基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法技术方案

本发明专利技术涉及基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法，用于长航时航空飞行器导航技术领域。通过纯惯导输出的位置信息，引导具有二维转动自由度物理平台上的天文观测子系统，对天空中的恒星目标进行观测，并进行恒星点目标图像在地理坐标系的位置信息解算，利用解算出的位置信息修正惯导输出的含有随时间积累的数据。本方法实现了基于INS的含误差项修正的机载长航时高精度天文定位系统，适用于机载物理平台上的天文定位导航。

【技术实现步骤摘要】
基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法
本专利技术涉及一种基于纯惯性导航系统(Inertialnavigationsystem，INS)的含误差项修正机载长航时高精度天文导航系统(Celastialnavigationsystem，CNS)的方法，用于长航时航空飞行器导航

技术介绍
天文导航是一门既古老又年轻的技术，它以自主性强、抗干扰性好、精度高等特点受到人们的普遍重视。天文导航系统利用恒星作为导航信息源，隐蔽性好。天文导航系统可以输出被观测星的赤经、赤纬和旋角，对这些信息进行解算可以得到载体的位置信息和姿态信息。虽然卫星导航系统刚刚出现时，天文导航在一定程度上被冷落，但是随着卫星导航系统暴露出易受干扰和攻击等缺陷，同时随着天文观测恒星点目标技术的进步，出现了全天候应用的紫外天文敏感器后，天文导航技术再次被人们重视。在天文导航定位算法方面，主要有基于等高圆的定位算法和基于纯天文几何解析法的定位算法，但是这些算法都需要同时观测两颗以上恒星，才能确定载机在惯性空间的位置信息。捷联式惯性导航系统是陀螺仪和加速度计直接安装在载体上的惯性导航系统，利用陀螺仪建立空间坐标基准(导航坐标系)，利用加速度计测量载体的运动加速度，将运动加速度转换到导航坐标系，经过两次积分运算，最终确定出载体的位置和速度等运动参数。惯性导航系统部以来任何外界信息，也不向外界辐射能量，具有短时间精度高、运动信息全面、隐蔽性好、不易受干扰等优点，在导航领域已得到广泛的应用。但是惯导系统中的陀螺漂移和加速度计零偏等误差，随着时间的推移导致惯导系统定位精度下降，也影响天文定位的精度。
技术实现思路
为了解决现有天文导航的定位算法需要同时观测两颗恒星，而惯导系统定位精度低的技术问题，本专利技术提供一种基于INS的含误差修正项提高机载长航时天文导航系统的方法。本专利技术的技术解决方案如下：一种基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特殊之处在于：当天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括以下步骤：1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息和2】天文导航系统根据接收到的惯导系统信息确定导航恒星；当确定的导航恒星仅有一颗时，按照步骤2.1-2.4计算惯导系统的输出误差；2.1】跟踪观测到导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h；2.2】通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤纬δA和时角tG，通过式(1)可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即其中，和表示INS输入的经度和纬度；2.3】计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：2.4】设△λ和△L为惯导系统的输出的经纬度误差，根据下式(2)计算△λ和△L：其中：3】通过下式计算经天文导航系统修正后的载机的地理经纬度信息如下：上述方法还包括步骤4】，将步骤3修正后的载机的地理纬度信息作为天文导航系统的输入值，再重复步骤2.1-2.4的方法进行计算得出新的经纬度误差从而输出载机的地理经纬度信息，可设置Δλ和ΔL的阈值作为迭代终止条件，具体表达式如下式所示：当步骤2】中天文导航系统同时观测到多颗恒星时，按照步骤2.1-2.4计算出通过每一颗恒星所得出的修正系数，给出多颗导航恒星时的矩阵描述，即Y＝M·σ+ε(4)其中σ＝[ΔλΔL]T由加权最小二乘原理，可以得到上式的解为σ＝(MTM)-1M×Y(5)其中ε表示由高度角和方位角的观测噪声误差；计算出σ后，即可根据进行迭代，得到天文导航输出的经纬度。为提高精度，可设置σ的阈值作为迭代终止条件。本专利技术与现有技术相比，优点是：1、本专利技术通过利用天文导航系统的观测信息对惯性导航系统的输出值进行修正，从而提高了天文导航系统输出信息的准确性，保证了导航精度。2、本专利技术与惯导系统相比，导航定位精度明显提高，其经度误差最大为30″，约为900m，纬度误差最大为45″，约为1km。天文导航与惯导系统精度相比，具有明显优势，并且长时间工作后误差不发散，可以满足高空长航时飞行的需要。3、本专利技术通过光学手段对宇宙中恒星的观测以实现导航，具有抗干扰性强的特点。4、本专利技术实现了天文导航系统白天较少观测恒星情况下的正常应用。附图说明图1可观测星等亮度优于5Mag的组合定位原理图；图2为仿真所用航迹；图3为经度误差对比图；图4纬度误差对比图。具体实施方式以下对本专利技术做详细说明。天文导航系统包括恒星跟踪观测平台、解算模块，恒星跟踪平台主要功能在于根据接收到的惯导系统信息计算最佳导航恒星，然后控制星敏感器跟踪观测此最佳导航恒星，最后经过星点提取、识别，和一系列的坐标转换输出导航恒星在地里坐标系下的观测高度角h与观测方位角A给解算模块。解算模块主要功能在于接收惯导系统信息和恒星跟踪平台的观测信息，然后对上述信息进行解算，输出载机的位置信息。由于天文导航系统主要是通过对导航恒星的观测信息来实现对惯导系统的修正，而全球范围内在昼间和夜间可供探测的恒星数目不一样，同时进入星敏感光学望远子系统视场内的恒星数也不一样。