一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法技术

本发明专利技术公开了一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，包括如下步骤：S100、基于SINS/BDS系统的目标信息提取，通过无重置结构的联邦滤波器将对SINS/BDS组合导航系统进行信息提取；S200、基于SINS/CNS系统的目标信息提取；S300、设置局部滤波器，对已有的组合导航信息进行常规卡尔曼滤波，计算获得系统状态的两组局部最优估计值；S400、设置故障检测模块，检验各局部估计的有效性；S500、建立主滤波器结构，将有效的局部估计值送入主滤波器进行全局最优信息融合，得到系统公共状态的全局最优估计，该方法既吸收了SINS/BDS组合导航测速和定位精度高的优点，又吸收了SINS/CNS组合导航定姿精度高的优点，从而获得了很高的定姿、测速和定位精度，实现了各导航参数的全面最优化。

An aircraft navigation method based on Beidou navigation technology

The invention discloses an aircraft navigation method based on Beidou navigation technology, which comprises the following steps: S100, target information extraction based on SINS/BDS system, information extraction of SINS/BDS integrated navigation system through a federated filter without reset structure, S200, target information extraction based on SINS/CNS system; Local filter is set up to calculate two sets of local optimum estimates of the system state by conventional Kalman filter for the existing integrated navigation information; S400, fault detection module is set up to verify the validity of the local estimates; S500, the main filter structure is established, and the effective local estimates are sent to the main filter for all. Local optimal information fusion is used to obtain the global optimal estimation of the common state of the system. This method not only absorbs the advantages of SINS/BDS integrated navigation for high speed measurement and positioning accuracy, but also absorbs the advantages of SINS/CNS integrated navigation for high precision of attitude determination, thus obtaining high precision of attitude determination, velocity measurement and positioning, and realizing the overall navigation parameters. Optimization.

【技术实现步骤摘要】
一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法
本专利技术涉及飞行器导航领域，具体为一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法。
技术介绍
在现代战争中，高度的信息化，使得无论攻击方还是防御方都能够快速获取战场信息，但是投放武器系统的平台和武器的速度相对较低，无法快速抵达目标区域，并摧毁目标，战机稍纵即逝。速度慢、容易被拦截是当前巡航飞行器的最大缺点，针对这些问题，高超声速飞行器应运而生。作为高超声速飞行器的眼睛：导航系统，无疑是关键中的关键。导航系统是广义的飞行控制系统(导航、制导与控制系统)最基本的环节，它是制导和控制回路的基础，是其数据来源，是飞行器关键的部件之一，但是现有的用于飞行器导航的方法还存在以下不足之处：例如，申请号为201611032966.9，专利名称为一种基于北斗导航系统的微小型无人飞行器定位与导航方法的专利技术专利：其利用安装在四旋翼无人机底部的光流传感器获取无人机的速度信息，利用机载惯性导航装置获取加速度信息，利用机载视觉系统获取速度信息，结合北斗系统位置的原始测量值，经融合滤波获得对于位置和速度的估计；进而通过非线性的位置控制算法，实现飞行器位置控制。本专利技术主要应用于无人飞行器和飞行控制场合。但是，现有的基于北斗导航技术的飞行器导航方法存在以下缺陷：(1)目前，我国对于惯性与卫星、惯性与天文组合制导已有一定研究与应用，但是对基于多传感器信息融合的惯性、卫星、天文及其他系统组合导航技术的研究尚处于理论研究和实验探索阶段；(2)当前，国内在洲际导弹等战略武器的导航系统中很多采用了惯性/天文的组合导航模式，虽然有效地解决了稳定平台随着飞行时间增长而不断偏离基准位置的突出问题，在一定程度上减缓了惯导系统定位误差随时间积累的速度，但是在长航时、高速飞行等飞行环境下的导航精度仍然不高，而且还存在着结构复杂、体积大、重量重、可靠性差、容错性差以及维护困难等突出缺点；(3)国内目前研究了将平台惯导系统、星体跟踪器与全球定位系统(GPS)进行组合的导航系统，其在系统中配置了两台瞄准线相互正交的星体跟踪器，并将星体跟踪器安装在惯导平台上，这就使得各子系统之间耦合太紧，从而系统误差的估计效果受到一定影响。
技术实现思路
为了克服现有技术方案的不足，本专利技术提供一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，能有效的解决
技术介绍
提出的问题。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是：一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，包括如下步骤：S100、基于SINS/BDS系统的目标信息提取，通过无重置结构的联邦滤波器将对SINS/BDS组合导航系统进行信息提取；S200、基于SINS/CNS系统的目标信息提取，通过无重置结构的联邦滤波器将对SINS/CNS组合导航系统进行信息提取；S300、设置局部滤波器，对已有的组合导航信息进行常规卡尔曼滤波，计算获得系统状态的两组局部最优估计值；S400、设置故障检测模块，分别将两组局部最优估计值分别通过各自的故障检测模块，检验各局部估计的有效性；S500、建立主滤波器结构，将有效的局部估计值送入主滤波器进行全局最优信息融合，得到系统公共状态的全局最优估计。进一步地，在步骤S100中，基于SINS/BDS系统的目标信息提取的具体算法为：S101、姿态解算微分方程，设描述载体姿态的四元数为则其满足微分方程：其中，称为姿态速率；S102、获取姿态速率公式，利用其中，为捷联惯导中陀螺仪输出的载体角速率，为步骤S101中姿态更新所确定的姿态阵，为数学平台的指令角速度；S103、求解微分方程，联合步骤S101、S102就能即时获得姿态四元数的实时值，可确定出载体姿态矩阵为从而获得载体的航向角、俯仰角和滚转角。进一步地，在步骤S100、S200中联邦滤波器的速度更新算法如下所示：S201、获得速度更新方程，根据惯导系统的比力方程，可得捷联惯导系统的速度更新微分方程S202、确定某一时刻导航坐标系内的速度，设捷联惯导的速度更新周期为Tv＝tm-tm-1，对上式在[tm-1，tm]时间段内积分，经整理可得tm时刻载体在导航坐标系内的速度为S203、确定速度更新中的旋转效应补偿项，其中Δθm为角速度在[tm-1，tm]时间段内产生的角增量；S204、确定速度更新中的划桨效应补偿项。进一步地，在步骤S400中，其故障检测模块中具体校正方法如下：S401、设定载体转换矩阵，设载体坐标系(b系)到导航坐标系(n系)的转换矩阵为S402、计算矩阵转换误差角，设导航计算实际得到的导航坐标系为n1系，则对应的坐标转换矩阵为其中n1系相对n系存在误差角S403、确定系数转换矩阵，根据卡尔曼滤波器输出的数学平台姿态误差角估计值计算出从n1系到n系的转换矩阵即：从而，真实捷联姿态矩阵进一步地，在步骤S500中，主滤波器的组合导航信息融合算法如下：S501、设SINS/BDS组合导航的系统公共状态局部最优估计值为XB，其对应的估计均方差为PB；设而SINS/CNS组合导航的系统公共状态局部最优估计值为Xc，其对应的估计均方差为PC；S502、设Xc为组合导航系统的公共状态，Xci(i＝1，2…N)为局部滤波器i对公共状态的局部最优估计，该估计的协方差阵为PCi，δXci为各局部最优估计的估计误差，即：δXci＝Xci-Xc；S503、根据无重置联邦滤波器的全局信息融合算法，获得SINS/BDS/CNS组合导航系统公共状态的全局最优估计值X及其估计均方差P，即：进一步地，在步骤S503中，根据前一时刻局部卡尔曼滤波器的系统状态估计值XK-1及其均方误差PK-1，利用系统状态方程、捷联惯导系统及其它辅助系统的输出进行标准卡尔曼滤波。进一步地，在步骤S500中，对组合导航信息快速补偿算法进行计算机数学仿真。进一步地，在步骤S500中，主滤波器输出系统误差最优估计到主控系统，所述主控系统包括姿态解算四元数数量模块、俯仰角控制模块和PID控制模块；所述姿态解算四元数数量模块接收三轴加速度计的加速度信号，所述姿态解算四元数数量模块的信号端与三轴陀螺仪交互连接；所述姿态解算四元数数量模块的输出端连接俯仰角控制模块，所述俯仰角控制模块的控制端与PID控制模块相连接；所述PID控制模块输出端PWM波调节尾翼姿态。与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：(1)本专利技术的飞行器导航方法既吸收了SINS/BDS组合导航测速和定位精度高的优点，又吸收了SINS/CNS组合导航定姿精度高的优点，从而获得了很高的定姿、测速和定位精度，实现了各导航参数的全面最优化；(2)本专利技术的采用组合导航系统及其信息融合算法，将捷联惯导系统作为公共参考系统，北斗、天文导航系统作为辅助导航系统，采取联邦滤波结构设计捷联惯导/北斗/天文高精度组合导航系统，不仅具有很高的定姿、定位和测速精度，而且能够有效地估计出惯性器件的误差，其充分吸收了各导航子系统的优点，实现了各导航参数的最优化，并全面提高了导航系统的综合性能。附图说明图1为本专利技术的整体流程图；图2为本专利技术的主控系统结构示意图。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，其特征在于：包括如下步骤：S100、基于SINS/BDS系统的目标信息提取，通过无重置结构的联邦滤波器将对SINS/BDS组合导航系统进行信息提取；S200、基于SINS/CNS系统的目标信息提取，通过无重置结构的联邦滤波器将对SINS/CNS组合导航系统进行信息提取；S300、设置局部滤波器，对已有的组合导航信息进行常规卡尔曼滤波，计算获得系统状态的两组局部最优估计值；S400、设置故障检测模块，分别将两组局部最优估计值分别通过各自的故障检测模块，检验各局部估计的有效性；S500、建立主滤波器结构，将有效的局部估计值送入主滤波器进行全局最优信息融合，得到系统公共状态的全局最优估计。

【技术特征摘要】
1.一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，其特征在于：包括如下步骤：S100、基于SINS/BDS系统的目标信息提取，通过无重置结构的联邦滤波器将对SINS/BDS组合导航系统进行信息提取；S200、基于SINS/CNS系统的目标信息提取，通过无重置结构的联邦滤波器将对SINS/CNS组合导航系统进行信息提取；S300、设置局部滤波器，对已有的组合导航信息进行常规卡尔曼滤波，计算获得系统状态的两组局部最优估计值；S400、设置故障检测模块，分别将两组局部最优估计值分别通过各自的故障检测模块，检验各局部估计的有效性；S500、建立主滤波器结构，将有效的局部估计值送入主滤波器进行全局最优信息融合，得到系统公共状态的全局最优估计。2.根据权利要求1所述的一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，其特征在于：在步骤S100中，基于SINS/BDS系统的目标信息提取的具体算法为：S101、姿态解算微分方程，设描述载体姿态的四元数为则其满足微分方程：其中，称为姿态速率；S102、获取姿态速率公式，利用其中，为捷联惯导中陀螺仪输出的载体角速率，为步骤S101中姿态更新所确定的姿态阵，为数学平台的指令角速度；S103、求解微分方程，联合步骤S101、S102就能即时获得姿态四元数的实时值，可确定出载体姿态矩阵为从而获得载体的航向角、俯仰角和滚转角。3.根据权利要求1所述的一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，其特征在于：在步骤S100、S200中联邦滤波器的速度更新算法如下所示：S201、获得速度更新方程，根据惯导系统的比力方程，可得捷联惯导系统的速度更新微分方程S202、确定某一时刻导航坐标系内的速度，设捷联惯导的速度更新周期为Tv＝tm-tm-1，对上式在[tm-1，tm]时间段内积分，经整理可得tm时刻载体在导航坐标系内的速度为S203、确定速度更新中的旋转效应补偿项，其中Δθm为角速度在[tm-1，tm]时间段内产生的角增量；S204、确定速度更新中的划桨效应补偿项。4.根据权利要求1所述的一种基于北斗导航技术的飞行器导航方法，其特征在于：在步骤S400中，其故障检测模块中具体校正方法...

【专利技术属性】
技术研发人员：马德山，陈宏松，夏森，何李元，
申请(专利权)人：安徽尼古拉电子科技有限公司，
类型：发明
国别省市：安徽,34