成的维数为ηΧ3的矩阵，S为对应于G中η个恒星在惯性空间中的坐标组成的维数为ηΧ3的矩阵，通过采用最小二乘法求解星敏感器的惯性姿态矩阵 A = (GtG) (GtS)；该天文位置矢量构造单元是一个计算单元，它根据姿态四元数与刚体旋转的关系，将机体系下的轴旋转到与地理坐标系下的Z轴重合，得到矢量Ζ〗，由于姿态四元数与姿态转换矩阵之间在该转换情况下存在预定的等价关系，上述的姿态四元数可由高精度的数学平台代替，然后，通过惯性姿态矩阵将矢量投影到火星惯性坐标系，得到位置矢量之:，从而构造出了天文位置矢量； 所述惯导位置量测信息构造单元根据捷联惯导子系统确定的经纬度等位置信息，确定载体的位置矢量，并将其作为量测信息输入组合导航滤波器中；该惯导位置量测信息构造单元是一个计算单元，通过经纬度信息以及其与位置矢量的关系，计算出惯导位置量测信肩?所述惯导姿态量测信息构造单元根据捷联惯导子系统输出的位置和姿态矩阵等导航信息，确定从火星赤道惯性坐标系到载体坐标系的惯性姿态矩阵；该惯导姿态量测信息构造单元也是一个计算单元，它计算惯导捷联矩阵的转置、位置矩阵以及从火星惯性坐标系I转换到火星星固坐标系m的方向余弦矩阵Cf的连乘积，并将该计算结果作为惯导构造的姿态量测信息； 所述组合导航滤波器是卡尔曼滤波器，它是以SINS误差方程作为状态方程，以惯导姿态量测信息构造单元与多矢量定姿模块分别提供的惯性姿态矩阵之差作为一个观测量，同时，以惯导位置量测信息构造单元与天文位置矢量构造单元分别提供的载体位置矢量信息之差作为另一个观测量，通过组合导航滤波器得到火星车位置、姿态以及惯性测量组件误差的估计值。2.根据权利要求1所述的一种火星车的SINS/CNS深组合导航方案的实现方法，其特征在于:具体包括以下步骤: 步骤一:大视场星敏感器辅助捷联惯导系统获得高精度水平基准； 为了方便以下讨论，首先定义几个常用的坐标系:导航坐标系OXnYnZn即“东北天”、车体坐标系OXbYbZb即“右前上”、火星惯性坐标系OX1Y1Z1、火星星固坐标系OXmYmZm ； 从车体坐标系b到导航坐标系η的坐标转换矩阵即为水平基准，由于SINS对准误差以及数学水平基准核心部件陀螺仪漂移导致的系统导航误差是随工作时间增加而积累的，惯性数学水平基准误差是振荡和发散的，其姿态误差随时间增大，因此未经修正的STNS姿态矩阵不能用作数学水平基准；根据姿态矩阵与姿态角的关系，SINS的捷联矩阵Ca与理想转换矩阵CT之间的姿态误差由平台失准角(ΦΕΦΝΦ?)表示为: 3...

【专利技术属性】
技术研发人员：王新龙，何竹，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11