【技术实现步骤摘要】
一种提高位置误差估计精度的惯性/天文组合导航方法
本专利技术涉及组合导航
，具体涉及一种提高位置误差估计精度的惯性/天文组合导航方法。
技术介绍
针对相对较短时间的高动态飞行器，例如导弹等，在保障系统安全性的前提下需屏蔽GPS信号，采用更加自主、安全的惯性/天文组合导航系统，因此对于导航精度提出了更高的要求。天文导航系统利用恒星敏感器观测恒星信息，输出高精度的姿态和位置信息，隐蔽性好，但使用状态不稳定、输出不连续；惯性系统短时精度高，但误差随时间积累，因此将二者结合进行组合导航，可以优势互补。目前基于姿态信息作为量测量的组合导航已经较为成熟，但实际应用过程中对于加速度计的误差估计仍需研究，系统在相对较短的运行时间内如何充分利用天文导航系统也是仍需关注的问题。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了克服上述缺陷，提供一种提高惯性/天文组合导航系统误差估计精度方法。本专利技术的目的通过如下技术方案实现：一种提高位置误差估计精度的惯性/天文组合导航方法，包括以下步骤：步骤一：天文导航
【技术保护点】
1.一种提高位置误差估计精度的惯性/天文组合导航方法，其特征在于：包括以下步骤：/n步骤一：天文导航系统观测天文信息：/n天文导航系统利用星敏感器观测导航星和折射星，通过星图匹配判定视场内折射星折射前后位置矢量，求得星光折射角，利用大视场恒星敏感器观测得到多颗导航星与折射星，其具体步骤为：/n定义发射点惯性坐标系i为惯导解算的导航坐标系，原点位于载体中心O，x轴指向目标点方向，y轴垂直向上，z轴构成右手坐标系；/n根据几何原理计算星光折射角R：/nR＝arccos(S
【技术特征摘要】
1.一种提高位置误差估计精度的惯性/天文组合导航方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一：天文导航系统观测天文信息：
天文导航系统利用星敏感器观测导航星和折射星，通过星图匹配判定视场内折射星折射前后位置矢量，求得星光折射角，利用大视场恒星敏感器观测得到多颗导航星与折射星，其具体步骤为：
定义发射点惯性坐标系i为惯导解算的导航坐标系，原点位于载体中心O，x轴指向目标点方向，y轴垂直向上，z轴构成右手坐标系；
根据几何原理计算星光折射角R：
R＝arccos(Sei·Sei')(1)
其中，Sei和Sei'分别为折射前与折射后的星光单位矢量。
另外根据星光折射原理有：
其中，Re为地球半径，ha为折射视高度，r＝[xcyczc]T为载体在地心惯性系的位置矢量，xc,yc,zc为三轴位置坐标量，u＝r·Sc，Sc为折射前的恒星在地心惯性系的三维位置矢量，ε为视高度误差小量；
由大气折射模型计算ha：
ha＝-21.7409+2.531e0.9805lnR-6.4413lnR(3)
天文导航系统所观测到的天文信息，通过天文定姿系统输出载体姿态信息，输出星光折射角信息与位置信息，通过计算获得视高度与视高度变化率，作为组合导航系统的观测信息；
步骤二：天文导航以及惯性导航数据预处理：
采用滤波方法对所获取的数据进行降噪等预处理；
步骤三：建立组合导航的状态模型和量测模型：
以发射点惯性系为导航坐标系，惯性导航系统的IMU解算单元输出载体的姿态信息与位置信息，天文导航系统的天文定姿单元输出天文信息；
组合导航系统的状态方程为惯性导航系统的误差方程，状态向量为15维：
包括发射点惯性系下的平台失准角φx,φy,φz，三轴速度误差δvx,δvy,δvz与位置误差δx,δy,δz，εx,εy,εz为陀螺仪的常值漂移，为加速度几的常值偏置；
进一步的，系统状态模型为：
其中状态转移矩阵为F(t)，噪声系数矩阵为G(t)，W(t)为系统噪声；
系统量测模型由三部分组成：
①由平台失准角误差建立的量测方程
所述平台失准角误差建立的量测方程由惯性导航系统输出的姿态信息θins,γins与天文导航系统输出的位姿信息θcns,γcns，结合平台失准角转换矩阵计算获得，即
其中导航坐标系转换到平台坐标系的姿态角误差转换矩阵为M，H1为对应的观测矩阵，V1为对应的观测噪声；
②由折射视高度建立的位置误差的量测方程
经过1)中天文导航系统对天文信息的处理，结合下式：
其中ε为视高度测量误差项，为小量；
所述视高度量测方程由惯性导航所输出的位姿信息所求得的视高度，与天文导航所输出的位姿信息所求得的视高度计算获得，即：
其中，ha,ins经过惯性导航输出的位姿信息真值获取，为惯性导航计算得出的位姿信息获取，为误差项，近似认为为天文导航输出的位姿信息获取，i＝1,2,3...n代表观测到的第i颗折射星，有
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