CN105180928B - 一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法 - Google Patents

一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105180928B
CN105180928B CN201510458043.9A CN201510458043A CN105180928B CN 105180928 B CN105180928 B CN 105180928B CN 201510458043 A CN201510458043 A CN 201510458043A CN 105180928 B CN105180928 B CN 105180928B
Authority
CN
China
Prior art keywords
mrow
msubsup
msup
gravity
inertial
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201510458043.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105180928A (zh
Inventor
王秋滢
朱明红
李兵
李一兵
林萌萌
肖曙
马新华
张鹏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Harbin Engineering University
Original Assignee
Harbin Engineering University
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Harbin Engineering University filed Critical Harbin Engineering University
Priority to CN201510458043.9A priority Critical patent/CN105180928B/zh
Publication of CN105180928A publication Critical patent/CN105180928A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105180928B publication Critical patent/CN105180928B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • G01C21/10—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
    • 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

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

本发明公开了一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法。通过自适应滤波器从加速度计输出比力信息中提取重力加速度，再根据重力加速度在惯性系下的投影特性，确定出高精度水平姿态基准信息，从而获得星敏感器高精度定位信息。本发明利用自适应滤波器及惯性系重力特性提取特定环境下的重力信息；提供稳定、独立、高精度水平姿态基准；提高了船载星敏感器定位精度。