因此，需要分昼间观测星等亮度优于2.5Mag和夜间观测星等亮度优于5Mag两种情况进行研究：一、昼间观测星等亮度优于2.5Mag由于昼间亮度优于2.5Mag的恒星数量在全球范围内不多，在同一时刻进入导航系统光学视场的恒星数目不会超过一颗，图1所示是CNS/INS组合导航系统在昼间工作模式下的原理图。INS子系统在t时刻提供给CNS子系统初始位置信息，CNS根据此信息开始寻星，量测出在此信息基础上搜寻到的恒星像点在星敏感探测器靶面中心的脱靶量，导航计算机接收此脱靶量后解算出导航系统所在位置的误差量，最后将位置误差量与INS的位置信息进行修正后输出导航参数。其解算的步骤如下：1、天文导航系统接收到惯导系统输入的位置信息(经纬度和)后，确定最佳导航恒星，然后跟踪观测到此导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h。2通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的导航恒星的赤纬δA和时角tG，可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即其中，和表示INS输入的经度和纬度；△λ和△L为经纬度误差，有3计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：4载机的真实地理位置信息与导航恒星的观测信息存在以下关系：式中，λ和L分别表示载体的真实经度、真实纬度；δA、tG分别表示恒星的赤纬、格林时角，二者皆可通过观测时间从星历表中获得。在A和h处将式(1)进行一阶泰勒展开，并且与式(2)做差，可得：其中，5根据步骤4所示方程组，可以求解得到惯导系统输出经纬度的修正量△λ和△L如下：则可以得到经天文导航系统修正后的载机地理经纬度信息如下：6、计算出△λ和△L和后，即可根据进行迭代，得到天文导航输出的经纬度。为提高精度，可设置△λ和△L的阈值作为迭代终止条件。二、夜间观测星等亮度优于5Mag当夜间观测星等亮度优于5Mag时，天文导航系统可以同时观测到多颗恒星，其解算步骤与昼间单颗导航恒星时类似，INS子系统在t时刻提供给CNS子系统初始位置信息，CNS根据此信息开始寻星，量测出在此信息基础上搜寻到的多颗恒星像点在星敏感探测器靶面中心的脱靶量，导航计算机接收此脱靶量后解算出导航系统所在本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特征在于：当天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括以下步骤：1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息和2】天文导航系统根据接收到的惯导系统信息确定导航恒星；当确定的导航恒星仅有一颗时，按照步骤2.1‑2.4计算惯导系统的输出误差；2.1】跟踪观测到导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h；2.2】通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤纬δA和时角tG，通过式(1)可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即sinh^=sinδAsinL^+cosδAcosL^cos(tG+λ^)]]>cosA^=cosL^sinδA-sinL^cosδAcos(tG+λ^)cosh^---(1)]]>其中，和表示INS输入的经度和纬度；2.3】计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：Δh=h^-h]]>ΔA=A^-A]]>2.4】设△λ和△L为惯导系统的输出的经纬度误差，根据下式(2)计算△λ和△L：Δλ=α1(-cosAsinh·Δh-sinAcosh·ΔA)-β2·cosh·Δhα1β2-α2β1ΔL=β1(-cosAsinh·Δh-sinAcosh·ΔA)-β2·cosh·Δhα2β1-α1β2]]>其中：α1=cosL^sinδA-sinL^cosδAcos(tG+λ^)]]>β1=-cosL^cosδAsin(tG+λ^)]]>α2=-sinL^sinδA-cosL^cosδAcos(tG+λ^)]]>β2=sinL^cosδAsin(tG+λ^)]]>3】通过下式计算经天文导航系统修正后的载机的地理经纬度信息如下：L=L^-ΔL]]>λ=λ^-Δλ.]]>...

【技术特征摘要】
1.一种基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特征在于：当天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括以下步骤：1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息和2】天文导航系统根据接收到的惯导系统信息确定导航恒星；当确定的导航恒星仅有一颗时，按照步骤2.1-2.4计算惯导系统的输出误差；2.1】跟踪观测到导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h；2.2】通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤纬δA和时角tG，通过式(1)可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即其中，和表示INS输入的经度和纬度；2.3】计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：2.4】设△λ和△L为惯导系统的输出的经纬度误差，根据下式(2)计算△λ和△L：其中：

【专利技术属性】
技术研发人员：邓小国，杨晓许，谢梅林，魏宇，江波，唐慧君，
申请(专利权)人：中国科学院西安光学精密机械研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61