一种基于星像坐标建模的惯性与天文组合导航方法技术

本发明专利技术提出了一种基于星像坐标建模的惯性与天文组合导航方法，所述方法根据所观测恒星数的不同，自动实现多恒星观测时的惯性与天文组合，提高了恒星星光量测信息使用的灵活性，在星光构型显著恶化时，输入卡尔曼滤波的观测噪声特性仍保持稳定，提高了高动态飞行中可用导航恒星数量显著减少情况下的导航性能，和未采用本发明专利技术的常规惯性与天文组合系统相比，本发明专利技术方法星光构型恶化的情况具有更好的适应性，适合工程应用。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于组合导航
，具体指的是。
技术介绍
组合导航是提高飞行器导航系统可靠性和精度的有效途径，当前惯性与卫星组合导航以良好的定位性能，在各类飞行器的导航中得到了广泛应用，但其姿态精度有限；为了满足控制系统对姿态的高精度测量需求，可由天文导航通过星敏感器观测星光信息组合来修正姿态误差。随着新型飞行器的发展，由气动加热造成的极恶劣环境对天文导航系统的应用提出了新的问题。高速飞行引起的气动光学效应将严重影响星敏感器对星图的成像，将导致部分星光信息无法利用。根据等离子鞘和气动光学效应的影响在飞行器头部较强，尾部较为薄弱的特性，近似认为可见的卫星和导航恒星大致约束在一个圆锥窗口的范围内。这使得可见导航星的数量大幅减少，且可见星聚集在狭窄的可见窗口内，几何构型较差。因此，基于星像坐标直接建模，建立惯性导航和天文导航更紧密组合的导航方法，将能够简化惯性与天文组合导航的量测噪声建模，有效地提高惯性与天文组合导航的适应性和导航性能，将具有突出的应用价值。常规的惯性与天文组合导航主要通过星敏感器观测星光方位信息，根据TRIAD、QUEST等算法确定载体在惯性系下的姿态信息，再利用组合滤波器与惯性导航系统进行组合。由星敏感器确定飞行器姿态时，导航星的几何构型对姿态精度有较大的影响。当高超声速飞行的气动光学效应造成部分星光信息无法利用时，可见导航星的几何构型显著恶化，星敏感器输出的姿态精度发生剧烈变化，姿态信息噪声特性并不满足卡尔曼滤波量测噪声是白噪声的要求，采用常规的组合方式将影响组合滤波性能。`
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，避免常规惯性与天文组合导航方法对天文导航系统误差特性时变统计特性建模的需求，且在导航星数较少时提供对惯性导航系统的连续辅助，给出。为达到上述目的，本专利技术所采用的技术方案是，包括以下步骤步骤A，根据惯性与天文组合导航误差特性，由航空机载惯性导航系统误差的数学描述，建立惯性与天文组合导航误差状态量方程；惯性与天文组合导航误差状态量X定义为 X = [44v，4，知f，而，Λ'，办《，紅，风执 ％ vT，v,,，v:f其中，φΕ, φΝ, 分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的东向平台误差角状态量、北向平台误差角状态量和天向平台误差角状态量；δ νΕ, δ νΝ, δ Vu分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的东向速度误差状态量、北向速度误差状态量和天向速度误差状态量；δ L，δ λ，δ h分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的纬度误差状态量、经度误差状态量和高度误差状态量；ε bx, ε by, Lbz, ε rx, ε ry, ε rz分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴、Z轴方向陀螺常值漂移误差状态量和X轴、Y轴、Z轴方向陀螺一阶马尔可夫漂移误差状态量；ντ，ν_ .1分别表不航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴和Z轴方向加速度计零偏，T为转置；步骤B，根据天文导航系统观测原理和惯性导航系统误差模型，分析天文导航系统星光像点坐标误差与惯性导航系统位置、姿态误差之间的传递关系，建立星像坐标误差传递丰吴型；步骤C，采用航空机载地理系下的线性化观测方法，根据步骤B的基于天文导航系统星光像点坐标误差与惯性导航系统位置、姿态误差的观测建模结果，建立的天文导航系统测量值与航空机载惯性导航系统误差状态量X之间的线性化组合量测方程；步骤D，进行惯性导航解算，得到航空机载惯性导航系统输出结果；步骤Ε，判断是否有天文导航系统测量值，如果是，则记录天文导航系统的星像坐标测量值并执行步骤F， 否则执行步骤H ；步骤F，利用步骤D算得的航空机载惯性导航系统输出结果，计算由航空机载惯性导航系统算得的星像坐标计算值；步骤G，根据步骤E中天文导航系统测得的星像坐标和步骤F航空机载惯性导航系统算得的星像坐标，利用步骤C建立的天文导航系统测量值与航空机载惯性导航系统误差状态量X之间的线性化组合量测方程进行组合滤波，估计出航空机载惯性导航系统的估计误差状态量并用于修正导航误差；步骤H，输出导航结果，并判断导航过程是否结束，如果是则停止导航，否则重新执行步骤D。步骤B中所述的分析天文导航系统星光像点坐标误差与惯性导航系统位置、姿态误差之间的传递关系，建立星像坐标误差传递模型的过程，包括以下子步骤步骤B-1，定义天文导航系统坐标系下星光像点误差为δ χ, δ y，则本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于星像坐标建模的惯性与天文组合导航方法，其特征在于包括以下步骤：步骤A，根据惯性与天文组合导航误差特性，由航空机载惯性导航系统误差的数学描述，建立惯性与天文组合导航误差状态量方程；惯性与天文组合导航误差状态量X定义为：X=[φE,φN,φU,δvE,δvN,δvU,δL,δλ,δh,ϵbx,ϵby,ϵbz,ϵrx,ϵry,ϵrz,▿x,▿y,▿z]T其中，φE,φN,φU分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的东向平台误差角状态量、北向平台误差角状态量和天向平台误差角状态量；δvE,δvN,δvU分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的东向速度误差状态量、北向速度误差状态量和天向速度误差状态量；δL,δλ，δh分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的纬度误差状态量、经度误差状态量和高度误差状态量；εbx,εby,εbz分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴、Z轴方向陀螺常值漂移误差状态量；εrx,εry,εrz分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴、Z轴方向陀螺一阶马尔可夫漂移误差状态量；分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴和Z轴方向加速度计零偏，T为转置；步骤B，根据天文导航系统观测原理和惯性导航系统误差模型，分析天文导航系统星光像点坐标误差与惯性导航系统位置、姿态误差之间的传递关系，建立星像坐标误差传递模型；步骤C,采用航空机载地理系下的线性化观测方法，根据步骤B的基于天文导航系统星光像点坐标误差与惯性导航系统位置、姿态误差的观测建模结果，建立天文导航系统测量值与航空机载惯性导航系统误差状态量X之间的线性化组合量测方程；步骤D,进行惯性导航解算，得到航空机载惯性导航系统输出结果；步骤E,判断是否有天文导航系统测量值，如果是，则记录天文导航系统的星像坐标测量值并执行步骤F，否则执行步骤H；步骤F,利用步骤D算得的航空机载惯性导航系统输出结果，计算由航空机载惯性导航系统算得的星像坐标计算值；步骤G,根据步骤E中天文导航系统测得的星像坐标和步骤F航空机载惯性导航系统算得的星像坐标，利用步骤C建立的天文导航系统测量值与航空机载惯性导航系统误差状态量X之间的线性化组合量测方程进行组合滤波，估计出航空机载惯性导航系统的估计误差状态量并用于修正导航误差；步骤H,输出导航结果，并判断导航过程是否结束，如果是则停止导航，否则重新执行步骤D。FDA00002706659000012.jpg...

【技术特征摘要】
1.一种基于星像坐标建模的惯性与天文组合导航方法，其特征在于包括以下步骤 步骤A，根据惯性与天文组合导航误差特性，由航空机载惯性导航系统误差的数学描述，建立惯性与天文组合导航误差状态量方程；惯性与天文组合导航误差状态量X定义为 X = H φν，δνΕ，Svs，Svll，SL, 8λ, Sb,ah:, ε , εη, Brz ,Vl, Vr, V Jr 其中，ΦΕ，ΦΝ, 分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的东向平台误差角状态量、北向平台误差角状态量和天向平台误差角状态量； δνΕ, δνΝ, δ Vu分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的东向速度误差状态量、北向速度误差状态量和天向速度误差状态量； δ L, δ λ , Sh分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的纬度误差状态量、经度误差状态量和高度误差状态量； ^bx, eby) ebz分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴、Z轴方向陀螺常值漂移误差状态量； erx, ery, 分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴、Z轴方向陀螺一阶马尔可夫漂移误差状态量； UpVz分别表示航空机载惯性导航系统误差状态量中的X轴、Y轴和ζ轴方向加速度计零偏，T为转置； 步骤B，根据天文导航系统观测原理和惯性导航系统误差模型，分析天文导航系统星光像点坐标误差与惯性导航系统位置、姿态误差之间的传递关系，建立星像坐标误差传递模型； 步骤C，采用航空机载地理系下的线性化观测方法，根据步骤B的基于天文导航系统星光像点坐标误差与惯性导航系统位置、姿态误差的观测建模结果，建立天...

【专利技术属性】
技术研发人员：王融，熊智，刘建业，钟丽娜，张承，彭惠，赵慧，许建新，刘伟霞，王洁，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：