CN106895855A - 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法 - Google Patents
一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106895855A CN106895855A CN201710239543.2A CN201710239543A CN106895855A CN 106895855 A CN106895855 A CN 106895855A CN 201710239543 A CN201710239543 A CN 201710239543A CN 106895855 A CN106895855 A CN 106895855A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- delta
- inertial navigation
- estimation
- initial
- attitude
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明公开了一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,通过卫星导航提供的位置、速度信息,和惯性导航计算得到的位置、速度信息采用卡尔曼滤波的方式,估计惯性导航初始基准误差,修正时结合姿态控制要求采用程序角调姿的方式,对姿态角进行修正,同时对速度和位置进行修正,最终实现提高姿态角解算精度,提高中制导与末制导交班精度的目的。
Description
技术领域
本发明涉及惯性导航系统领域,具体涉及一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法。
背景技术
在正式开始导航工作之前,惯性导航系统需要知道一些初始条件,例如初始姿态、初始速度和初始位置;通常情况初始速度和初始位置易于获得,而初始姿态中水平两个方向的初始姿态角通过自对准比较容易获得,但是航向角通过自对准获得则需要较长的时间或者需借助外部瞄准等辅助系统;若是为实现快速性的要求的情况下,航向角的初值误差会比较大,这样就会导致惯性导航的误差快速积累,导致导航的速度和位置精准度过低;因此需要利用惯性/卫星组合导航系统对姿态初值进行修正,以提高姿态角解算精度,达到提高中制导与末制导交班精度的目的。
发明内容
本发明的目的是提供一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,适用于惯性/卫星组合导航系统中对姿态角误差有约束条件的飞行器导航制导方案选取,解决在惯性导航初始对准误差较大的情况下,对姿态角进行修正的问题。
为了解决上述技术问题,本发明的实施例提供了一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,惯性导航系统接收卫星导航提供的位置、速度信息,以及惯性导航系统计算得到的位置、速度信息,该方法包括如下步骤:
步骤a)建立初始姿态误差估计状态方程:
步骤b)建立姿态初值误差估计观测方程:
Z=HX+V;
步骤c)计算观测量,将惯性导航速度和位置与卫星导航给出的速度和位置作差作为观测量:
步骤d)将状态方程和观测方程离散化:
Xk=Φk,k-1Xk-1+Wk-1
Zk=HkXk+Vk;
步骤e)使用卡尔曼滤波方程计算:
Pk=(I-KkHk)Pk|k-1;
步骤f)姿态误差角的修正
姿态角偏差:
修正后的姿态角:
程序角计算:
ψcx=ψcx-δψ·k
γcx=γcx-δγ·k;
步骤g)速度和位置误差的修正
导航速度修正:V=V-W·Φ0,
导航位置修正:X=X-S·Φ0。
其中,所述步骤a中:
X=[φx0 φy0 φz0 δVx0 δVy0 δVz0 δX0 δY 0δZ0]T
F=O9×9;
初始姿态误差角:φx0、φy0、φz0,
速度初始误差:δVx0、δVy0、δVz0,
位置初始误差:δX0、δY0、δZ0。
其中,所述步骤b中:
其中,所述I3×3为3行3列的单位矩阵,Wx、Wy、Wz为视速度,Sx、Sy、Sz为视位置。
其中,所述步骤c中,VxINS,VyINS,VzINS为惯性导航速度,XINS,YINS,ZINS为惯性导航位置,VxGNSS,VxGNSS,VxGNSS为卫星导航给出的速度,XGNSS,YGNSS,YGNSS为卫星导航给出的位置。
其中,所述步骤d中,Φk,k-1=I9×9,Qk-1=O9×9,Hk=H。
其中,所述步骤e中,滤波方程初值为:X0=O9×1,P0和R0根据具体情况选取。
其中,所述步骤f中,ψ0、γ0为当前俯仰角、当前偏航角,当前滚动角,δψ,δγ为俯仰姿态角偏差、偏航姿态角偏差、滚动姿态角偏差;ψcx、γcx为俯仰程序角、偏航程序角、滚动程序角。
其中,所述步骤f中,系数k计算公式如下:
其中,t为当前时间,t0为修正起始时刻,Δt为修正时间。
其中,所述步骤g中,
本发明通过卫星导航提供的位置、速度信息,和惯性导航计算得到的位置、速度信息采用卡尔曼滤波的方式,估计惯性导航初始基准误差,修正时结合姿态控制要求采用程序角调姿的方式,对姿态角进行修正,同时对速度和位置进行修正,最终实现提高姿态角解算精度,达到提高中制导与末制导交班精度的目的。
与现有技术相比,本发明的有益之处在于:1)满足惯性导航快速初始对准的要求,缩短运载火箭和导弹武器的发射准备时间;2)在飞行过程中对初始姿态误差进行估计和补偿,以消除初始姿态误差;3)还可以消除在飞行过程中对初始姿态误差带来的速度和位置误差。
附图说明
图1为本发明实施例的惯性导航初始基准的估计与补偿方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白,以下参照附图并举实施例,对本发明进一步详细说明。
本发明的原理如下。本发明根据卫星导航提供的位置、速度信息,和惯性导航计算得到的位置、速度信息采用卡尔曼滤波的方式,估计惯性导航初始基准误差,修正时结合姿态控制要求采用程序角调姿的方式,对姿态角进行修正,同时对速度和位置进行修正。
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。图1示出了本发明实施例的惯性导航初始基准的估计与补偿方法流程图。参见图1,根据本发明实施例的惯性导航初始基准的估计与补偿方法包括以下步骤:
步骤a)建立初始姿态误差估计状态方程:
步骤b)建立姿态初值误差估计观测方程:
Z=HX+V;
步骤c)计算观测量,将惯性导航速度和位置与卫星导航给出的速度和位置作差作为观测量:
步骤d)将状态方程和观测方程离散化:
