CN103134491B - Geo轨道转移飞行器sins/cns/gnss组合导航系统 - Google Patents

Abstract

本发明提出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。

Description

GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统

技术领域

本发明涉及GEO轨道转移飞行器的自主导航技术领域，尤其是一种适用于GEO轨道转移飞行器的SINS/CNS/GNSS组合导航系统的信息融合与容错设计技术。

背景技术

目前运行于GEO轨道上的空间飞行器，大多都是通过地面测控系统的轨道预报实现导航定轨并进行相应的轨道维持控制的。新型GEO轨道转移飞行器的特征之一就是能够进行在轨自主机动，而地面测控轨道预报只能根据摄动轨道动力学对飞行器的轨道进行预报，如果飞行器在此期间进行变轨机动，则地面测控轨道预报数据根本无法反映此间飞行器的真实轨道，更无法基于轨道预报数据来进行机动变轨控制，因此采用传统的地面测控轨道预报的导航定轨方式，无法满足新型GEO轨道转移飞行器的特殊需求，迫切需要有一种新的自主导航技术来支持GEO轨道机动飞行器进行在轨自主机动。

本发明提出一种适用于高动态环境的圆锥效应补偿算法以及划船效应补偿算法，来完成捷联惯导系统姿态更新和速度更新的导航计算。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(通过捕获跟踪来自地球对面的导航卫星信号而获得)，与捷联惯导系统输出的导航信息进行信息融合。采用卡尔曼滤波来实时估计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，实现支持GEO轨道机动飞行器进行在轨自主机动。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是实现由捷联惯导系统(SINS)、天文导航系统(CNS)、全球导航卫星定位系统(GNSS)构成的，适用于轨道转移飞行器的SINS/CNS/GNSS组合导航系统的信息融合与容错系统。本发明提出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，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，捷联惯导系统导航计算的姿态更新和速度更新，采用了适用于高动态环境的圆锥效应补偿算法以及划船效应补偿算法，利用卡尔曼滤波器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(通过捕获跟踪来自地球对面的导航卫星信号而获得)，与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，与此同时在卡尔曼滤波器中还采用一种改进的残差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(FDI)从而实现组合导航系统的容错。可以实现组合导航的容错信息融合与容错。

采用本发明由此带来的有益效果是：实现GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统，具有自主性强、精度高、鲁棒性好、可靠性高的优势，因此本发明在GEO轨道转移飞行器的自主导航中将发挥非常重要的作用，并且本发明还能扩展应用于其他空间机动飞行器的自主导航。

附图说明

图1GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统原理框图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的说明。图1是本发明的GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统框图，由捷联惯导系统、天文导航系统、GNSSS接收机构成。

捷联惯导系统主要根据陀螺和加速度计的输出量进行飞行器姿态、位置和速度解算，飞行器本体坐标系b与赤道惯性坐标系i之间的坐标变换阵可由陀螺输出根据下述各式进行计算。

$C_b^{\′}\left(k\right)=C_b^{\′}(k-1)C_{b\left(k\right)}^{b(k-1)}---\left(1a\right)$

$C_{b\left(k\right)}^{b(k-1)}=I+\frac{\sin \left|\mathrm{\Φ}\right|}{\left|\mathrm{\Φ}\right|}(\mathrm{\Φ}\×)+\frac{1-\cos \left|\mathrm{\Φ}\right|}{|{\mathrm{\Φ}|}^2}(\mathrm{\Φ}\×)(\mathrm{\Φ}\×)---\left(1b\right)$

$\mathrm{\Φ}={\mathrm{\Δ\θ}}_2+\frac{1}{12}{\mathrm{\Δ\θ}}_1\×{\mathrm{\Δ\θ}}_2---\left(1c\right)$

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，的更新周期与陀螺采样周期相同，且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[t_k-1，t_k]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：

$V^{\′}\left(t_k\right)=V^{\′}\left(t_{k-1}\right)+C_b^{\′}\left(t_{k-1}\right){\mathrm{\ΔV}}_{\mathrm{sf}}^b\left(t_k\right)+{\mathrm{\ΔV}}_g^{\′}\left(t_k\right)---\left(2\right)$

${\mathrm{\ΔV}}_{\mathrm{sf}}^b\left(t_k\right)={\mathrm{\ΔV}}_2+\frac{1}{2}{\mathrm{\Δ\θ}}_2\·{\mathrm{\ΔV}}_2+\frac{1}{12}({\mathrm{\Δ\θ}}_1\×{\mathrm{\ΔV}}_2+{\mathrm{\ΔV}}_1\×{\mathrm{\Δ\θ}}_2)---\left(3\right)$

${\mathrm{\ΔV}}_g^{\′}\left(t_k\right)=G^{\′}\left(t_{k-1}\right)\·T---\left(4\right)$

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。

由于位置变化较为缓和，因而位置更新计算采用速度梯形积分进行，即

$r^{\′}\left(t_k\right)=r^{\′}\left(t_{k-1}\right)+\frac{V^{\′}\left(t_k\right)+V^{\′}\left(t_{k-1}\right)}{2}\·T---\left(5\right)$

信息融合的关键是组合导航滤波器的设计，本发明主要利用卡尔曼滤波器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(通过捕获跟踪来自地球对面的导航卫星信号而获得)，与捷联惯导系统输出的导航信息进行信息融合，通过卡尔曼滤波最优估计对捷联惯导系统计算的导航参数误差进行估计，并且同时估计陀螺常值漂移、加速度计常值偏差、红外地球敏感器俯仰和滚动角常值偏差以及GPS接收机钟差和钟漂。

组合导航卡尔曼滤波器的系统状态向量为，

且有如下形式的系统状态方程，

X^&＝FX+W(7)

式中，F为系统状态方程，W为系统状态噪声。

由星敏感器输出的恒星单位矢量，可以构造量测：

$z_{\mathrm{ST}}={\hat{P}}^h-{\hat{C}}_i^b{P}^{\′}---\left(8\right)$

式中，为星敏感器测量到的恒星单位矢量在b系中的投影，为星敏感器测量到的恒星单位矢量在i系中的投影，为捷联惯导导航解算输出的姿态阵的转置，则相应的量测方程为，

$z_{\mathrm{ST}}=H_{\mathrm{ST}}X+V_{\mathrm{ST}}=\left[C_i^b(P^{\′}\×)0\right]X+V_{\mathrm{ST}}---\left(9\right)$

式中，P_k为星敏感器的量测白噪声向量，V_ST为系统量测噪声，其协方差阵为R_ST。若有若干个星敏感器的测量，则可对(8)和(9)式进行相应扩展。

由红外地球敏感器输出的俯仰与滚动角，可以构造量测，

式中，为捷联惯导导航解算输出的GEO轨道机动飞行器位置矢量在b系中投影的三个分量，为红外地球敏感器测量的俯仰角，为红外地球敏感器测量的滚动角，则相应的量测方程为，

式中，V_ES为红外地球敏感器的量测噪声向量，其协方差阵为R_ES。

由GNSSS接收机输出的伪距量测，可以构造如下量测，

$z_{\mathrm{gps}}=\left[\begin{array}{c}{\widehat{\mathrm{\ρ}}}_1\\ {\widehat{\mathrm{\ρ}}}_2\\ M\\ {\widehat{\mathrm{\ρ}}}_m\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\widehat{\mathrm{\ρ}}}_{\mathrm{gps}1}\\ {\widehat{\mathrm{\ρ}}}_{\mathrm{gps}2}\\ M\\ {\widehat{\mathrm{\ρ}}}_{\mathrm{gpsm}}\end{array}\right]---\left(12\right)$

式中，为由捷联惯导系统导航解算输出的位置向量计算得到的伪距，为GNSS接收机输出的伪距，则相应的量测方程为，

$z_{\mathrm{gps}}=H_{\mathrm{gps}}X+V_{\mathrm{gps}}=\left[\begin{array}{ccccc}& \frac{(r^{\′}-r_{\mathrm{gps}1}^{\′})}{\left|\right|r^{\′}-r_{\mathrm{gps}1}^{\′}\left|\right|}& & & \\ 0& \frac{(r^{\′}-r_{\mathrm{gps}2}^{\′})}{\left|\right|r^{\′}-r_{\mathrm{gps}2}^{\′}\left|\right|}& 0& \begin{array}{c}-1\\ -1\\ M\\ -1\end{array}& 0\\ & M& & & \\ & \frac{(r^{\′}-r_{\mathrm{gpsm}}^{\′})}{\left|\right|r^{\′}-r_{\mathrm{gpsm}}^{\′}\left|\right|}& & & \end{array}\right]X+V_{\mathrm{gps}}---\left(13\right)$

式中，为GPS可见星位置矢量，V_gps为GPS接收机量测噪声向量。

组合导航滤波采用标准卡尔曼滤波方程，如公式(14)所示：

${\hat{X}}_{k/k-1}={\mathrm{\Φ}}_{k.k-1}{\hat{X}}_{k-1}---\left(14a\right)$

$P_{k/k-1}={\mathrm{\Φ}}_{k.k-1}{P}_{k-1}{\mathrm{\Φ}}_{k,k-1}^T+Q_{k-1}---\left(14b\right)$

$K_k=P_{k/k-1}{H}_k^T{(H_k{P}_{k.k-1}{H}_k^T+R_k)}^{-1}---\left(14c\right)$

${\hat{X}}_k={\hat{X}}_{k/k-1}+K_k(z_k-H_k{\hat{X}}_{k/k-1})---\left(14d\right)$

$P_k=(I-K_k{H}_k)P_{k/k-1}{(I-K_k{H}_k)}^T+K_k{R}_k{K}_k^T---\left(14e\right)$

式中，Φ为系统一步转移阵可由连续系统状态方程确定，Q为离散系统的状态噪声协方差阵可由连续系统状态方程和连续系统状态噪声协方差阵确定。

系统量测故障检测的残差χ²检测函数构造如下，

${\mathrm{\λ}}_k=r_k^T{A}_k^{-1}{r}_k---\left(15a\right)$

$A_k=H_k{P}_{k.k-1}{H}_k^T+R_k---\left(15b\right)$

$r_k=z_k-H_k{\hat{X}}_{k.k-1}---\left(15c\right)$

故障判定准则为，

若λ_k＞T_D1，判定有故障

若λ_k≤T_D0，判定无故障

若T_D0＜λ_k≤T_D1，需要对量测噪声协方差阵进行调整

其中，T_D1为上门限T_D0为下门限，且0＜T_D0＜T_D1，量测噪声协方差阵调整策略如下，

${\tilde{R}}_k={\left(\frac{{\mathrm{\λ}}_k}{T_{D0}}\right)}^2{R}_k---\left(16\right)$

式中，为调整后的量测噪声协方差阵。

通过采用本发明提出的信息融合与容错设计技术，实现对GEO轨道转移飞行器的自主导航。

Claims (3)

1.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：

$C_b^i=C_b^i(k-1)C_{b\left(k\right)}^{b(k-1)}---\left(1a\right)$

$C_{b\left(k\right)}^{b(k-1)}=I+\frac{\sin \left|\mathrm{\Φ}\right|}{\left|\mathrm{\Φ}\right|}(\mathrm{\Φ}\×)+\frac{1-\cos \left|\mathrm{\Φ}\right|}{{\left|\mathrm{\Φ}\right|}^2}(\mathrm{\Φ}\×)(\mathrm{\Φ}\×)---\left(1b\right)$

$\mathrm{\Φ}={\mathrm{\Δ\θ}}_2+\frac{1}{12}{\mathrm{\Δ\θ}}_1\×{\mathrm{\Δ\θ}}_2---\left(1c\right)$

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，的更新周期与陀螺采样周期相同，且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[t_k-1，t_k]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：

$V^i\left(t_k\right)=V^i\left(t_{k-1}\right)+C_b^i\left(t_{k-1}\right){\mathrm{\ΔV}}_{\mathrm{sf}}^b\left(t_k\right)+{\mathrm{\ΔV}}_g^i\left(t_k\right)---\left(2\right)$

${\mathrm{\ΔV}}_{\mathrm{sf}}^b\left(t_k\right)={\mathrm{\ΔV}}_2+\frac{1}{2}{\mathrm{\Δ\θ}}_2\×{\mathrm{\ΔV}}_2+\frac{1}{12}({\mathrm{\Δ\θ}}_1\×{\mathrm{\ΔV}}_2+{\mathrm{\ΔV}}_1\×{\mathrm{\Δ\θ}}_2)---\left(3\right)$

${\mathrm{\ΔV}}_g^i\left(t_k\right)=G^i\left(t_{k-1}\right)\·T---\left(4\right)$

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。

2.根据权利要求1所述的GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统，其特征在于：所述的卡尔曼滤波器采用一种改进的残差x²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(FDI)从而实现组合导航系统的融合与容错。

3.根据权利要求2所述的GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统，其特征在于：所述的该残差x²检测法进行系统级的故障诊断与隔离，使用两个故障检测门限，其中一个为上门限而另一个为下门限，下门限的值小于上门限，若故障检测函数值大于上门限则判定有故障，若故障检测函数值小于等于下门限则判定无故障，若故障检测函数值大于下门限而小于等于上门限，则不认为有故障但将根据故障检测函数值对量测噪声协方差阵进行调整。