本发明专利技术提供的是一种基于姿态测量的船用捷联惯导与天文定位方法。（１）在捷联惯导系统初始对准完毕以后，采集光纤陀螺仪和石英挠性加速度计的输出数据；（２）采集ＣＣＤ星敏感器的输出，即ＣＣＤ星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即ｉ系之间的姿态信息；（３）采集惯导系统连续输出的姿态矩阵；（４）求解地球坐标系即ｅ系相对于ｉ系之间的转换矩阵；（５）通过（１）、（２）、（３）、（４）所得到的信息，解算得到位置矩阵，根据位置矩阵解算出位置信息。本发明专利技术是无积累的导航定位算法；定位精度高。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及的是一种导航定位方法，特别是涉及一种捷联惯导与天文导航定位技 术。
技术介绍
(XD星敏感器作为一种高精度的姿态测量仪器，具有体积小、适装性强、测量误差 不随时间积累等优点，不仅在宇宙飞船和卫星等空间飞行器中得到了应用，而且在舰艇和 导弹上的应用也越来越广泛。传统的天文导航是以平台惯导或平台罗经来提供水平基准， 利用CCD星敏感器来进行观测出太空中某一位置的几颗恒星，并利用自身携带的星图库进 行比较，计算出光轴的赤经和赤纬，进而利用天文三角形的算法来计算运载体的地理位置 (经度和纬度)，定位精度高。然而平台惯性系统(平台惯导和平台罗经)需要有精确的物 理平台，因而体积大、硬件系统复杂、可靠性低、成本高而且难以维护等一系列的缺点，已逐 渐被捷联惯导系统取代。为了适应这一不可逆转的变化，研究捷联惯导/天文定位方法就 显得十分必要。捷联惯导系统是把把惯性仪表直接固联在载体上，利用“数学平台”代替平台惯性 系统中的物理平台，因而具有体积小、重量轻、成本低、可靠性高、便于维护、适装性强等优 点，得到越来越广泛的应用。然而受原理的限制，捷联惯导系统的定位误差随着时间的积累 而发散，不能进行长时间、高质量的定位；考虑到捷联惯导系统输出的姿态不随着时间的积 累而发散，如何利用捷联惯导中姿态不发散的性质与对CCD星敏感器测量姿态进行处理， 得到位置矩阵，从而获得准确的位置信息就显的尤为必要。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种能够有效提高导航设备定位精度的基于姿态测量的 船用捷联惯导与天文定位方法。本专利技术的目的是这样实现的包括下列步骤(1)在捷联惯导系统初始对准完毕以后，采集光纤陀螺仪和石英挠性加速度计的 输出数据；(2)采集(XD星敏感器的输出，即(XD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即i系 之间的姿态信息Cf，i系与船舶载体坐标系即b系之间的转换矩阵为Cf =CbsC其中:Cbs为(XD星敏感器坐标系即s系与b系之间的转换矩阵，它在导航设备装船 时通过光学瞄准精确获得；(3)采集惯导系统连续输出的姿态矩阵CA"’，其中计算地理坐标系即n'系，当地地 理坐标系即n系与计算当地地理坐标系n'之间的转化矩阵为C "’ ；(4)求解地球坐标系即e系相对于i系之间的转换矩阵Cf ； (5)通过(1)、(2)、(3)、⑷所得到的信息，解算得到位置矩阵:C:’《饮 根据C；1'解算出位置信息。所述解算出位置信息的具体方法为 C；=确定(XD星敏感器的输出G，运载体b系相对于惯性系i系之间的关系为=CbsC；， 通过CCD星敏感器自身携带的世界标准时间系统，得到 cos(Aj+wie -t) sin{Aj+wie -t) 0 -t) cos{Aj+wie-t) 0 0 0 1_wie为地球自转角速度、t是世界标准时间系统提供的具体时间、Aj是初始位置即 经度和纬度与春分点之间的夹角；c^ =cbn,cnn'c"eqC 6由捷联惯导系统输出提供，当地地理坐标系n系与计算当地地理坐标系n'之 间的转换矩阵为c "’，通过得位置矩阵ce"’，通过位置矩阵实时的计算出船舶 的位置即经度和纬度；通过 确定船舶的经度主值和纬度主值 纬度的真实值识为经度的真实值入为至此完成导航定位计算。本专利技术的方法具有以下优点(1)捷联航姿系统输出水平的两个失准角误差也是不发散的，所以捷联式惯性天 文导航定位算法是无积累的导航定位算法；(2)陀螺漂移会带来一定的误差，误差不是很大，导航定位在一定范围内振荡，定 位精度高。对本专利技术的有益效果说明如下Mat lab 仿真(1)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验捷联航姿系统处于静止状态；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126. 6705° ；载体真实姿态误差角V = 0°，0 = 0°，Y = 0° ；其中V，9 , Y分别表示 航向误差角、纵摇误差角和横摇误差角；赤道半径:Re= 6378393. 0m ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7. 2921158e-5 ；陀螺仪常值漂移0度/小时；加速度计零偏0米/秒方；CCD星敏感器的误差n = 0. 