Xk=Φk,k-1Xk-1+Wk-1
Zk=HkXk+Vk;
步骤e)使用卡尔曼滤波方程计算:
Pk=(I-KkHk)Pk|k-1;
步骤f)姿态误差角的修正,其中
姿态角偏差:
修正后的姿态角:
程序角计算:
ψcx=ψcx-δψ·k
γcx=γcx-δγ·k;
步骤g)速度和位置误差的修正,其中
导航速度修正:V=V-W·Φ0,
导航位置修正:X=X-S·Φ0。
其中,所述步骤a中:
X=[φx0 φy0 φz0 δVx0 δVy0 δVz0 δX0 δY0 δZ0]T
F=O9×9;
初始姿态误差角:φx0、φy0、φz0,
速度初始误差:δVx0、δVy0、δVz0,
位置初始误差:δX0、δY0、δZ0。
其中,所述步骤b中:
其中,所述I3×3为3行3列的单位矩阵,Wx、Wy、Wz为视速度,Sx、Sy、Sz为视位置。
其中,所述步骤c中,VxINS,VyINS,VzINS为惯性导航速度,XINS,YINS,ZINS为惯性导航位置,VxGNSS,VxGNSS,VxGNSS为卫星导航给出的速度,XGNSS,YGNSS,YGNSS为卫星导航给出的位置。
其中,所述步骤d中,Φk,k-1=I9×9,Qk-1=O9×9,Hk=H。
其中,所述步骤e中,滤波方程初值为:X0=O9×1,P0和R0根据具体情况选取。
其中,所述步骤f中,ψ0、γ0为当前俯仰角、当前偏航角,当前滚动角,δψ,δγ为俯仰姿态角偏差、偏航姿态角偏差、滚动姿态角偏差;ψcx、γcx为俯仰程序角、偏航程序角、滚动程序角。
其中,所述步骤f中,系数k计算公式如下:
其中,t为当前时间,t0为修正起始时刻,Δt为修正时间。
其中,所述步骤g中,
本发明可以满足惯性导航快速初始对准的要求,在飞行过程中对初始姿态误差进行估计和补偿,以消除初始姿态误差,以及由此带来的速度和位置误差,对缩短导弹武器发射准备时间具有重要意义。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内,所做的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明保护的范围之内。
Claims (10)
1.一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,惯性导航系统接收卫星导航提供的位置、速度信息,以及惯性导航系统计算得到的位置、速度信息,其特征在于,该方法包括如下步骤:
步骤a)建立初始姿态误差估计状态方程:
步骤b)建立姿态初值误差估计观测方程:
Z=HX+V;
步骤c)计算观测量,将惯性导航速度和位置与卫星导航给出的速度和位置作差作为观测量:
步骤d)将状态方程和观测方程离散化:
Xk=Φk,k-1Xk-1+Wk-1
Zk=HkXk+Vk;
步骤e)使用卡尔曼滤波方程计算:
Pk=(I-KkHk)Pk|k-1;
步骤f)姿态误差角的修正
姿态角偏差:
修正后的姿态角:
程序角计算:
ψcx=ψcx-δψ·k
γcx=γcx-δγ·k;
步骤g)速度和位置误差的修正
导航速度修正:V=V-W·Φ0,
导航位置修正:X=X-S·Φ0。
2.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其中,所述步骤a中:
X=[φx0 φy0 φz0 δVx0 δVy0 δVz0 δX0 δY0 δZ0]T
F=O9×9;
初始姿态误差角:φx0、φy0、φz0,
速度初始误差:δVx0、δVy0、δVz0,
位置初始误差:δX0、δY0、δZ0。
3.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其中,所述步骤b中:
4.根据权利要求3所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其特征在于:所述I3×3为3行3列的单位矩阵,Wx、Wy、Wz为视速度,Sx、Sy、Sz为视位置。
5.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其特征在于所述步骤c中,VxINS,VyINS,VzINS为惯性导航速度,XINS,YINS,ZINS为惯性导航位置,VxGNSS,VxGNSS,VxGNSS为卫星导航给出的速度,XGNSS,YGNSS,YGNSS为卫星导航给出的位置。
6.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其中,所述步骤d中,Φk,k-1=I9×9,Qk-1=O9×9,Hk=H。
7.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其中,所述步骤e中,滤波方程初值为:X0=O9×1,P0和R0根据具体情况选取。
8.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其中,所述步骤f中,ψ0、γ0为当前俯仰角、当前偏航角,当前滚动角,δψ,δγ为俯仰姿态角偏差、偏航姿态角偏差、滚动姿态角偏差;ψcx、γcx为俯仰程序角、偏航程序角、滚动程序角。
9.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其特征在于:所述步骤f中,系数k计算公式如下:
其中,t为当前时间,t0为修正起始时刻,Δt为修正时间。
10.根据权利要求1所述的一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法,其特征在于:所述步骤g中
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710239543.2A CN106895855B (zh) | 2017-04-13 | 2017-04-13 | 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710239543.2A CN106895855B (zh) | 2017-04-13 | 2017-04-13 | 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN106895855A true CN106895855A (zh) | 2017-06-27 |
CN106895855B CN106895855B (zh) | 2019-05-28 |
Family
ID=59197363