Description

一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法
技术领域
本发明属于导航定位领域，尤其涉及一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法。
背景技术
星敏感器作为一种应用较为广泛的天体敏感器，能够输出所安装载体相对惯性空间的高精度姿态，是目前精度最高的姿态敏感器件。由于该类传感器具有全自主导航、精度高等特点，被广泛应用于卫星、洲际战略导弹、宇航飞船等航空航天飞行器上。也同样是因为这一特点，近年来，星敏感器被逐渐引入到航海领域，成为一种新型船用导航传感器。船用星敏感器的基本原理是在星敏感器输出惯性系姿态信息基础上，引入载体水平姿态，经解算获得载体位置，达到导航的目的。由此可见，引入载体水平姿态的精度很大程度上影响着星敏感器的定位精度，即影响系统导航性能。因此，如何获得可靠性好、精度高的水平姿态基准是船载星敏感器导航定位的热点和趋势。
惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)是常见的可以提供水平姿态的装置，因此，船载星敏感器定位的传统方法中，多采用INS为星敏感器提供水平姿态。“Control and Decision”期刊于2012年第27卷第11期由Lai,JiZhou等人发表的“SINS/CNStightly integrated navigation positioning algorithm with nonlinear filter”一文中，通过建立基于高度方位角、平台误差角和水平位置的信息模型，将天文导航系统(Celestial Navigation System，CNS)的高度方位角作为量测量，设计INS/CNS深组合导航定位算法，但该方法仅适用于高海拔的无人机系统，对于低海拔的舰载系统并不适用。“Journal of Chinese Inertial Technology”期刊于2013年第21卷第4期由Yang,ShuJie等人发表的“New celestial assisted INS initial alignment method for lunarexplorer”一文中，分析了定位误差对平台误差角和高度角测量的影响，提出一种新的基于天体测量高度的INS/CNS深组合导航算法，克服CNS中水平基准的局限性，但对于长航时的舰载系统，测量天体的高度无疑更加大了导航作业的难度。公告号CN103604428A的中国发明专利“基于高精度水平基准的星敏感器定位方法”中，通过将惯性导航系统和星敏感器组合，得到星敏感器定位所需要的水平基准信息，实现星敏感器定位技术，但是该发明会将惯导随时间累积的水平姿态误差耦合在星敏感器的位置信息中，影响导航定位精度；“中国惯性技术学报”2014年第22卷第6期由杨淑洁等人撰写的“一种航天飞行器的INS/CNS自主导航方案”，提出了一种新颖的基于星光折射技术的INS/CNS自主组合导航方案，虽然该文献利用星光折射技术摆脱了水平基准精度制约，但是却以非线性惯导误差传播方程作为系统状态方程，提高了滤波算法的难度。以上文献都是有关星敏感器定位技术的研究，但所用方法都是利用INS提供水平姿态，势必引入INS中随时间积累的发散式误差。对于长航时的船载星敏感器，提供稳定、独立且高精度的外部水平姿态基准才是导航定位技术的关键。
发明内容
本发明的目的是提供一种能够提高导航精度的，一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法。
一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法，包括以下步骤，
步骤一：通过全球定位GPS系统采集载体位置信息，并装订至导航计算机中；
步骤二：获取星敏感器实时输出的载体系到惯性系转换矩阵角标b表示载体系，角标i表示地心惯性系；
步骤三：采集加速度计输出的比力信息fb；
步骤四：利用星敏感器输出载体系到惯性系转换矩阵将加速度计比力fb投影转换至惯性系内，即
