CN104567868B - 基于ins修正的机载长航时天文导航系统的方法 - Google Patents
基于ins修正的机载长航时天文导航系统的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104567868B CN104567868B CN201410850164.3A CN201410850164A CN104567868B CN 104567868 B CN104567868 B CN 104567868B CN 201410850164 A CN201410850164 A CN 201410850164A CN 104567868 B CN104567868 B CN 104567868B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- msub
- mrow
- mover
- mtd
- delta
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 3
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000036039 immunity Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004576 sand Substances 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means
- G01C21/025—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means with the use of startrackers
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
- G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
- G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
- G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明涉及基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法，用于长航时航空飞行器导航技术领域。通过纯惯导输出的位置信息，引导具有二维转动自由度物理平台上的天文观测子系统，对天空中的恒星目标进行观测，并进行恒星点目标图像在地理坐标系的位置信息解算，利用解算出的位置信息修正惯导输出的含有随时间积累的数据。本方法实现了基于INS的含误差项修正的机载长航时高精度天文定位系统，适用于机载物理平台上的天文定位导航。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于纯惯性导航系统(Inertial navigation system，INS)的含误差项修正机载长航时高精度天文导航系统(Celastial navigation system，CNS)的方法，用于长航时航空飞行器导航技术领域。
背景技术
天文导航是一门既古老又年轻的技术，它以自主性强、抗干扰性好、精度高等特点受到人们的普遍重视。天文导航系统利用恒星作为导航信息源，隐蔽性好。天文导航系统可以输出被观测星的赤经、赤纬和旋角，对这些信息进行解算可以得到载体的位置信息和姿态信息。虽然卫星导航系统刚刚出现时，天文导航在一定程度上被冷落，但是随着卫星导航系统暴露出易受干扰和攻击等缺陷，同时随着天文观测恒星点目标技术的进步，出现了全天候应用的紫外天文敏感器后，天文导航技术再次被人们重视。在天文导航定位算法方面，主要有基于等高圆的定位算法和基于纯天文几何解析法的定位算法，但是这些算法都需要同时观测两颗以上恒星，才能确定载机在惯性空间的位置信息。
捷联式惯性导航系统是陀螺仪和加速度计直接安装在载体上的惯性导航系统，利用陀螺仪建立空间坐标基准(导航坐标系)，利用加速度计测量载体的运动加速度，将运动加速度转换到导航坐标系，经过两次积分运算，最终确定出载体的位置和速度等运动参数。惯性导航系统部以来任何外界信息，也不向外界辐射能量，具有短时间精度高、运动信息全面、隐蔽性好、不易受干扰等优点，在导航领域已得到广泛的应用。但是惯导系统中的陀螺漂移和加速度计零偏等误差，随着时间的推移导致惯导系统定位精度下降，也影响天文定位的精度。
发明内容
为了解决现有天文导航的定位算法需要同时观测两颗恒星，而惯导系统定位精度低的技术问题，本发明提供一种基于INS的含误差修正项提高机载长航时天文导航系统的方法。
本发明的技术解决方案如下：
一种基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特殊之处在于：当天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括以下步骤：
1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息和
2】天文导航系统根据接收到的惯导系统信息确定导航恒星；当确定的导航恒星仅有一颗时，按照步骤2.1-2.4计算惯导系统的输出误差；
2.1】跟踪观测到导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h；
2.2】通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤纬δA和时角tG，通过式(1)可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即
其中，和表示INS输入的经度和纬度；
2.3】计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：
2.4】设△λ和△L为惯导系统的输出的经纬度误差，根据下式(2)计算△λ和△L：
其中：
3】通过下式计算经天文导航系统修正后的载机的地理经纬度信息如下：
上述方法还包括步骤4】，将步骤3修正后的载机的地理纬度信息作为天文导航系统的输入值，再重复步骤2.1-2.4的方法进行计算得出新的经纬度误差从而输出载机的地理经纬度信息，可设置Δλ和ΔL的阈值作为迭代终止条件，具体表达式如下式所示：
当步骤2】中天文导航系统同时观测到多颗恒星时，按照步骤2.1-2.4计算出通过每一颗恒星所得出的修正系数，给出多颗导航恒星时的矩阵描述，即
Y＝M·σ+ε (4)
其中
σ＝[Δλ ΔL]T
由加权最小二乘原理，可以得到上式的解为
σ＝(MTM)-1M×Y (5)
其中ε表示由高度角和方位角的观测噪声误差；
计算出σ后，即可根据
进行迭代，得到天文导航输出的经纬度。为提高精度，可设置σ的阈值作为迭代终止条件。
本发明与现有技术相比，优点是：
1、本发明通过利用天文导航系统的观测信息对惯性导航系统的输出值进行修正，从而提高了天文导航系统输出信息的准确性，保证了导航精度。
2、本发明与惯导系统相比，导航定位精度明显提高，其经度误差最大为30″，约为900m，纬度误差最大为45″，约为1km。天文导航与惯导系统精度相比，具有明显优势，并且长时间工作后误差不发散，可以满足高空长航时飞行的需要。
3、本发明通过光学手段对宇宙中恒星的观测以实现导航，具有抗干扰性强的特点。
4、本发明实现了天文导航系统白天较少观测恒星情况下的正常应用。
附图说明
图1可观测星等亮度优于5Mag的组合定位原理图；
图2为仿真所用航迹；
图3为经度误差对比图；
图4纬度误差对比图。
具体实施方式
以下对本发明做详细说明。
天文导航系统包括恒星跟踪观测平台、解算模块，恒星跟踪平台主要功能在于根据接收到的惯导系统信息计算最佳导航恒星，然后控制星敏感器跟踪观测此最佳导航恒星，最后经过星点提取、识别，和一系列的坐标转换输出导航恒星在地里坐标系下的观测高度角h与观测方位角A给解算模块。解算模块主要功能在于接收惯导系统信息和恒星跟踪平台的观测信息，然后对上述信息进行解算，输出载机的位置信息。
由于天文导航系统主要是通过对导航恒星的观测信息来实现对惯导系统的修正，而全球范围内在昼间和夜间可供探测的恒星数目不一样，同时进入星敏感光学望远子系统视场内的恒星数也不一样。因此，需要分昼间观测星等亮度优于2.5Mag和夜间观测星等亮度优于5Mag两种情况进行研究：
一、昼间观测星等亮度优于2.5Mag
由于昼间亮度优于2.5Mag的恒星数量在全球范围内不多，在同一时刻进入导航系统光学视场的恒星数目不会超过一颗，图1所示是CNS/INS组合导航系统在昼间工作模式下的原理图。INS子系统在t时刻提供给CNS子系统初始位置信息，CNS根据此信息开始寻星，量测出在此信息基础上搜寻到的恒星像点在星敏感探测器靶面中心的脱靶量，导航计算机接收此脱靶量后解算出导航系统所在位置的误差量，最后将位置误差量与INS的位置信息进行修正后输出导航参数。
其解算的步骤如下：
1、天文导航系统接收到惯导系统输入的位置信息(经纬度和)后，确定最佳导航恒星，然后跟踪观测到此导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h。
2通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的导航恒星的赤纬δA和时角tG，可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即
其中，和表示INS输入的经度和纬度；
△λ和△L为经纬度误差，有
3计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：
4载机的真实地理位置信息与导航恒星的观测信息存在以下关系：
式中，λ和L分别表示载体的真实经度、真实纬度；δA、tG分别表示恒星的赤纬、格林时角，二者皆可通过观测时间从星历表中获得。
在A和h处将式(1)进行一阶泰勒展开，并且与式(2)做差，可得：
其中，
5根据步骤4所示方程组，可以求解得到惯导系统输出经纬度的修正量
△λ和△L如下：
则可以得到经天文导航系统修正后的载机地理经纬度信息如下：
6、计算出△λ和△L和后，即可根据
进行迭代，得到天文导航输出的经纬度。为提高精度，可设置△λ和△L的阈值作为迭代终止条件。
二、夜间观测星等亮度优于5Mag
当夜间观测星等亮度优于5Mag时，天文导航系统可以同时观测到多颗恒星，其解算步骤与昼间单颗导航恒星时类似，INS子系统在t时刻提供给CNS子系统初始位置信息，CNS根据此信息开始寻星，量测出在此信息基础上搜寻到的多颗恒星像点在星敏感探测器靶面中心的脱靶量，导航计算机接收此脱靶量后解算出导航系统所在位置的误差量，最后将位置误差量与INS的位置信息进行修正后输出导航参数。
具体如下：
1与昼间观测星等亮度优于2.5Mag时的步骤1到步骤4基本相同，只是得到了多颗导航恒星的观测信息和计算信息。
2根据多颗导航恒星的观测信息和计算信息可以得到如下关系：
Y＝M·σ+ε
其中
σ＝[△λ △L]T
分别代表第i颗导航恒星的计算高度角和计算方位角；
hi、Ai分别代表第i颗导航恒星的观测高度角和观测方位角；
αi1、αi2、βi1、βi2和昼间观测星等亮度优于2.5Mag算法中步骤4中的系数定义完全一致，表示第i颗导航恒星的相应系数。
由加权最小二乘原理，可以得到上式的解为
σ＝(MTM)-1M×Y
其中ε表示由高度角和方位角的观测噪声误差。假设高度角和方位角的观测噪声分别为hε和Aε，即有：
h＝hS+hε,A＝AS+Aε
hS和AS为理想高度角和方位角。
由此可得到观测量的量测噪声为
ε＝[cosh1·hε1 -cosA1sinh1·hε1-sinA1cosh1·Aε1 …]T(6)
根据最小二乘原理，天文定位的误差估计方差为
R＝(MTM)-1MTεεTM(MTM)-1 (7)
其中，R的对角线元素表示天文定位经纬度估计误差方差，非对角线元素表示经纬度估计误差的协方差。
3计算出σ后，即可根据
进行迭代，得到天文导航输出的经纬度。为提高精度，可设置σ的阈值作为迭代终止条件。
技术效果验证：
机载天文导航系统主要工作在飞机的稳定飞行过程中，为了比较真实的模拟机载天文导航系统高空长航时的工作过程，采用了图1所示的一段飞行轨迹进行仿真，该飞行轨迹包含了匀速直线飞行，加速、减速飞行，转弯飞行等。初始位置为纬度40.6°、经度78°、高度10km；直飞至纬度47°、经度114.8°、高度为10km的位置后，转弯，终点位置为纬度41°、经度150.7°、高度为10km，仿真总时间为6.5小时。
仿真所用的飞行轨迹如图2所示。
为了对比机载纯惯导系统和本发明天文系统的导航精度，利用目前常用的捷联惯导对此飞行轨迹进行了仿真，得到了此飞行轨迹的惯导误差。为了尽可能的接近真实应用情况，采用导航级的高精度捷联惯导，其等效陀螺偏移为0.01°/h，等效加速度计零偏为50μg。
天文导航系统仿真时，为了最大程度的接近真实情况，各项误差取目前能达到的较好水平，即二轴差为20μrad，水平度为10μrad，照准差误差为25μrad，基座的安装基准为100μrad。根据此器件误差对飞行轨迹进行天文定位仿真，结果与目前导航级的惯导进行对比。
图3和图4表示的天文定位和纯惯导定位的误差对比图。图3为惯导和天文导航定位的经度误差对比图，图中，虚线为惯导的误差曲线，实线为天文定位的误差曲线。图4为惯导和天文导航定位的纬度误差对比图，图中，虚线为惯导的误差曲线，实线为天文定位的误差曲线。
从图中可以看出，惯导的定位误差随时间逐渐增加，其经纬度误差最大达到425″，经度最大误差达到12km，纬度最大误差达到9.7km，并且其误差是发散的。与惯导系统相比，天文导航定位精度明显提高，其经度误差最大为30″，约为900m，纬度误差最大为45″，约为1km。天文导航与惯导系统精度相比，具有明显优势，并且长时间工作后误差不发散，可以满足高空长航时飞行的需要。
Claims (3)
1.一种基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特征在于：当天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括以下步骤：
1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息和
2】天文导航系统根据接收到的惯导系统信息确定导航恒星；当确定的导航恒星仅有一颗时，按照步骤2.1-2.4计算惯导系统的输出误差；
2.1】跟踪观测到导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h；
2.2】通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤纬δA和时角tG，通过式(1)可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即
<mrow>
<mi>sin</mi>
<mover>
<mi>h</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>=</mo>
<mi>sin</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mi>sin</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mi>cos</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>cos</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>G</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<mrow>
<mi>cos</mi>
<mover>
<mi>A</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mrow>
