一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统及其导航方法技术方案

本发明专利技术提出一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统及其导航方法，属于组合导航技术领域。该组合导航系统包括天文导航子系统、惯性导航子系统和信息融合子系统；该导航方法包括：基于星光折射的解析天文定位、导航系统状态方程建立、导航系统量测方程的建立和基于卡尔曼滤波的组合导航系统信息融合。本发明专利技术利用星光折射间接敏感地平的基本原理和大视场星敏感器可以同时观测多颗恒星的特点，将星光折射间接敏感地平方法应用于不满足轨道动力学模型的飞行器，解决了天文导航系统高精度自主地平的问题。且本发明专利技术充分利用天文导航系统的位置和姿态信息，对SINS误差进行全面最优校正，显著地提高了组合导航精度。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统及其导航方法，属于组合导航

技术介绍
高空长航时飞行器由于飞行距离远，航行时间长，对导航精度提出了很高的要求。目前适合高空长航时飞行器的导航系统主要有捷联惯导系统(SINS)、GPS、天文导航系统(CNS)、地形匹配导航系统(TAN)和多普勒导航系统等。捷联惯导系统是一种完全自主的导航技术，具有短时精度高、输出连续、抗干扰能力强、导航信息完整等优点。但是其导航误差随时间积累，难以长时间独立工作，需要与其他导航系统进行组合以提高导航性能。天文导航系统主要利用恒星来进行导航，隐蔽性好、自主性强，并且导航精度不受时间、距离长短的影响，能够提供高精度的姿态与位置信息；但是其输出不连续。由于SINS、CNS各有优缺点，将两者结合起来进行组合导航，可以实现优势互补。惯性/天文组合导航以惯性导航为主体，利用CNS量测信息构造观测量，采用卡尔曼滤波算法对惯导误差进行估计，进而获得高精度的导航信息。目前，SINS/CNS组合导航由于自主性强、导航精度高，受到了越来越多的关注，并已获得了广泛的应用。SINS/CNS组合导航系统主要采用以下两种工作模式。(I)简单组合模式。该组合模式是最简单的组合模式，SINS独立工作，提供全面的导航信息，CNS利用SINS的导航信息计算出飞行器的位置和姿态，直接对SINS的位置、姿态输出进行校正；(2)基于陀螺仪漂移校正的组合模式。该模式下，SINS利用CNS高精度的姿态信息对姿态误差和陀螺仪漂移进行估计和补偿。简单组合模式中，由于陀螺仪漂移与加速度计零偏无法被估计、校正，所以该模式定位精度较低。相对于简单组合模式，基于陀螺仪漂移校正的组合模式可以有效地校正陀螺仪漂移引起的导航误差，提高了组合导航系统的导航精度；但该组合模式无法消除加速度计零偏累积的导航误差，因此该组合导航方案的误差随时间缓慢发散。提高CNS导航系统精度的关键是如何获得不随时间漂移的、高精度的地平信息，目前常用的提供地平信息的方法主要有惯导辅助提供地平法、直接敏感地平法和星光折射间接敏感地平法。惯导辅助提供地平法以惯导系统的平台坐标系作为地平信息，该方法简单、易于实现；但该方法提供的地平信息耦合了 SINS误差，随着SINS误差的累积，将导致地平信息误差的发散。直接敏感地平法利用红外地平仪直接确定地心矢量方向，但是该方法得到的地平信息精度较低，且由于高度限制无法应用于高空长航时飞行器。星光折射间接敏感地平法是一种低成本、高精度的地平确定方法，该方法利用飞行器的轨道动力学模型、高精度的星敏感器和大气折射模型，精确敏感地平，进而实现精确定位。但是，传统的基于星光折射间接敏感地平的天文导航方法需要飞行器的轨道动力学模型，无法应用于高空长航时飞行器。目前，随着星敏感器技术的发展，天文导航系统(CNS)可以提供高精度的姿态、位置信息，对SINS导航误差进行全面最优地校正。因此，采用基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航方案可以满足高空长航时飞行器对导航性能的要求。
技术实现思路
针对现有技术中存在的问题，本专利技术提出一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统及其导航方法，根据星光折射间接敏感地平的基本原理，提出一种基于星光折射的解析天文定位方法，充分利用天文导航系统和惯性导航系统提供的位置、姿态信息，通过卡尔曼滤波方法进行信息融合，显著的提高了组合导航系统的可靠性。本专利技术一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统，包括天文导航子系统、惯性导航子系统和信息融合子系统；三者之间的关系是:天文导航子系统和惯性导航子系统为信息融合子系统提供位置、姿态信息，信息融合子系统为惯性导航子系统提供估计误差。 所述天文导航子系统，包括大视场星敏感器、大气折射模型、数字滤波器、天文定位单元和天文定姿单元；其间关系是:大视场星敏感器将观测到的星光折射角提供给大气折射模型；大气折射模型根据星光折射角计算折射恒星的视高度，并将其提供给数字滤波器；数字滤波器对视高度信息进行降噪处理，并将处理后的信息发送给天文定位单元 ’天文定位单元利用基于星光折射间接敏感地平的解析天文定位方法得到位置信息和地平信息；天文定姿单元利用大视场星敏感器提供的惯性姿态信息和天文定位单元提供的地平信息确定姿态信息。该大视场星敏感器是采用数学仿真可以同时观测多颗恒星，直接输出飞行器的惯性姿态信息和折射恒星的星光折射角；该大气折射模型是国际参考大气(CIRA)1986，利用该大气折射模型可以根据星光折射角计算出折射恒星的视高度；该数字滤波器是二阶数字低通滤波器；该天文定位单元是利用视高度信息计算飞行器的位置；该天文定姿单元是直接利用惯性姿态信息和地平信息计算飞行器相对于导航坐标系的姿态信息；所述惯性导航子系统，包括惯性测量单元和SINS解算单元，其间关系是:SINS解算单元利用惯性测量元件的输入解算出飞行器的位置和姿态信息；并利用信息融合子系统提供的估计误差对SINS导航误差进行校正。该惯性测量单元是由三个加速度计和三个陀螺仪组成，可以测量飞行器的加速度和角速度；该SINS解算单元是SINS解算过程，利用飞行器的加速度和加速度信息计算飞行器的位置、速度、姿态等导航信息；所述信息融合子系统，包括失准角计算单元和卡尔曼滤波器，其间关系是:失准角计算单元利用天文导航子系统和惯性导航子系统提供的姿态信息求得平台失准角，并提供给卡尔曼滤波器；卡尔曼滤波器以SINS误差方程为状态方程，以位置误差和平台失准角作为观测量进行卡尔曼滤波，得到平台失准角、位置误差和陀螺仪漂移误差的估计值。该失准角计算单元是根据惯性导航子系统和天文导航子系统姿态输出的误差角计算系统的失准角；该卡尔曼滤波器采用标准卡尔曼滤波算法，以SINS误差方程为状态方程，以位置误差和平台失准角作为观测量，对平台失准角、位置误差和陀螺仪漂移误差进行估计；本专利技术一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航方法，具体包括以下步骤:步骤一:天文导航信息和惯性导航信息的计算a、天文导航信息的计算利用大视场星敏感器观测多颗导航恒星和折射恒星，可以得到星光折射角；大气折射模型利用星光折射角计算出视高度，利用数字滤波器对视高度进行预处理，得到的处理结果可用于天文定位单元；天文定位单元利用基于星光折射的解析天文定位方法实现天文定位，具体过程如下:根据星光折射的几何原理，可以得到:本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统，其特征在于：包括天文导航子系统、惯性导航子系统和信息融合子系统；天