步骤五：确定惯性系相对地球系的转换矩阵
步骤六：设计自适应数字滤波器，在惯性系内的加速度计比力fi中提取惯性系重力加速度其中， 分别为gi在惯性系各轴上的分量，k≥0，表示k时刻，N为滤波器阶数，w(k)为自适应数字滤波器系数矩阵；
步骤七：利用得到的重力加速度gi，计算重力加速度gi在赤道面的漂移角度α和重力加速度gi与赤道面的夹角β；
步骤八：确定惯性系相对导航系的转换矩阵
步骤九：利用惯性系相对地球系的转换矩阵和惯性系相对导航系的转换矩阵确定地球系到导航系的转换矩阵
步骤十：利用地球系到导航系的转换矩阵得到最终载体的位置信息。
本发明一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法，还可以包括：
1、自适应数字滤波器系数矩阵的更新过程为：
(1)计算k时刻导航系重力加速度Gn(k)
分别为Gn在导航系各轴上的分量，G0＝9.78049m/s2，为地理纬度；
(2)利用位置信息，确定k时刻地球系到导航系的转换矩阵
其中，角标n表示导航系，λ表示地理经度；
(3)利用惯性系相对地球系的转换矩阵和地球系到导航系的转换矩阵确定k时刻导航系到惯性系的转换矩阵
(4)根据导航系重力加速度Gn(k)和导航系到惯性系的转换矩阵确定k时刻惯性系理想重力加速度Gi(k)
(5)计算k时刻重力加速度的估计误差e(k)
e(k)＝[ex(k),ey(k),ez(k)]T
eq(k)＝Gq i(k)-gq i(k)，q＝x,y,z；
(6)利用得到的估计误差e(k)，更新自适应数字滤波器系数矩阵元素：
其中自适应数字滤波器系数矩阵元素的初始值wq(0)预先设定，b为全局步长参数。
2、漂移角度α为：
重力加速度gi与赤道面的夹角β为：
有益效果：
本发明提出了一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法。通过自适应滤波器从加速度计输出比力信息中提取重力加速度，再根据重力加速度在惯性系下的投影特性，确定出高精度水平姿态基准信息；在此基础上，获得星敏感器高精度定位信息。本发明的优点在于：(1)利用自适应滤波器及惯性系重力特性提取特定环境下的重力信息；(2)提供稳定、独立、高精度水平姿态基准；(3)提高船载星敏感器定位精度。
附图说明
图1为本发明的船载星敏感器定位方法流程图；
图2为不同辅助方式下星敏定位误差曲线对比图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明作进一步详细说明。
一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤1：通过全球定位GPS系统采集载体位置信息，并装订至导航计算机中；
步骤2：获取星敏感器实时输出的相对惯性系姿态转换矩阵其中，角标b表示载体系，原点位于载体质心，z轴垂直于载体甲板平面，y轴指向载体艏向；x轴与其余两轴构成右手螺旋定则；角标i表示地心惯性系，原点位于地球质心，x、y轴位于地球赤道平面内，x轴指向春分点，z轴沿地球自转轴指向北极的方向，y轴与其余两轴构成右手螺旋定则；表示载体系到惯性系的转换矩阵。
步骤3：采集加速度计输出的比力信息fb。其中， 分别为fb在载体系各轴上的分量；角标T表示矩阵转置。
步骤4：利用步骤2中的星敏感器输出矩阵将步骤3中的加速度计比力fb投影转换至惯性系内，即其中， 分别为fi在惯性系各轴上的分量。
步骤5：确定惯性系相对地球系的转换矩阵其中，角标e表示地球系，原点位于地球质心，z轴指向地球自转方向，x指向春分点方向，y轴与其它两轴构成右手螺旋定则；表示惯性系到地球系的转换矩阵。
步骤6：设计自适应数字滤波器，在fi中提取惯性系重力加速度gi，即其中， 分别为gi在惯性系各轴上的分量；k≥0，表示k时刻；N为滤波器阶数；w为自适应数字滤波器系数矩阵。
步骤7：利用步骤6得到的重力加速度gi，计算gi在赤道面的漂移角度α和gi与赤道面的夹角β；
