一种远程高精度自主组合导航定位方法技术

本发明专利技术涉及一种远程高精度自主组合导航定位方法，其特征是在飞行器的飞行全程以捷联惯性导航系统（ＳＩＮＳ）为主导航系统，在主动段（或中段）辅以一种基于最小二乘微分校正的天文解析三维定位方法（ＣＮＳ）提供的三维高精度位置和姿态角信息，在再入段（末端）利用合成孔径雷达（ＳＡＲ）穿透能力强、分辨精度高、全天后的特点，当飞行器再入大气层后，再通过运动补偿后ＳＡＲ景象匹配提供的精确位置信息和航向信息对ＳＩＮＳ进行修正，从而可提高飞行器的落点（命中）精度，并且对消除或减小非制导误差有显著作用。本发明专利技术具有自主性及高精度的优点，可用于提高远程弹道导弹、远程巡航导弹、长航时无人机等远程飞行器的导航定位精度。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及，可用于提高远程弹道导弹、远程巡航导弹、长航时无人机及远程飞机等的导航定位精度。
技术介绍
将运载体从起始点引导到目的地的技术或方法称为导航。导航系统测量并解算出运载体的瞬时运动状态和位置，提供给驾驶员或自动驾驶仪实现对运载体的正确操纵或控制。随着科学技术的发展，可资利用的导航信息源越来越多，导航系统的种类也越来越多。如利用地磁场作用的罗盘导航；使用陀螺仪和加速度计测得加速度求得飞行器位置的惯性导航；利用测量多普勒频移获得飞行器地速和偏流角的多普勒导航；利用地面电台和飞行器上装置的无线电导航设备来求得飞行器位置的无线电导航；以及利用用户接收机接收卫星发射的导航信号，取得卫星星历、时钟校正参量及大气校正参量等数据后，计算出用户与不同卫星的伪距，从而推算出用户的位置、速度等信息的全球定位系统GPS等等。 但是，随着现代战争对武器系统性能要求的不断提高及电磁对抗技术的发展使作战环境的复杂化，对其导系统的精度、可靠性、快速发射、突防能力提出了更高的要求。因此，高精度、高可靠性、自主性强将是未来武器导航系统所具有的典型特点。 众所周知，惯性导航系统(INS)以其固有特点，一直作为最重要的导航制导方式，使其在军事领域倍受重视，在海、陆、空、天和水下得到了广泛应用。随着计算机技术的飞速发展，捷联式惯导系统(SINS)已成为INS的发展主流。在SINS中，复杂的机电式物理平台被计算机数学平台所取代，具有结构简单、体积小、重量轻、成本低、可靠性高、维护简单的特点，还可通过余度配置技术提高其容错能力，是国内外重点发展的一种INS，目前已广泛应用于车载、弹载、机载和舰载系统等的导航制导。虽然惯导具有自主性强、隐蔽性好、机动、连续、实时和不受气候条件限制的优点，但惯导系统具有固有的缺点导航精度随时间而发散，即长期稳定性差。 GPS是一种星基无线电导航和定位系统，能为世界上陆、海、空、天的用户，全天候、全时间、连续地提供精确的三维位置、三维速度以及时间信息。但是，GPS却存在着动态响应能力差，易受电子干扰影响，信号易被遮挡以及完善性较差的缺点。最致命的是GPS是由美国军方研制和操纵的，其本质上是一种军事系统，它的首要目的是为美军谋取军事优势。虽然美国的SA政策已宣布取消，但“新政策”的背后，是在信息战原理及导航战原理指导下，实施军用服务和民用服务的完全分离，同时加大其军用信号功率以压制敌对方可能的干扰，从而进一步保证其军用服务的高度可靠性和更加严密的导航信息优势垄断地位。 天文导航(CNS)是一种根据天体的精确坐标位置和它的已知运动规律测量天体相对飞行器参考基准面的高度角，计算出飞行器位置和航向的导航方法。CNS和SINS同属环境敏感导航系统，自主性强，隐蔽性高，精度高。特别适用于远程飞行任务，其导航精度亦不随工作时间而变化。目前发展较为成熟的天文导航方法主要有两种(1)基于“高度差法”的直接测量地平法；(2)通过星光折射间接测量地平法。方法(1)是当前最常使用的天文导航的方法，但由于地球表面的不规则，使得地平仪或惯性平台提供的水平基准的测量精度较低，这与星敏感器的测量精度不相匹配，将极大地影响系统的定位精度。方法(2)基于星光折射间接敏感地平的天文导航方法是20世纪80年代初发展起来的一种低成本、高精度天文导航定位方案。它是结合轨道动力学，利用高精度的CCD星敏感器以及大气对星光折射的数学模型，精确敏感地平，从而可实现精确定位。研究结果表明这种天文导航系统结构简单、成本低廉，能够达到较高的定位精度，是一种很有前途的天文导航定位方案。 然而，基于轨道动力学模型的间接敏感地平天文导航方法在实际应用时会遇到如下问题一方面，系统状态方程需要精确建模。航天器在运动过程中受到各种轨道摄动因素的影响，对各种轨道摄动因素进行精确建模是一个十分复杂的问题，即使能够对各种摄动因素进行精确建模，这样模型就会变得十分复杂，计算量大，就无法满足系统的实时性要求。另一方面，对于大多数的飞行器，它们的运动特性不满足轨道动力学方程。当航天器受到外力，如机动飞行时，航天器的运动学特性也不再满足轨道动力学方程，使得基于轨道动力学模型的间接敏感地平的天文导航方法不再适用。再次，基于轨道动力学模型的天文导航方法，是采用卡尔曼滤波技术递推估计系统的状态。天文导航系统属于非线性系统，需要采用非线性的滤波方法，目前天文导航系统的非线性滤波方法主要有扩展卡尔曼滤波(EKF)、无迹卡尔曼滤波(UKF)和粒子滤波(PF)。EKF和UKF都是基于系统噪声和量测噪声为高斯分布的滤波方法，而实际中天文导航系统的噪声分布不能视为简单的高斯分布，而且也无法知道噪声的精确统计特性，所以EKF和UKF的滤波性能会降低，甚至使滤波发散。PF虽然解决了噪声非高斯分布的问题，但计算量大，不能满足系统实时性的要求，而且PF还存在粒子枯竭和退化现象。从而使传统间接敏感地平的天文导航定位方法的应用受到限制。另外，CNS主要适用于飞行器的高空飞行，受气象条件影响较大，且目前的CNS导航定位方法只能提供经度和纬度二维位置信息，因此无法对SINS解算得到的经度、纬度和高度三维位置信息实现全面修正。 从以上分析可以看出，这些导航系统各有特色，优缺点并存，各种导航系统单独使用时是很难满足系统的导航性能要求。因此，提高导航系统整体性能的有效途径是采用组合导航技术，即用两种或两种以上的不同导航系统对同一导航信息作测量并解算以形成量测量，从这些量测量中计算出各导航系统的误差并校正之。采用组合导航技术的系统统称为组合导航系统，参与组合的各导航系统称为子导航系统。综合不同导航方式的优点，弥补其不足，并通过信息融合技术使各子系统有机地结合起来，使其协调工作，取长补短，从而可使导航系统的精度和可靠性得到极大的改善。 可见，随着科技的不断发展和国防现代化的要求，研制一种精度更高、可靠性更好和自主性更强的复合导航系统就成了导航制导技术发展的客观要求。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供，该方法能够大大提高了远程飞行器的导航精度，并具有自主性及突防能力强的特点。 本专利技术的技术解决方案为，其特点在于包括下列步骤 (1)飞行器飞行全程以SINS为主导航系统，综合SINS的加速度误差、速度误差、位置误差和平台失准角误差方程，建立SINS/CNS/SAR的误差状态方程； (2)在飞行主动段(或中段)，采用SINS/CNS组合导航定位模式，利用星敏感器提供的精确姿态角信息及一种快速间接敏感地平天文解析定位方法提供的飞行器三维精确位置信息，定时对SINS的误差进行校正； (3)在飞行的再入段(末端)，采用SINS/SAR组合导航模式。利用SAR穿透能力强、分辨精度高、全天后的特点，当飞行器再入大气层后，通过SAR运动补偿系统，补偿由天线相位中心对理想平移航迹的杂散偏离所引起的SAR回波信号的相位畸变误差，然后利用SAR景象匹配提供的高精度位置信息和航向角信息对SINS进行修正； (4)根据每个飞行阶段SINS/CNS/SAR组合导航的工作模式，分别建立SINS/CNS和SINS/SAR组合系统量测方程； (5)利用所建的飞行器不同飞行阶段组合导航系统状态方程本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种远程高精度自主组合导航定位方法，其特征在于步骤如下：　　　　（１）飞行器的飞行全程以捷联惯性导航系统ＳＩＮＳ为主导航系统，首先综合ＳＩＮＳ的加速度误差、速度误差、位置误差和平台失准角误差方程，建立ＳＩＮＳ／ＣＮＳ／ＳＡＲ的系统误差状态方程；　　　　（２）在飞行主动段，采用ＳＩＮＳ／ＣＮＳ组合导航定位模式，ＣＮＳ为天文导航系统，利用星敏感器提供的姿态角信息及快速间接敏感地平天文解析定位方法提供的飞行器三维位置信息，定时对ＳＩＮＳ的误差进行校正；　　　　（３）在飞行的再入段，采用ＳＩＮＳ／ＳＡＲ组合导航模式，通过合成孔径雷达ＳＡＲ运动补偿系统，补偿由天线相位中心对理想平移航迹的杂散偏离所引起的ＳＡＲ回波信号的相位畸变误差，然后利用ＳＡＲ景象匹配提供的高精度位置信息和航向角信息对ＳＩＮＳ进行修正；　　　　（４）根据每个飞行阶段ＳＩＮＳ／ＣＮＳ／ＳＡＲ组合导航的工作模式，分别建立ＳＩＮＳ／ＣＮＳ和ＳＩＮＳ／ＳＡＲ组合系统量测方程；　　　　（５）利用飞行器不同飞行阶段所建的组合系统状态方程和量测方程，利用卡尔曼滤波对系统的导航误差进行最优估计，再通过反馈校正对ＳＩＮＳ系统的导航参数进行精确修正，以提高弹道导弹的命中精度。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王新龙，马闪，申亮亮，谢佳，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]