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201710239543.2A Expired - Fee Related CN106895855B (zh) | 2017-04-13 | 2017-04-13 | 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN106895855B (zh) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111156105A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-05-15 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭发动机参数校准方法及火箭 |
CN112284186A (zh) * | 2020-09-24 | 2021-01-29 | 北京航天自动控制研究所 | 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法 |
CN112810834A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-05-18 | 北京航天自动控制研究所 | 一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法 |
CN114253282A (zh) * | 2021-12-21 | 2022-03-29 | 航天科工火箭技术有限公司 | 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质 |
Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4534000A (en) * | 1975-08-29 | 1985-08-06 | Bliss John H | Inertial flight director system |
US20100070178A1 (en) * | 2008-09-15 | 2010-03-18 | Cnh America Llc | Method and system for vehicle orientation measurement |
CN102486377A (zh) * | 2009-11-17 | 2012-06-06 | 哈尔滨工程大学 | 一种光纤陀螺捷联惯导系统初始航向的姿态获取方法 |
JP2012207919A (ja) * | 2011-03-29 | 2012-10-25 | Toyota Central R&D Labs Inc | 異常値判定装置、測位装置、及びプログラム |
CN103925917A (zh) * | 2014-05-05 | 2014-07-16 | 上海新跃仪表厂 | 一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方法 |
CN104567545A (zh) * | 2014-10-30 | 2015-04-29 | 中国运载火箭技术研究院 | Rlv大气层内主动段的制导方法 |
CN104635251A (zh) * | 2013-11-08 | 2015-05-20 | 中国地质大学(北京) | 一种ins/gps组合定位定姿新方法 |
CN104748763A (zh) * | 2015-03-19 | 2015-07-01 | 北京航天自动控制研究所 | 适用于车载晃动的捷联惯组快速对准方法 |
CN105371844A (zh) * | 2015-12-02 | 2016-03-02 | 南京航空航天大学 | 一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法 |
-
2017
- 2017-04-13 CN CN201710239543.2A patent/CN106895855B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4534000A (en) * | 1975-08-29 | 1985-08-06 | Bliss John H | Inertial flight director system |
US20100070178A1 (en) * | 2008-09-15 | 2010-03-18 | Cnh America Llc | Method and system for vehicle orientation measurement |
CN102486377A (zh) * | 2009-11-17 | 2012-06-06 | 哈尔滨工程大学 | 一种光纤陀螺捷联惯导系统初始航向的姿态获取方法 |
JP2012207919A (ja) * | 2011-03-29 | 2012-10-25 | Toyota Central R&D Labs Inc | 異常値判定装置、測位装置、及びプログラム |
CN104635251A (zh) * | 2013-11-08 | 2015-05-20 | 中国地质大学(北京) | 一种ins/gps组合定位定姿新方法 |
CN103925917A (zh) * | 2014-05-05 | 2014-07-16 | 上海新跃仪表厂 | 一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方法 |
CN104567545A (zh) * | 2014-10-30 | 2015-04-29 | 中国运载火箭技术研究院 | Rlv大气层内主动段的制导方法 |
CN104748763A (zh) * | 2015-03-19 | 2015-07-01 | 北京航天自动控制研究所 | 适用于车载晃动的捷联惯组快速对准方法 |
CN105371844A (zh) * | 2015-12-02 | 2016-03-02 | 南京航空航天大学 | 一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法 |
Non-Patent Citations (4)
Title |
---|
CHANG, LUBIN等: ""Initial Alignment by Attitude Estimation for Strapdown Inertial Navigation Systems"", 《IEEE TRANSACTIONS ON INSTRUMENTATION AND MEASUREMENT》 * |
GAO FUQUAN等: ""Initial alignment ofstrap down inertial navigation system using Kalman filter"", 《20IO INTERNATIONAL CONFERENCE ON COMPUTER APPLICATION AND SYSTEM MODELING (ICCASM2010)》 * |
吴俊伟等: ""惯性导航系统的误差估计"", 《中国惯性技术学报》 * |
钱伟行: ""捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究"", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技II辑》 * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111156105A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-05-15 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭发动机参数校准方法及火箭 |
CN111156105B (zh) * | 2019-12-31 | 2020-08-25 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭发动机参数校准方法及火箭 |
CN112284186A (zh) * | 2020-09-24 | 2021-01-29 | 北京航天自动控制研究所 | 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法 |
CN112810834A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-05-18 | 北京航天自动控制研究所 | 一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法 |
CN114253282A (zh) * | 2021-12-21 | 2022-03-29 | 航天科工火箭技术有限公司 | 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质 |
CN114253282B (zh) * | 2021-12-21 | 2023-09-22 | 航天科工火箭技术有限公司 | 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN106895855B (zh) | 2019-05-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106895855A (zh) | 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法 | |
CN102608596B (zh) | 一种用于机载惯性/多普勒雷达组合导航系统的信息融合方法 | |
CN105606094B (zh) | 一种基于mems/gps组合系统的信息条件匹配滤波估计方法 | |
CN107588769B (zh) | 一种车载捷联惯导、里程计及高程计组合导航方法 | |
CN103662091B (zh) | 一种基于相对导航的高精度安全着陆制导方法 | |
US9643740B2 (en) | Gyroless three-axis sun acquisition using sun sensor and unscented kalman filter | |
CN105115508B (zh) | 基于后数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法 | |
CN102879011B (zh) | 一种基于星敏感器辅助的月面惯导对准方法 | |
CN103792561B (zh) | 一种基于gnss通道差分的紧组合降维滤波方法 | |
CN104061928B (zh) | 一种自主择优使用星敏感器信息的方法 | |
CN106931967B (zh) | 一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法 | |
CN113503894B (zh) | 基于陀螺基准坐标系的惯导系统误差标定方法 | |
CN109489661B (zh) | 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法 | |
CN110672128B (zh) | 一种星光/惯性组合导航及误差在线标定方法 | |
CN106153051B (zh) | 一种航天器组合导航方法 | |
CN102645223A (zh) | 一种基于比力观测的捷联惯导真空滤波修正方法 | |
CN107179084B (zh) | Gnss兼容机伪距与加表组合导航及漂移估计方法 | |
CN105157724A (zh) | 一种基于速度加姿态匹配的传递对准时间延迟估计与补偿方法 | |
CN103278165A (zh) | 基于剩磁标定的磁测及星光备份的自主导航方法 | |
CN105241319B (zh) | 一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法 | |
CN109708663A (zh) | 基于空天飞机sins辅助的星敏感器在线标定方法 | |
CN104501809B (zh) | 一种基于姿态耦合的捷联惯导/星敏感器组合导航方法 | |
Avrutov et al. | Gyrocompassing mode of the attitude and heading reference system | |
CN112525204A (zh) | 一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法 | |
CN104330092B (zh) | 一种基于双模型切换的二次传递对准方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
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: 20190528 Termination date: 20200413 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |