GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统技术方案

本发明专利技术提出GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统，该系统将捷联惯导系统作为组合导航系统的核心，采用捷联惯导系统实时计算输出GEO轨道转移飞行器的导航信息，并利用卡尔曼滤波器改进的残差χ2检测法对GNSS接收机、地球敏感器和星敏感器输出的数据，进行故障检测与隔离，并将天文导航系统中地球敏感器和星敏感器输出信息，以及GNSS接收机输出的伪距测量信息，捷联惯导系统输出的导航信息进行信息融合，实时估计GEO轨道转移飞行器的导航误差以及惯性器件误差、地球敏感器误差和GNSS接收机时钟误差，且通过闭环反馈校正的方式对GEO轨道转移飞行器的导航误差进行实时修正，以实现GEO轨道转移飞行器高精度高可靠的在轨自主导航，取得了自主性强、精度高、鲁棒性好、可靠性高的有意效果。

【技术实现步骤摘要】

【技术保护点】
GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统，该系统将捷联惯导系统作为组合导航系统的核心，采用卡尔曼滤波实现SINS/CNS/GNSS组合导航的信息融合，其特征在于：捷联惯导系统导航计算的姿态更新和速度更新为：，Cb′(k)=Cb′(k-1)Cb(k)b(k-1)---(1a)Cb(k)b(k-1)=I+sin|Φ||Φ|(Φ×)+1-cos|Φ||Φ|2(Φ×)(Φ×)---(1b)Φ=Δθ2+112Δθ1×Δθ2---(1c)式中，Δθ1为前一采样周期陀螺输出的角增量，Δθ2为当前采样周期陀螺输出的角增量，C′b的更新周期与陀螺采样周期相同，且C′b的初值可由星敏感器输出推导得到，(1c)式右边第二项为圆锥效应补偿项。在时间区间[tk?1，tk]上，采用捷联惯导速度更新的数值积分方法，可得到飞行器运行速度，相关公式如下：V′(tk)=V′(tk-1)+Cb′(tk-1)ΔVsfb(tk)+ΔVg′(tk)---(2)ΔVsfb(tk)=ΔV2+12Δθ2·ΔV2+112(Δθ1·ΔV2+ΔV1×Δθ2)---(3)ΔVg′(tk)=G′(tk-1)·T---(4)式中，ΔV1为前一采样周期加速度计输出的速度增量，ΔV2为当前采样周期加速度计输出的速度增量，为比力引起的速度增量，并且该速度增量包含了旋转效应补偿项即(3)式的右边第二项，以及划船效应补偿项即(3)式的右边第三项，为引力引起的速度增量，T为更新周期。FSA00000625390900017.tif,FSA00000625390900018.tif...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：顾冬晴，叶飚，刘玉，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：