0028° ；常数Ji= 3. 1415926 ；仿真时间t = 3小时；采样频率Hn= 0. 1 ；利用专利技术所述方法得到经度误差、纬度误差、定位误差分别如图1、图2、图3所示； 如果不存在陀螺漂移和初始对准误差的情况下，定位精度高，3小时定位精度大约为11. 3米。(2)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验 捷联航姿系统处于静止状态；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126. 6705° ；载体真实姿态误差角V = 0°，0 = 0°，Y = 0° ；其中V，9 , Y分别表示 航向误差角、纵摇误差角和横摇误差角；赤道半径Re= 6378393. Om ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7. 2921158e-5 ；陀螺仪常值漂移0. 01度/小时；加速度计零偏1 X 10_4 X gQ米/秒方；CCD星敏感器的误差n = 0. 0028° ；常数JI= 3. 1415926 ；仿真时间{ = 3小时；采样频率Hn= 0. 1 ；利用专利技术所述方法得到经度误差、纬度误差、定位误差分别如图4、图5、图6所示； 如果存在陀螺漂移，初始对准误差为零的情况下，3小时的定位精度大约为0. 94海里，并且 随时间的推移在成周期性振荡。(3)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验捷联航姿系统处于静止状态；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126.6705° ；载体真实姿态误差角=0.02°，e = 0.01°，Y = 0.01° ；其中v，e，Y 分别表示航向误差角、纵摇误差角和横摇误差角；赤道半径:Re= 6378393. 0m ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7. 2921158e-5 ；陀螺仪常值漂移0度/小时；加速度计零偏1 X 10_4X gQ米/秒方；CCD星敏感器的误差n = 0. 0028° ；常数Ji= 3. 1415926 ；仿真时间:t = 3小时;采样频率Hn= 0. 1 ；利用专利技术所述方法得到经度误差、纬度误差、定位误差分别如图7、图8、图9所示； 如果不存在陀螺漂移，初始对准误差为0.02°、0.01°、0.01°的情况下，3小时初始定位 精度大约为1.4海里，起始位置出现误差。(4)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验捷联航姿系统处于静止状态；载体初始位置北纬45. 7796°，东经126.6705° ；载体真实姿态误差角v=0.02°，e = 0.01°，Y = 0.01° ；其中v，e，Y 分别表示航向误差角、纵摇误差角和横摇误差角；赤道半径Re= 6378393. Om ；由万有引力可得的地球表面重力加速度gQ = 9. 78049 ；地球自转角速度(弧度/秒)7. 2921158e-5 ；陀螺仪常值漂移0. 01度/小时；加速度计零偏1 X 10_4X gQ米/秒方；CCD星敏感器的误差n = 0. 0028°本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于姿态测量的船用捷联惯导与天文定位方法，其特征在于包括以下几个步骤：（１）在捷联惯导系统初始对准完毕以后，采集光纤陀螺仪和石英挠性加速度计的输出数据；（２）采集ＣＣＤ星敏感器的输出，即ＣＣＤ星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即ｉ系之间的姿态信息Ｃ↓［ｉ］↑［ｓ］，ｉ系与船舶载体坐标系即ｂ系之间的转换矩阵为：Ｃ↓［ｉ］↑［ｂ］＝Ｃ↓［ｓ］↑［ｂ］Ｃ↓［ｉ］↑［ｓ］其中：Ｃ↓［ｓ］↑［ｂ］为ＣＣＤ星敏感器坐标系即ｓ系与ｂ系之间的转换矩阵，它在导航设备装船时通过光学瞄准精确获得；（３）采集惯导系统连续输出的姿态矩阵Ｃ↓［ｂ］↑［ｎ′］，其中计算地理坐标系即ｎ′系，当地地理坐标系即ｎ系与计算当地地理坐标系ｎ′之间的转化矩阵为Ｃ↓［ｎ］↑［ｎ′］；（４）求解地球坐标系即ｅ系相对于ｉ系之间的转换矩阵Ｃ↓［ｉ］↑［ｅ］；（５）通过（１）、（２）、（３）、（４）所得到的信息，解算得到位置矩阵：Ｃ↓［ｅ］↑［ｎ′］＝Ｃ↓［ｂ］↑［ｎ′］Ｃ↓［ｉ］↑［ｂ］Ｃ↓［ｅ］↑［ｉ］根据Ｃ↓［ｅ］↑［ｎ′］解算出位置信息。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张勇刚，付建楠，高伟，奔粤阳，徐博，周广涛，于强，张鑫，吴晓，胡丹，
申请(专利权)人：哈尔滨工程大学，
类型：发明
国别省市：93[中国|哈尔滨]
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