文导航子系统和惯性导航子系统为信息融合子系统提供位置、姿态信息，信息融合子系统为惯性导航子系统提供估计误差；所述天文导航子系统，包括大视场星敏感器、大气折射模型、数字滤波器、天文定位单元和天文定姿单元；大视场星敏感器将观测到的星光折射角提供给大气折射模型；大气折射模型根据星光折射角计算折射恒星的视高度，并将其提供给数字滤波器；数字滤波器对视高度信息进行降噪处理，并将处理后的信息发送给天文定位单元；天文定位单元利用基于星光折射间接敏感地平的解析天文定位方法得到位置信息和地平信息；天文定姿单元利用大视场星敏感器提供的惯性姿态信息和天文定位单元提供的地平信息确定姿态信息；该大视场星敏感器是采用数学仿真同时观测多颗恒星，直接输出飞行器的惯性姿态信息和折射恒星的星光折射角；该大气折射模型是国际参考大气（CIRA）1986，利用该大气折射模型根据星光折射角计算出折射恒星的视高度；该数字滤波器是二阶数字低通滤波器；该天文定位单元是利用视高度信息计算飞行器的位置；该天文定姿单元是直接利用惯性姿态信息和地平信息计算飞行器相对于导航坐标系的姿态信息；所述惯性导航子系统，包括惯性测量单元和SINS解算单元；INS解算单元利用惯性测量元件的输入解算出飞行器的位置和姿态信息；并利用信息融合子系统提供的估计误差对SINS导航误差进行校正；该惯性测量单元是由三个加速度计和三个陀螺仪组成，测量飞行器的加速度和角速度；该SINS解算单元是SINS解算过程，利用飞行器的加速度和加速度信息计算飞行器的位置、速度和姿态导航信息；所述信息融合子系统，包括失准角计算单元和卡尔曼滤波器；失准角计算单元利用天文导航子系统和惯性导航子系统提供的姿态信息求得平台失准角，并提供给卡尔曼滤波器；卡尔曼滤波器以SINS误差方程为状态方程，以位置误差和平台失准角作为观测量进行卡尔曼滤波，得到平台失准角、位置误差和陀螺仪漂移误差的估计值；该失准角计算单元是根据惯性导航子系统和天文导航子系统姿态输出的误差角计算系统的失准角；该卡尔曼滤波器采用标准卡尔曼滤波算法，以SINS误差方程为状态方程，以位置误差和平台失准角作为观测量，对平台失准角、位置误差和陀螺仪漂移误差进行估计。...

【技术特征摘要】
1.一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统，其特征在于:包括天文导航子系统、惯性导航子系统和信息融合子系统；天文导航子系统和惯性导航子系统为信息融合子系统提供位置、姿态信息，信息融合子系统为惯性导航子系统提供估计误差； 所述天文导航子系统，包括大视场星敏感器、大气折射模型、数字滤波器、天文定位单元和天文定姿单元；大视场星敏感器将观测到的星光折射角提供给大气折射模型；大气折射模型根据星光折射角计算折射恒星的视高度，并将其提供给数字滤波器；数字滤波器对视高度信息进行降噪处理，并将处理后的信息发送给天文定位单元；天文定位单元利用基于星光折射间接敏感地平的解析天文定位方法得到位置信息和地平信息；天文定姿单元利用大视场星敏感器提供的惯性姿态信息和天文定位单元提供的地平信息确定姿态信息；该大视场星敏感器是采用数学仿真同时观测多颗恒星，直接输出飞行器的惯性姿态信息和折射恒星的星光折射角；该大气折射模型是国际参考大气(CIRA) 1986，利用该大气折射模型根据星光折射角计算出折射恒星的视高度；该数字滤波器是二阶数字低通滤波器；该天文定位单元是利用视高度信息计算飞行器的位置；该天文定姿单元是直接利用惯性姿态信息和地平信息计算飞行器相对于导航坐标系的姿态信息； 所述惯性导航子系统，包括惯性测量单元和SINS解算单元；INS解算单元利用惯性测量元件的输入解算出飞行器的位置和姿态信息；并利用信...

【专利技术属性】
技术研发人员：王新龙，金光瑞，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：