【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及导航，具体涉及一种组合导航的初始位置确定方法。
技术介绍
1、惯性导航/天文导航组合能有效抑制惯性系统的陀螺零偏误差，提高系统的导航定位精度，但是通过观测恒星的方式无法抑制组合系统的加速度计误差和初始位置误差，因此高精度的初始位置自主确定能有效提高惯性导航/天文导航组合系统的定位精度。
2、惯性导航/天文导航系统的初始位置可通过天文定位的方法自主获得，但是在近地面应用条件下，天文导航系统实现天文定位需要惯导提供的水平姿态角，而惯导水平姿态角精度受加速度计误差影响，因此传统的惯性导航/天文导航系统初始位置自主确定精度受限于加速度计误差。
3、综上所述，急需一种组合导航的初始位置自主确定方法以解决现有技术中存在的问题。
技术实现思路
1、本专利技术目的在于提供一种组合导航的初始位置确定方法，旨在实现在静基座条件下有效抑制惯导水平姿态角精度对天文定位的影响，获取高精度初始位置信息，具体技术方案如下：
2、一种组合导航的初始位置确定方法，包括以下步骤：
3、s1、利用惯性导航的加速度计信息计算水平姿态角，结合天文拍星信息获取第一次天文定位结果；
4、s2、取惯性导航转位前和转位后的陀螺仪及加速度计数据，通过旋转解调投影到惯导坐标系；根据第一次天文定位结果获取本地重力误差参数；
5、s3、分别计算惯性导航在转位前和转位后的水平姿态角，将转位前、后的水平姿态角的均值作为惯性导航输出的水平姿态角；
7、以上技术方案中优选的，所述s1中计算水平姿态角具体是：
8、将静基座条件下加速度计输出的比力信息投影到惯导坐标系为：
9、（1），
10、其中，为惯性导航惯性测量单元坐标系到惯导坐标系的姿态矩阵，分别为矢量的三个分量；
11、计算得到水平姿态角的分量为：
12、（2），
13、（3），
14、其中，，为载体所在位置处的重力加速度。
15、以上技术方案中优选的，获取天文定位结果具体是：
16、对惯导坐标系进行虚拟水平姿态角补偿，得到补偿水平姿态角后虚拟惯导坐标系相对于惯性系的姿态矩阵；
17、根据姿态矩阵计算水平姿态角补偿后惯导轴在惯性坐标系下的指向；
18、设的三个分量表示为且，则得到：
19、（4），
20、（5），
21、则载体的天文定位结果表示为：
22、（6），
23、其中：为天文定位纬度，为天文定位经度，era为地球自转角，和均为中间变量。
24、以上技术方案中优选的，所述姿态矩阵根据表达式（7）获得：
25、（7），
26、在表达式（7）中：
27、（8），
28、（9），
29、（10），
30、其中：为水平姿态角的分量，为星敏感器坐标系相对于惯性系的姿态矩阵，为惯导坐标系相对于星敏感器坐标系的安装矩阵，为惯导坐标系相对于惯性系的姿态矩阵。
31、以上技术方案中优选的，所述指向根据表达式（11）获得：
32、（11），
33、其中：。
34、以上技术方案中优选的，s3中计算惯性导航在转位前或转位后的水平姿态角具体为：
35、根据表达式（12）获得惯导坐标系到导航坐标系的初始姿态矩阵：
36、（12），
37、其中：，为地球自转矢量在导航坐标系下的表示，为载体所在位置真实重力矢量在导航坐标系下的表示，矢量为与和均垂直的矢量；为惯性导航在转位前或转位后的陀螺仪输出，为惯性导航在转位前或转位后的加速度计输出，矢量为与和均垂直的矢量；
38、根据表达式（13）获得惯性导航在转位前或转位后的水平姿态角分量和：
39、（13），
40、其中：为姿态矩阵中第行第列元素。
41、以上技术方案中优选的，根据表达式（14）计算矢量：
42、（14），
43、其中，惯性导航在转位前或转位后的陀螺仪的输出，惯性导航在转位前或转位后的加速度计的输出；分别为三个方向的陀螺仪输出，分别为三个方向的加速度计输出。
44、以上技术方案中优选的，根据重力误差参数和表达式（15）计算：
45、（15），
46、其中，分别为在东北天三个方向的分量，和为重力垂线偏差，为重力异常，为载体所在位置处的重力加速度；
47、根据表达式（16）计算：
48、（16），
49、其中，分别为在东北天三个方向的分量，为地球自转角速度，为天文定位纬度；
50、根据表达式（17）计算矢量：
51、（17）。
52、以上技术方案中优选的，惯性导航转位前得到水平姿态角和，惯性导航转位180°之后得到水平姿态角和，根据公式（18）获得惯性导航输出的水平姿态角和：
53、（18）。
54、本专利技术还提供了一种组合导航系统，包括惯性导航系统和天文导航系统，所述惯性导航系统为单轴旋转惯性导航或双轴旋转惯性导航；所述组合导航系统采用上述的组合导航的初始位置确定方法。
55、应用本专利技术的技术方案，具有以下有益效果：
56、本专利技术利用惯导加速度计信息以及拍星信息进行第一次天文粗定位，根据定位结果补偿重力误差，并在单轴旋转惯导正、负旋转条件下分别进行静基座对准，正、负旋转结合可以得到高精度水平姿态角，有效抑制加速度计零偏对水平姿态角误差的影响，然后进一步利用拍星信息进行第二次天文定位，计算得到高精度初始位置，能在无外部信息条件下实现惯性导航/天文导航组合系统高精度初始位置获取，提高惯性导航/天文导航组合系统的位置精度。
57、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本专利技术作进一步详细的说明。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，所述S1中计算水平姿态角具体是：
3.根据权利要求1所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，获取天文定位结果具体是：
4.根据权利要求3所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，所述姿态矩阵根据表达式（7）获得：
5.根据权利要求3所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，所述指向根据表达式（11）获得：
6.根据权利要求1所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，S3中计算惯性导航在转位前或转位后的水平姿态角具体为：
7.根据权利要求6所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，根据表达式（14）计算矢量：
8.根据权利要求7所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，根据重力误差参数和表达式（15）计算：
9.根据权利要求6所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，惯性导航转位前得到水平姿态角和，惯性导航转位180°之后得到水平姿
10.一种组合导航系统，其特征在于，包括惯性导航系统和天文导航系统，所述惯性导航系统为单轴旋转惯性导航或双轴旋转惯性导航；所述组合导航系统采用如权利要求1-9任意一项所述的组合导航的初始位置确定方法。
...【技术特征摘要】
1.一种组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，所述s1中计算水平姿态角具体是：
3.根据权利要求1所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，获取天文定位结果具体是：
4.根据权利要求3所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，所述姿态矩阵根据表达式（7）获得：
5.根据权利要求3所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，所述指向根据表达式（11）获得：
6.根据权利要求1所述的组合导航的初始位置确定方法，其特征在于，s3中计算惯性导航在转位前或转位后的水平姿态角具体为：
【专利技术属性】
技术研发人员：谭文锋，赵英伟，郑佳兴，戴东凯，秦石乔，朱洪涛，王省书，吴伟，胡峰，周金鹏，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。