步骤8：利用步骤7得到的角度α和β，确定惯性系相对导航系的转换矩阵其中，角标n表示导航系，这里选取地理系为导航系，原点位于载体质心，x、y轴在地理水平面内，x轴指向东，y轴指向北，z轴垂直向上构成右手螺旋定则；表示惯性系到导航系的转换矩阵。
步骤9：利用步骤5得到的矩阵和步骤8得到的矩阵确定地球系到导航系的转换矩阵即
步骤10：利用步骤9得到的矩阵确定载体的位置信息(经度和纬度)。
步骤6中所述重力gi的提取方法，具体方法为：
利用k时刻差分方程(k≥0)，在fi中提取重力gi，公式如下：
其中， 分别为gi在惯性系各轴上的分量；N为滤波器阶数；w为自适应数字滤波器系数矩阵，且为3阶对角方阵，w形式如下：
本发明选择FIR形式的滤波器，采用最小均方误差算法LMS作为自适应算法。自适应数字滤波器系数矩阵w(k)的更新过程如1)-6)：
1)计算k时刻导航系重力加速度Gn(k)。计算如下：
其中， 分别为Gn在导航系各轴上的分量，G0＝9.78049m/s2；为地理纬度。
2)利用位置信息(经度和纬度)，确定k时刻地球系相对导航系的转换矩阵形式如下：
其中，角标n表示导航系，这里选取地理系为导航系，原点位于载体质心，x、y轴在地理水平面内，x轴指向东，y轴指向北，z轴垂直向上构成右手螺旋定则；表示地球系到导航系的转换矩阵；λ表示地理经度。
3)利用步骤5得到的矩阵和2)得到的矩阵确定k时刻导航系相对惯性系的转换矩阵形式如下：
4)利用1)和3)，确定k时刻惯性系理想重力加速度Gi(k)，形式如下：
其中， 分别为Gi在惯性系各轴上的分量。
5)利用4)，计算k时刻重力加速度的估计误差e(k)。其中，e(k)＝[ex(k),ey(k),ez(k)]T，ex，ey，ez分别为惯性系各轴上重力加速度估计误差，计算如下：
eq(k)＝Gq i(k)-gq i(k)，(q＝x,y,z)
6)利用5)得到的估计误差e(k)，更新自适应数字滤波器系数矩阵元素，形式如下：
其中，自适应数字滤波器系数矩阵元素的初始值wq(0)(q＝x,y,z)需要实际设定；b为全局步长参数，其数值需要实际设定。
本发明的目的在于提供一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法。该发明通过自适应滤波器从加速度计输出比力信息中提取重力加速度，再根据重力加速度在惯性系下的投影特性，确定出高精度水平姿态基准信息，从而获得星敏感器高精度定位信息。本发明的优点在于：(1)利用自适应滤波器及惯性系重力特性提取特定环境下的重力信息；(2)提供稳定、独立、高精度水平姿态基准；(3)提高船载星敏感器定位精度。
如图1所示，本发明提供一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法，具体包括如下步骤：
步骤1：通过全球定位GPS系统采集载体位置信息，并装订至导航计算机中；
导航初始时刻，通过全球定位GPS系统采集初始时刻载体位置信息，并装订至导航计算机中。载体位置信息包括载体所在位置的经度、纬度信息。
导航过程中，利用该初始信息进行更新，得到任意时刻载体的位置。
步骤2：获取星敏感器实时输出的相对惯性系姿态转换矩阵其中，角标b表示载体系，原点位于载体质心，z轴垂直于载体甲板平面，y轴指向载体艏向；x轴与其余两轴构成右手螺旋定则；角标i表示地心惯性系，原点位于地球质心，x、y轴位于地球赤道平面内，x轴指向春分点，z轴沿地球自转轴指向北极的方向，y轴与其余两轴构成右手螺旋定则；表示载体系到惯性系的转换矩阵，由星敏感器提供。
步骤3：采集加速度计输出的比力信息fb。其中， 分别为fb在载体系各轴上的分量；角标T表示矩阵转置。
步骤4：利用步骤2中的星敏感器输出矩阵将步骤3中的加速度计比力fb投影转换至惯性系内；
捷联安装于舰船上的加速度计实时测得舰船运动时的比力信息fb，利用星敏感器的输出矩阵将fb投影到惯性系内，得到fi，表达式如下：
其中， 分别为fi在惯性系各轴上的分量。
步骤5：确定惯性系相对地球系的转换矩阵该矩阵与地球转速和导航时间有关，可由天文导航系统自身的时间基准精确给出，如下：