<mi>cos</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>sin</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>sin</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mi>cos</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>G</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<mrow>
<mi>cos</mi>
<mover>
<mi>h</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
</mrow>
</mfrac>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，和表示INS输入的经度和纬度；
2.3】计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：
<mrow>
<mi>&Delta;h</mi>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>h</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<mi>h</mi>
</mrow>
<mrow>
<mi>&Delta;A</mi>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>A</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<mi>A</mi>
</mrow>
2.4】设△λ和△L为惯导系统的输出的经纬度误差，根据下式(2)计算△λ和△L：
<mfenced open='{' close=''>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mi>&Delta;&lambda;</mi>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mrow>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mo>-</mo>
<mi>cos</mi>
<mi>A</mi>
<mi>sinh</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>&Delta;h</mi>
<mo>-</mo>
<mi>sin</mi>
<mi>A</mi>
<mi>cosh</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>&Delta;A</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>cosh</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>&Delta;h</mi>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
</mrow>
</mfrac>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mi>&Delta;L</mi>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mrow>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mo>-</mo>
<mi>cos</mi>
<mi>A</mi>
<mi>sinh</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>&Delta;h</mi>
<mo>-</mo>
<mi>sin</mi>
<mi>A</mi>
<mi>cosh</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>&Delta;A</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>cosh</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>&Delta;h</mi>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
</mfrac>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
其中：
<mrow>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mi>cos</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>sin</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>sin</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mi>cos</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>G</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mo>-</mo>
<mi>cos</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mi>sin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>G</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mo>-</mo>
<mi>sin</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>sin</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>cos</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mi>cos</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>G</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mi>sin</mi>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
<mi>sin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>G</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
3】通过下式计算经天文导航系统修正后的载机的地理经纬度信息如下：
<mrow>
<mi>L</mi>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<mi>&Delta;L</mi>
</mrow>
<mrow>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<mi>&Delta;&lambda;</mi>
<mo>.</mo>
</mrow>
2.根据权利要求1所述的基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法，其特征在于：
还包括步骤4】，将步骤3修正后的载机的地理纬度信息作为天文导航系统的输入值，再重复步骤2.1-2.4的方法进行计算得出新的经纬度误差从而输出载机的地理经纬度信息，可设置△λ和△L的阈值作为迭代终止条件，具体表达式如下式所示：
<mrow>
<mfenced open='{' close=''>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>,</mo>
<msub>
<mi>L</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>,</mo>
<mi>i</mi>
<mo>=</mo>
<mn>1</mn>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>L</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>L</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<msub>
<mi>L</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>,</mo>
<mi>i</mi>
<mo>=</mo>
<mn>2</mn>
<mo>,</mo>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
<mo>,</mo>
<mi>n</mi>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>.</mo>
</mrow>
3.根据权利要求1所述的基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特征在于：
当步骤2】中天文导航系统同时观测到多颗恒星时，按照步骤2.1-2.4计算出通过每一颗恒星所得出的修正系数，给出多颗导航恒星时的矩阵描述，即
Y＝M·σ+ε (4)
其中
<mrow>
<mi>Y</mi>
<mo>=</mo>
<msup>
<mfenced open='[' close=']'>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mi>sin</mi>
<msub>
<mover>
<mi>h</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>sin</mi>
<msub>
<mi>h</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mover>
<mi>A</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mover>
<mi>h</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>A</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mi>cos</mi>
<msub>
<mi>h</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mi>T</mi>
</msup>
<mo>,</mo>
</mrow>
<mrow>
<mi>M</mi>
<mo>=</mo>
<msup>
<mfenced open='[' close=']'>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>11</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>12</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>21</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>22</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>11</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>12</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>21</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<msub>
<mi>&beta;</mi>
<mn>22</mn>
</msub>
</mtd>
<mtd>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mi>T</mi>
</msup>
<mo>,</mo>
</mrow>
σ＝[△λ △L]T
由加权最小二乘原理，可以得到上式的解为
σ＝(MTM)-1M×Y (5)
其中ε表示由高度角和方位角的观测噪声误差；
计算出σ后，即可根据
<mfenced open='{' close=''>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>&lambda;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>,</mo>
<msub>
<mi>L</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mover>
<mi>L</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>,</mo>
<mi>i</mi>
<mo>=</mo>
<mn>1</mn>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<msub>
<mi>&lambda;</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<msub>
<mi>L</mi>
<mi>i</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>L</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>-</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<msub>
<mi>L</mi>
<mrow>
<mi>i</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>,</mo>
<mi>i</mi>
<mo>=</mo>
<mn>2</mn>
<mo>,</mo>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
<mo>.</mo>
<mo>,</mo>
<mi>n</mi>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
进行迭代，得到天文导航输出的经纬度，为提高精度，设置σ的阈值作为迭代终止条件。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410850164.3A CN104567868B (zh) | 2014-12-30 | 2014-12-30 | 基于ins修正的机载长航时天文导航系统的方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410850164.3A CN104567868B (zh) | 2014-12-30 | 2014-12-30 | 基于ins修正的机载长航时天文导航系统的方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104567868A CN104567868A (zh) | 2015-04-29 |
| CN104567868B true CN104567868B (zh) | 2017-09-22 |
Family
ID=53084484
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410850164.3A Active CN104567868B (zh) | 2014-12-30 | 2014-12-30 | 基于ins修正的机载长航时天文导航系统的方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN104567868B (zh) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9341517B1 (en) | 2013-03-15 | 2016-05-17 | Wavefront Research, Inc. | Optical angular measurement sensors |
| CN105241451B (zh) * | 2015-10-30 | 2018-01-05 | 中国电子科技集团公司第二十研究所 | 一种小视场星跟踪器天文观测信息异常检测方法 |
| CN107270888B (zh) * | 2017-06-20 | 2020-11-17 | 歌尔科技有限公司 | 一种测量经纬度的方法、装置和相机 |
| CN110045395B (zh) * | 2019-05-17 | 2021-10-08 | 北京和协航电信息科技有限公司 | 一种基于导航卫星信号的检靶方法、系统和设备 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101706281A (zh) * | 2009-11-13 | 2010-05-12 | 南京航空航天大学 | 惯性/天文/卫星高精度组合导航系统及其导航方法 |
| CN102175241A (zh) * | 2011-01-13 | 2011-09-07 | 北京航空航天大学 | 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法 |
| CN102393204A (zh) * | 2011-10-21 | 2012-03-28 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于sins/cns的组合导航信息融合方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1807676A1 (en) * | 2004-10-28 | 2007-07-18 | University of Maryland | Navigation system and method using modulated celestial radiation sources |
-
2014
- 2014-12-30 CN CN201410850164.3A patent/CN104567868B/zh active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101706281A (zh) * | 2009-11-13 | 2010-05-12 | 南京航空航天大学 | 惯性/天文/卫星高精度组合导航系统及其导航方法 |
| CN102175241A (zh) * | 2011-01-13 | 2011-09-07 | 北京航空航天大学 | 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法 |
| CN102393204A (zh) * | 2011-10-21 | 2012-03-28 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于sins/cns的组合导航信息融合方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 机载捷联惯性_天文组合导航系统关键技术研究;屈蔷;《中国博士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》;20121215;C031-11 * |
| 航空飞行器天文自主导航定位技术;梁冬生;《红外与激光工程》;20140930;第43卷(第9期);第3020-3025页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN104567868A (zh) | 2015-04-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101893440B (zh) | 基于星敏感器的天文自主导航方法 | |
| CN101344391B (zh) | 基于全功能太阳罗盘的月球车位姿自主确定方法 | |
| CN103076015B (zh) | 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 | |
| CN103472503B (zh) | 探空仪及基于ins的高空风探测方法 | |
| CN101793523B (zh) | 一种组合导航和光电探测一体化系统 | |
| CN104165640B (zh) | 基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法 | |
| CN100476360C (zh) | 一种基于星敏感器标定的深综合组合导航方法 | |
| CN102175241B (zh) | 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法 | |
| CN105371870A (zh) | 一种基于星图数据的星敏感器在轨精度测量方法 | |
| CN104567868B (zh) | 基于ins修正的机载长航时天文导航系统的方法 | |
| CN103968836B (zh) | 一种基于时序伪距差分推算移动目标位置的方法及装置 | |
| CN103217159A (zh) | 一种sins/gps/偏振光组合导航系统建模及动基座初始对准方法 | |
| CN102901485B (zh) | 一种光电经纬仪快速自主定向的方法 | |
| CN103759729A (zh) | 采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法 | |
| CN103968844B (zh) | 基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法 | |
| CN102944238B (zh) | 一种行星探测器接近目标过程中相对位置确定方法 | |
| US20140249750A1 (en) | Navigational and location determination system | |
| CN109708663A (zh) | 基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法 | |
| CN102707080A (zh) | 一种星敏感器模拟捷联惯导陀螺的方法 | |
| CN1987356A (zh) | 一种航天器天文/多普勒组合导航方法 | |
| CN105424060B (zh) | 一种飞行器星敏感器与捷联惯组安装误差的测量方法 | |
| CN103913169B (zh) | 一种飞行器的捷联惯性/星光折射组合导航方法 | |
| CN113074715A (zh) | 无人机高精度目标定位方法 | |
| CN103017773B (zh) | 一种基于天体表面特征和天然卫星路标的环绕段导航方法 | |
| CN105180928B (zh) | 一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |