The invention discloses a uniaxial rotation modulation inertia-astronomical depth integrated navigation method, which uses celestial vector to correct attitude error of aircraft and celestial height to correct position error of aircraft, and uses uniaxial rotation modulation technology to solve the problem of low horizontal reference accuracy caused by constant bias of accelerometer. Then the accuracy of inertial/astronomical integrated navigation is improved. The invention can significantly improve the navigation accuracy of the system and make up for the deficiency of the research on the inertial/astronomical depth integrated navigation method.
【技术实现步骤摘要】
一种单轴旋转调制惯性-天文深组合导航方法
本专利技术属于导航领域,一种单轴旋转调制惯性-天文深组合导航方法。
技术介绍
近年来,惯性/天文组合导航系统以其自主性强、不受电磁干扰、隐蔽性好、精度高等特点,在航空航天及国防军事领域得到了广泛应用。传统的惯性/天文浅组合导航方法中,天文导航需要同时观测三颗或三颗以上的恒星来确定飞行器的位置姿态,它与惯性导航解算的姿态相比较作为量测量,通过滤波求得系统的导航参数。惯性/天文深组合导航方法中,天文导航把天体矢量或天体高度直接与惯性导航数据进行融合,它不需要重复计算误差且只有一颗恒星被观测时,也能较好的工作,但在计算天体高度时需要利用惯性导航提供的水平基准,然而由于惯性器件的常值偏差,使得水平基准的精度较低,影响惯性/天文深组合导航系统的定位精度。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是:为弥补现有对惯性-天文深组合导航方法研究的不足,提高组合导航的精度,提出一种基于单轴旋转调制的惯性-天文深组合导航方法。本专利技术采用的技术方案为:一种基于单轴旋转调制的惯性-天文深组合导航方法,使用天体矢量修正飞行器的姿态误差,使用天体高度修正飞行器的位置误差。由于加速度计的常值偏置导致水平基准精度较低,影响了天文导航系统的定位精度,进而降低了组合导航的精度。在单轴旋转调制式捷联惯性导航系统中,通过使用单轴旋转调制技术,提高水平基准的精度,进而提高组合系统的导航精度。具体包括以下步骤:1.单轴旋转调制方案设计旋转调制技术对惯性导航系统来说是一种误差补偿技术,其过程可以表示为:初始时刻飞行器处于静止状态,即飞行器的位置固定不变,在飞行 ...
【技术保护点】
1.一种单轴旋转调制惯性‑天文深组合导航方法,其特征在于,包括如下步骤:步骤一、针对单轴旋转调制惯导技术,制定IMU的旋转方案,使IMU的常值偏置在三个方向上均有所调制;所述的IMU的旋转方案,IMU旋转采用敏感轴与旋转轴非重合的连续正反转的转位方案,o‑xbybzb代表本体坐标系,o‑xpypzp代表IMU坐标系,θbp代表IMU和飞行器之间的安装角,在起始时刻飞行器的导航系和本体系重合,陀螺仪绕着zb轴以恒定的角速度进行连续正反转旋转,旋转矩阵可以表示为:
【技术特征摘要】
1.一种单轴旋转调制惯性-天文深组合导航方法,其特征在于,包括如下步骤:步骤一、针对单轴旋转调制惯导技术,制定IMU的旋转方案,使IMU的常值偏置在三个方向上均有所调制;所述的IMU的旋转方案,IMU旋转采用敏感轴与旋转轴非重合的连续正反转的转位方案,o-xbybzb代表本体坐标系,o-xpypzp代表IMU坐标系,θbp代表IMU和飞行器之间的安装角,在起始时刻飞行器的导航系和本体系重合,陀螺仪绕着zb轴以恒定的角速度进行连续正反转旋转,旋转矩阵可以表示为:式中,w为旋转轴的旋转角速度,t为转动时间;陀螺的漂移可以表示为:式中,εn=[εEεNεU]T和分别代表导航坐标系中和IMU坐标系中陀螺的常值漂移;代表飞行器本体坐标系和导航坐标系之间的转换矩阵;代表一个正反转周期,从式(3)可知,当陀螺在x和z方向零偏相等时,且θbp为45°时,陀螺在三轴方向上的常值漂移在理论上可以被调制成零;步骤二、建立单轴旋转调制惯导误差方程;步骤三、以天体矢量和天体高度作为量测量,建立单轴旋转调制惯导-天文深组合状态方程和量测方程,首先对系统建立状态方程,根据组合滤波原理,选取捷联惯性导航系统的误差方程作为系统的状态方程,用表示状态量,φE,φN,φU分别表示东向、北向、天向平台失准角;δvE,δvN表示东向、北向的速度误差;δL,δλ分别表示飞行器的纬度误差、经...
【专利技术属性】
技术研发人员:宁晓琳,刘艳红,张杰,房建成,吴伟仁,刘刚,
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
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