其中，角标e表示地球系，原点位于地球质心，z轴指向地球自转方向，x指向春分点方向，y轴与其它两轴构成右手螺旋定则；表示惯性系到地球系的转换矩阵；ωie表示地球自转角速度(ωie＝15°/h)；t表示导航时间；Aj为世界时0h的格林尼治恒星时，可根据年历表直接查得；sin为三角函数中的正弦函数，cos为三角函数中的余弦函数。
步骤6：设计自适应数字滤波器，在fi中提取惯性系重力加速度gi，具体方法如下：
利用k时刻差分方程(k≥0)，在fi中提取重力gi，公式如下：
其中， 分别为gi在惯性系各轴上的分量；N为滤波器阶数；w为自适应数字滤波器系数矩阵，且为3阶对角方阵，w形式如下：
自适应数字滤波器系数矩阵w(k)的更新过程如1)-6)：
1)计算k时刻导航系重力加速度Gn(k)。计算如下：
其中， 分别为Gn在导航系各轴上的分量，G0＝9.78049m/s2；为地理纬度。
2)利用位置信息(经度和纬度)，确定k时刻地球系相对导航系的转换矩阵形式如下：
其中，角标n表示导航系，这里选取地理系为导航系，原点位于载体质心，x轴指向东，y轴指向北，z轴垂直向上构成右手螺旋定则；表示地球系到导航系的转换矩阵；λ表示地理经度。
3)利用步骤5得到的矩阵和2)得到的矩阵确定k时刻导航系相对惯性系的转换矩阵形式如下：
4)利用1)和3)，确定k时刻惯性系理想重力加速度Gi(k)，形式如下：
其中， 分别为Gi在惯性系各轴上的分量。
5)利用4)，计算k时刻重力加速度的估计误差e(k)。计算如下：
eq(k)＝Gq i(k)-gq i(k)，(q＝x,y,z) (9)
其中，e(k)＝[ex(k),ey(k),ez(k)]T，ex，ey，ez分别为惯性系各轴上重力加速度估计误差，
6)利用5)得到的估计误差e(k)，更新自适应数字滤波器系数矩阵元素，形式如下：
其中，自适应数字滤波器系数矩阵元素的初始值wq(0)(q＝x,y,z)需要实际设定；b为全局步长参数，其数值需要实际设定。
步骤7：利用步骤6得到的重力加速度gi，计算gi在赤道面的漂移角度α和gi与赤道面的夹角β；
通过gi在惯性系的三轴分量和来确定这两个角度大小，具体表达式为：
其中，α为重力gi在赤道面漂移角度；β为重力gi与赤道面夹角；arctan表示反正切函数。
步骤8：确定惯性系相对导航系的转换矩阵
利用步骤7得到的角度α和β，确定旋转矩阵C1和C2，形式如下：
由C1和C2可得惯性系相对导航系的转换矩阵形式如下：
其中，表示惯性系到导航系的转换矩阵。
步骤9：利用步骤5得到的矩阵和步骤8得到的矩阵确定地球系相对导航系的转换矩阵形式如下：
其中，表示地球系到导航系的转换矩阵；cenij(i＝1,2,3,j＝1,2,3)是矩阵中第i行第j列元素。
步骤10：利用步骤9得到的矩阵确定载体的位置信息(经度和纬度)。
首先，解算地理经度和纬度主值和λ主，形式如下：
然后，确定地理经度和纬度真实值和λ(单位：度)，形式如下：
其中，arcsin表示反正弦函数；π＝3.1415926535。
对本发明的有益效果进行验证如下：
在Matlab仿真条件下，对该方法进行仿真实验：
赤道半径：R＝6378393.0m；
由万有引力可得的地球表面重力加速度：g＝9.78049m/s2；
地球自转角速度：ωie＝7.2921158×10-5rad/s；
载体初始位置45.7796°N、126.6709°E；
载体以10m/s的速度做任意形式运动；
加速度计零偏：10-4g；
加速度计噪声：均值为零的高斯白噪声；
摇摆纵摇、横摇和航向的初值均设为0°；
仿真时间2小时，采样频率0.1Hz；
滤波器参数初值：b＝0.0001，wx(0)＝wy(0)＝wz(0)＝0.0183。
利用所述发明，得到基于惯性导航水平基准信息的船载星敏感器定位误差与基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位误差对比曲线如图2。
通过图2两种不同辅助方式下星敏感器定位误差的对比可以看出星敏感器定位误差约为0.4～0.5海里，并且定位误差长时间稳定不发散。利用本文方法对星敏感器进行辅助定位不仅提高了定位精度，同时避免了惯导辅助下产生的周期振荡式误差，稳定性大大提高。

Claims (2)

1.一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法，其特征在于：包括以下步骤，
步骤一：通过全球定位GPS系统采集载体位置信息，并装订至导航计算机中；
步骤二：获取星敏感器实时输出的载体系到惯性系转换矩阵角标b表示载体系，角标i表示地心惯性系；
步骤三：采集加速度计输出的比力信息fb；
步骤四：利用星敏感器输出载体系到惯性系转换矩阵将加速度计比力fb投影转换至惯性系内，即
步骤五：确定惯性系相对地球系的转换矩阵
步骤六：设计自适应数字滤波器，在惯性系内的加速度计比力fi中提取惯性系重力加速度其中， 分别为gi在惯性系各轴上的分量，k≥0，表示k时刻，N为滤波器阶数，w(k)为自适应数字滤波器系数矩阵；
步骤七：利用得到的重力加速度gi，计算重力加速度gi在赤道面的漂移角度α和重力加速度gi与赤道面的夹角β；
步骤八：确定惯性系相对导航系的转换矩阵
步骤九：利用惯性系相对地球系的转换矩阵和惯性系相对导航系的转换矩阵确定地球系到导航系的转换矩阵
步骤十：利用地球系到导航系的转换矩阵得到最终载体的位置信息；
所述的自适应数字滤波器系数矩阵的更新过程为：
(1)计算k时刻导航系重力加速度Gn(k)
<mrow> <msup> <mi>G</mi> <mi>n</mi> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msup> <mrow> <mo>&amp;lsqb;</mo> <msubsup> <mi>G</mi> <mi>x</mi> <mi>n</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>,</mo> <msubsup> <mi>G</mi> <mi>y</mi> <mi>n</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>,</mo> <msubsup> <mi>G</mi> <mi>z</mi> <mi>n</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>&amp;rsqb;</mo> </mrow> <mi>T</mi> </msup> </mrow>
<mrow> <msubsup> <mi>G</mi> <mi>x</mi> <mi>n</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msubsup> <mi>G</mi> <mi>y</mi> <mi>n</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mn>0</mn> </mrow>
分别为Gn在导航系各轴上的分量，G0＝9.78049m/s2，为地理纬度；
(2)利用位置信息，确定k时刻地球系到导航系的转换矩阵
其中，角标n表示导航系，λ表示地理经度；
(3)利用惯性系相对地球系的转换矩阵和地球系到导航系的转换矩阵确定k时刻导航系到惯性系的转换矩阵
<mrow> <msubsup> <mi>C</mi> <mi>n</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msup> <mrow> <mo>&amp;lsqb;</mo> <msubsup> <mi>C</mi> <mi>e</mi> <mi>n</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <msubsup> <mi>C</mi> <mi>i</mi> <mi>e</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>&amp;rsqb;</mo> </mrow> <mi>T</mi> </msup> <mo>;</mo> </mrow>
(4)根据导航系重力加速度Gn(k)和导航系到惯性系的转换矩阵确定k时刻惯性系理想重力加速度Gi(k)
<mrow> <msup> <mi>G</mi> <mi>i</mi> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msubsup> <mi>C</mi> <mi>n</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <msup> <mi>G</mi> <mi>n</mi> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>;</mo> </mrow> 1
(5)计算k时刻重力加速度的估计误差e(k)
e(k)＝[ex(k),ey(k),ez(k)]T
<mrow> <msub> <mi>e</mi> <mi>q</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msup> <msub> <mi>G</mi> <mi>q</mi> </msub> <mi>i</mi> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>-</mo> <msup> <msub> <mi>g</mi> <mi>q</mi> </msub> <mi>i</mi> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>,</mo> <mi>q</mi> <mo>=</mo> <mi>x</mi> <mo>,</mo> <mi>y</mi> <mo>,</mo> <mi>z</mi> <mo>;</mo> </mrow>
(6)利用得到的估计误差e(k)，更新自适应数字滤波器系数矩阵元素：
<mrow> <msub> <mi>w</mi> <mi>q</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>+</mo> <mn>1</mn> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msub> <mi>w</mi> <mi>q</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>+</mo> <msub> <mi>be</mi> <mi>q</mi> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <msubsup> <mi>f</mi> <mi>q</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>k</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>,</mo> <mi>q</mi> <mo>=</mo> <mi>x</mi> <mo>,</mo> <mi>y</mi> <mo>,</mo> <mi>z</mi> </mrow>
其中自适应数字滤波器系数矩阵元素的初始值wq(0)预先设定，b为全局步长参数。
2.根据权利要求1所述的一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法，其特征在于：所述的漂移角度α为：
<mrow> <mi>&amp;alpha;</mi> <mo>=</mo> <mi>a</mi> <mi>r</mi> <mi>c</mi> <mi>t</mi> <mi>a</mi> <mi>n</mi> <mrow> <mo>(</mo> <msubsup> <mi>g</mi> <mi>x</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mo>/</mo> <msubsup> <mi>g</mi> <mi>y</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
重力加速度gi与赤道面的夹角β为：
<mrow> <mi>&amp;beta;</mi> <mo>=</mo> <mi>a</mi> <mi>r</mi> <mi>c</mi> <mi>t</mi> <mi>a</mi> <mi>n</mi> <mrow> <mo>(</mo> <msubsup> <mi>g</mi> <mi>z</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mo>/</mo> <msqrt> <mrow> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <msubsup> <mi>g</mi> <mi>x</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <msubsup> <mi>g</mi> <mi>y</mi> <mi>i</mi> </msubsup> <mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> </mrow> </msqrt> <mo>)</mo> </mrow> <mo>.</mo> </mrow> 2
CN201510458043.9A 2015-07-30 2015-07-30 一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法 Expired - Fee Related CN105180928B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510458043.9A CN105180928B (zh) 2015-07-30 2015-07-30 一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510458043.9A CN105180928B (zh) 2015-07-30 2015-07-30 一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105180928A CN105180928A (zh) 2015-12-23
CN105180928B true CN105180928B (zh) 2017-11-28

Family

ID=54903179

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510458043.9A Expired - Fee Related CN105180928B (zh) 2015-07-30 2015-07-30 一种基于惯性系重力特性的船载星敏感器定位方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105180928B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105865455B (zh) * 2016-06-08 2018-07-24 中国航天空气动力技术研究院 一种利用gps与加速度计计算飞行器姿态角的方法
CN109099911B (zh) * 2018-07-12 2021-10-26 浙江海洋大学 一种航空系统导航定位的方法及系统
CN113310486B (zh) * 2021-05-31 2023-03-21 武汉大学 一种万有引力定位方法及系统

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103604428A (zh) * 2013-11-22 2014-02-26 哈尔滨工程大学 基于高精度水平基准的星敏感器定位方法
CN104132662A (zh) * 2014-07-25 2014-11-05 辽宁工程技术大学 基于零速修正的闭环卡尔曼滤波惯性定位方法
CN104374402A (zh) * 2014-10-23 2015-02-25 哈尔滨工程大学 一种位置未知条件下的星敏感器/加速度计粗对准方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103604428A (zh) * 2013-11-22 2014-02-26 哈尔滨工程大学 基于高精度水平基准的星敏感器定位方法
CN104132662A (zh) * 2014-07-25 2014-11-05 辽宁工程技术大学 基于零速修正的闭环卡尔曼滤波惯性定位方法
CN104374402A (zh) * 2014-10-23 2015-02-25 哈尔滨工程大学 一种位置未知条件下的星敏感器/加速度计粗对准方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Compensating and Analysis Error in Height Channel of Inertial Navigation System Using Star Sensors;Amir Moghtadaei Rad;《Aerospace Conference,2015 IEEE》;20150314;1-15 *
基于惯性系重力的高精度水平姿态确定方法;林萌萌等;《压电与声光》;20150430;第37卷(第2期);209-212 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN105180928A (zh) 2015-12-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
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
CN105043415B (zh) 基于四元数模型的惯性系自对准方法
CN101706281B (zh) 惯性/天文/卫星高精度组合导航系统及其导航方法
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
CN103674030B (zh) 基于天文姿态基准保持的垂线偏差动态测量装置和方法
CN103217159B (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
CN103900565B (zh) 一种基于差分gps的惯导系统姿态获取方法
CN106932804A (zh) 天文辅助的惯性/北斗紧组合导航系统及其导航方法
CN101825467B (zh) 捷联惯性导航系统与天文导航系统实现组合导航的方法
CN109931955B (zh) 基于状态相关李群滤波的捷联惯性导航系统初始对准方法
CN106871928A (zh) 基于李群滤波的捷联惯性导航初始对准方法
CN101788296A (zh) 一种sins/cns深组合导航系统及其实现方法
CN103076026B (zh) 一种捷联惯导系统中确定多普勒计程仪测速误差的方法
CN101881619A (zh) 基于姿态测量的船用捷联惯导与天文定位方法
CN104374388A (zh) 一种基于偏振光传感器的航姿测定方法
CN106052686A (zh) 基于dsptms320f28335的全自主捷联惯性导航系统
CN102829781A (zh) 一种旋转式捷联光纤罗经实现的方法
CN106017460B (zh) 一种地形辅助惯导紧组合的水下潜器导航定位方法
CN102519485A (zh) 一种引入陀螺信息的二位置捷联惯性导航系统初始对准方法
CN102707080B (zh) 一种星敏感器模拟捷联惯导陀螺的方法
CN103017787A (zh) 适用于摇摆晃动基座的初始对准方法
CN104697520A (zh) 一体化无陀螺捷联惯导系统与gps系统组合导航方法
CN105841698A (zh) 一种无需调零的auv舵角精确实时测量系统
CN103941274A (zh) 一种导航方法及导航终端
CN111722295A (zh) 一种水下捷联式重力测量数据处理方法

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20171128

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee