CN110887478B - 一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，首先，利用仿生偏振传感器获取观测点偏振信息，通过天空偏振信息解算载体坐标系下的太阳高度角；其次，利用星敏感器获取一星体的星象点坐标，通过星体在星敏感器中的星像点坐标，解算载体坐标系下的星体高度角；再次，由惯性导航系统提供的经纬度信息，利用天文导航球面三角形几何关系得到载体坐标系下的计算太阳高度角和计算星体高度角；最后，利用传感器观测得到的天体信息与惯性导航系统计算得到的天体信息建立组合导航系统位置量测模型，利用卡尔曼滤波解算载体的经纬度位置信息。本发明方法算法简单、可靠性好、全自主定位。

Description

一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法

技术领域

本发明涉及组合导航定位领域，尤其涉及一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，可应用于高空无人机、飞艇、浮空器等飞行器的位置获取，提高导航系统在无卫星导航信号条件下的自主导航能力。

背景技术

天文导航是通过观测自然星体来确定载体的位置或姿态的一种导航方式，具有误差不随时间积累、独立性强，隐蔽性好等优点。但天文导航在大气层内工作时受天气条件限制，白天时星光系统的测星能力被大幅削弱，为解决这一问题，天文导航系统常采用小视场单星观测，利用狭小的视场获得更高分辨率的观测星图，更好的分辨提取星体信息。但通过小视场观测单颗星体对星体方位角的测量精度较低，从而解算得到的载体位置精度较差，不利于高精度的导航系统。偏振光导航是通过研究生物对天空偏振光感知机理及大气偏振分布模式发展起来的导航方法，具有无源、无辐射、隐蔽性好，误差不随时间积累等优点。通过偏振光导航与天文导航的结合，可实现大气层内高空环境下飞行器的高精度自主导航定位功能，在卫星导航信号不可用或拒止的环境下仍可提供高精度的导航位置信息。

现有的天文单星定位方法主要是通过分别观测两个不同时刻的星体信息，再利用高度差法解算载体的位置信息，因此该方法实时性差，很难适用于高速大机动的载体，而现有偏振光导航方法大多通过偏振信息反演地理系下太阳矢量信息进行定位，定位过程必须知道载体的航向信息。而航向角误差会带来较大的定位误差。已申请的中国专利201310037586.4，“基于偏振光仿生导航的定位系统及其定位方法”、已申请的中国专利CN103822629，“基于多方向偏振光导航传感器的定位系统及其定位方法”都是通过偏振信息求取太阳矢量信息反演位置信息，该方法都需要磁罗盘提供航向信息，而磁罗盘易受干扰。论文“一种偏振光自定位方法的分析及实现”和论文“多方向偏振光实时定位样机的设计与搭建”所提出的偏振光定位方法同样需要利用磁罗盘提供航向信息，上述方法都没有将偏振信息与天文信息融合进行组合定位。

发明内容

考虑现有技术存在的问题，本发明提出一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，该方法通过将偏振导航与天文导航相结合，解决大气层内高空环境下飞行器的自主定位问题。

本发明的技术解决方案为：一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，包括如下步骤：

(1)利用仿生偏振传感器获取观测点的偏振度信息d₁,d₂,d₃，通过观测点的偏振度信息解算载体坐标系下的太阳高度角h；

(2)利用星敏感器获取一恒星的星像点坐标(x_c,y_c)，通过恒星的星象点坐标解算载体坐标系下的星体高度角v；

(3)利用惯性导航系统提供的经纬度信息λ_c,L_c，解算载体坐标系下当前时刻的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c；

(4)利用观测得到的太阳高度角h和星体高度角v与计算得到的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c建立组合导航系统位置量测模型，结合组合导航系统状态方程，利用卡尔曼滤波解算载体的经纬度位置信息λ,L。

所述步骤(1)中，利用仿生偏振传感器获取观测点的偏振度信息，其中仿生偏振传感器由三偏振传感器结构构成，三偏振传感器结构由三个偏振传感器共面阵列式排列组成，M₁为主传感器位于三个偏振传感器中间，M₂,M₃分别与M₁互成60°对称分布在M₁两侧。以三个偏振传感器的三条轴线的交点O₁为原点，偏振传感器M₁所在轴为Z₁轴，偏振传感器M₂所在轴线在过O₁点且垂直于Z₁轴的平面的投影为X₁轴，Y₁轴由右手定则确定，构成仿生偏振传感器坐标系(s₁系)。获取M₁,M₂,M₃三个偏振传感器的偏振度信息d₁,d₂,d₃，利用仿生偏振传感器获取的偏振度信息d₁,d₂,d₃，根据瑞利散射理论及天文导航球面三角形几何关系，建立如下方程组：

可求得偏振传感器M₁的观测矢量与太阳矢量之间的夹角θ₁，也即偏振传感器M₁的散射角。其中，d_max为全天域最大偏振度，θ₂,θ₃分别为偏振传感器M₂,M₃的观测矢量与太阳矢量之间的夹角；

将仿生偏振传感器坐标系与载体坐标系重合安装，由偏振传感器观测矢量与载体坐标系下太阳矢量的关系可得，观测太阳矢量在载体坐标系下的太阳高度角h表示为：

h＝π/2-θ₁，h∈[-π/2,π/2]。

所述步骤(2)中，利用星敏感器获取一恒星星体的星像点坐标(x_c,y_c)，其中星敏感器坐标系(s₂系)以成像的焦平面中心O₂为原点，成像焦平面为X₂O₂Y₂面，星敏感器横轴方向为X₂轴，星敏感器纵轴方向为Z₂轴。由星体在星敏感器坐标系下的星像点坐标(x_c,y_c)可求得所观测星体在星敏感器坐标系中的坐标为：

其中f为星敏感器光学透镜焦距，由星敏感器硬件参数得到，星敏感器坐标系与载体坐标系重合安装；

则观测星矢量在载体坐标系下的星体高度角v可表示为：

所述步骤(3)中利用惯性导航系统所提供的载体的经纬度位置信息λ_c,L_c，解算载体坐标系下的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c，具体实现如下：

根据球面几何三角形公式可推导出当前时刻载体所在位置与计算太阳高度角和计算星体高度角的关系：

计算得到载体坐标系下的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c的正弦值，其中，δ₁和

分别为通过天文年历查询得到的太阳赤纬和太阳格林时角；δ₂和

分别为通过天文年历查询得到的星体赤纬和星体格林时角。

所述步骤(4)中，利用仿生偏振传感器及星敏感器观测得到的太阳高度角及星体高度角与惯性导航系统解算得到的计算太阳高度角及星体高度角建立组合导航系统位置量测模型，利用卡尔曼滤波解算载体的经纬度位置信息，具体实现如下：

由惯性导航系统所提供的载体的经纬度位置信息λ_c,L_c与载体的真实经纬度位置信息λ,L及惯性导航系统计算得到的星体高度角h_c,v_c与传感器观测得到的星体高度角h,v之间的关系可知：

h_c＝h+△h,v_c＝v+△v,L_c＝L+△L,λ_c＝λ+△λ；

其中，△h,△v分别表示太阳高度角误差和星体高度角误差，△λ,△L分别表示惯性导航系统的经度误差和纬度误差；考虑△h,△v为小量，将公式(1)在λ,L处进行一阶泰勒展开并进行整理可得组合导航系统位置量测模型：

其中，

ε表示观测太阳高度角与观测星体高度角的观测噪声带来的误差，

为组合导航系统位置量测模型的量测量，

为组合导航系统位置量测模型的系数矩阵，

为由惯性导航系统的经纬度位置误差组成的状态量；

采用卡尔曼滤波方法解算载体的经纬度位置信息λ,L，组合导航系统的状态方程选取惯性导航系统误差方程：

表示组合导航系统的状态量x对时间的导数，F为组合导航系统状态转移矩阵，G为组合导航系统噪声转移矩阵，w为组合导航系统干扰矩阵。

本发明的原理是：利用仿生偏振传感器测量大气偏振信息并解算得到载体坐标系下的计算太阳高度角，星敏感器观测星体位置并解算得到载体坐标系下的星体高度角，利用惯性导航系统提供的位置信息解算得到计算太阳高度角和计算星体高度角，建立基于天文角度观测的惯性/偏振/天文组合导航系统模型，利用卡尔曼滤波解算载体的位置信息。

本发明与现有技术相比优点在于：

(1)该算法与现有天文单星定位相比精度较高，且不需要知道载体的航向角信息。

(2)采用偏振与天文组合定位方法，该方法在大气层内的飞行环境具有较强的适用性，可作为卫星信号不可用或拒止条件下的一种有效的导航定位手段。

附图说明

图1为本发明的设计流程图；

图2为本发明涉及的仿生偏振传感器结构示意图；

图3为本发明涉及的星敏感器测量原理图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

本发明可应用于高空无人机、飞艇、浮空气球等载体的自主导航定位，载体上安装有由仿生偏振传感器、星敏感器以及陀螺仪、加速度计等共同组成的组合导航系统。如图1所示，本发明一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法的具体实现步骤如下：

步骤1、如图(2)，其中仿生偏振传感器由三偏振传感器结构构成，三偏振传感器结构由三个偏振传感器共面阵列式排列组成，M₁为主传感器位于三个偏振传感器中间，M₂,M₃分别与M₁互成60°对称分布在M₁两侧；以三个偏振传感器的三条轴线的交点O₁为原点，偏振传感器M₁所在轴为Z₁轴，偏振传感器M₂所在轴线在过O₁点且垂直于Z₁轴的平面的投影为X₁轴，Y₁轴由右手定则确定，构成仿生偏振传感器坐标系，即s₁系；

利用仿生偏振传感器获取M₁,M₂,M₃三个偏振传感器的观测点的偏振度信息d₁,d₂,d₃，根据瑞利散射理论及天文导航球面三角形几何关系，建立如下方程组：

可求得偏振传感器M₁的观测矢量与太阳矢量之间的夹角θ₁。其中，d_max为全天域最大偏振度，θ₂,θ₃分别为偏振传感器M₂,M₃的观测矢量与太阳矢量之间的夹角。

将仿生偏振传感器坐标系与载体坐标系重合安装，由偏振传感器观测矢量与载体坐标系下太阳矢量的关系可知，观测太阳矢量在载体坐标系下的太阳高度角h可表示为：

h＝π/2-θ₁，h∈[-π/2,π/2]

步骤2、如图(3)，用星敏感器获取一恒星星体的星像点坐标(x_c,y_c)，由星体在星敏感器坐标系下的星像点坐标(x_c,y_c)可求得所观测星体在星敏感器坐标系中的坐标为：

其中f为星敏感器光学透镜焦距，由星敏感器硬件参数得到，星敏感器坐标系与载体坐标系重合安装。

则观测星矢量在载体坐标系下的星体高度角v可表示为：

步骤3、根据球面几何三角形公式可推导出当前时刻载体所在位置与计算太阳高度角和计算星体高度角的关系：

利用惯性导航系统所提供的载体的经纬度位置信息λ_c,L_c，计算得到载体坐标系下的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c的正弦值，其中，δ₁和

分别为通过天文年历查询得到的太阳赤纬和太阳格林时角；δ₂和

分别为通过天文年历查询得到的星体赤纬和星体格林时角。

步骤4、由惯性导航系统所提供的载体的经纬度位置信息λ_c,L_c与载体的真实经纬度位置信息λ,L及惯性导航系统计算得到的星体高度角h_c,v_c与传感器观测得到的星体高度角h,v之间的关系可知：

h_c＝h+△h,v_c＝v+△v,L_c＝L+△L,λ_c＝λ+△λ

其中，△h,△v分别表示太阳高度角误差和星体高度角误差，△λ,△L分别表示经度误差和纬度误差；考虑△h,△v为小量，近似认为：

sin(△h)≈△h,sin(△v)≈△v

cos(△h)≈1,cos(△v)≈1

将公式(1)在λ,L处进行一阶泰勒展开：

整理可得：

根据(2)式可得到组合导航系统的位置量测模型的矩阵描述：

其中，

ε表示观测太阳高度角与观测星体高度角的观测噪声带来的误差，

为组合导航系统位置量测模型的量测量，

为组合导航系统位置量测模型的系数矩阵，

为由惯性导航系统的经纬度位置误差组成的状态量；

采用卡尔曼滤波方法解算载体的经纬度位置信息λ,L，组合导航系统的状态方程选取惯性导航系统误差方程：

表示组合导航系统的状态量x对时间的导数，F为组合导航系统状态转移矩阵，G为组合导航系统噪声转移矩阵，w为组合导航系统干扰矩阵。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤(1)利用仿生偏振传感器获取观测点的偏振度信息d₁,d₂,d₃，通过观测点的偏振度信息解算载体坐标系下的太阳高度角h；

步骤(2)利用星敏感器获取一恒星的星像点坐标(x_c,y_c)，通过恒星的星象点坐标解算载体坐标系下的星体高度角v；

步骤(3)利用惯性导航系统提供的经纬度信息λ_c,L_c，解算载体坐标系下当前时刻的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c；

步骤(4)利用观测得到的太阳高度角h和星体高度角v与解算得到的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c建立组合导航系统位置量测模型，结合组合导航系统状态方程，利用卡尔曼滤波解算载体的经纬度位置信息λ,L；

所述步骤(4)中，利用步骤(2)中仿生偏振传感器及星敏感器观测得到的太阳高度角及星体高度角与步骤(3)中惯性导航系统解算得到的计算太阳高度角及星体高度角建立组合导航系统位置量测模型，利用卡尔曼滤波解算载体的经纬度位置信息λ,L，具体实现如下：

由惯性导航系统所提供的载体的经纬度位置信息λ_c,L_c与载体的真实经纬度位置信息λ,L及惯性导航系统计算得到的星体高度角h_c,v_c与传感器观测得到的星体高度角h,v之间的关系可知：

h_c＝h+Δh,v_c＝v+Δv,L_c＝L+ΔL,λ_c＝λ+Δλ；

其中，Δh,Δv分别表示太阳高度角误差和星体高度角误差，Δλ,ΔL分别表示惯性导航系统的经度误差和纬度误差；考虑Δh,Δv为小量，将公式(1)在λ,L处进行一阶泰勒展开并进行整理得到组合导航系统位置量测模型：

其中，

ε表示观测太阳高度角与观测星体高度角的观测噪声带来的误差，

为组合导航系统位置量测模型的量测量，

为组合导航系统位置量测模型的系数矩阵，

为由惯性导航系统的经纬度位置误差组成的状态量；

采用卡尔曼滤波方法解算载体的经纬度位置信息λ,L，组合导航系统的状态方程选取惯性导航系统误差方程：

表示组合导航系统的状态量x对时间的导数，F为组合导航系统状态转移矩阵，G为组合导航系统噪声转移矩阵，w为组合导航系统干扰矩阵。

2.根据权利要求1所述的一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，其特征在于：

所述步骤(1)中，利用仿生偏振传感器获取观测点的偏振度信息，其中仿生偏振传感器由三偏振传感器结构构成，三偏振传感器结构由三个偏振传感器共面阵列式排列组成，M₁为主传感器位于三个偏振传感器中间，M₂,M₃分别与M₁互成60°对称分布在M₁两侧；以三个偏振传感器的三条轴线的交点O₁为原点，偏振传感器M₁所在轴为Z₁轴，偏振传感器M₂所在轴线在过O₁点且垂直于Z₁轴的平面的投影为X₁轴，Y₁轴由右手定则确定，构成仿生偏振传感器坐标系，即s₁系；获取M₁,M₂,M₃三个偏振传感器的偏振度信息d₁,d₂,d₃，利用仿生偏振传感器获取的偏振度信息d₁,d₂,d₃，根据瑞利散射理论及天文导航球面三角形几何关系，建立如下方程组：

求得偏振传感器M₁的观测矢量与太阳矢量之间的夹角θ₁，也即偏振传感器M₁的散射角；其中，d_max为全天域最大偏振度，θ₂,θ₃分别为偏振传感器M₂,M₃的观测矢量与太阳矢量之间的夹角；

将仿生偏振传感器坐标系与载体坐标系重合安装，由偏振传感器观测矢量与载体坐标系下太阳矢量的关系可得，观测太阳矢量在载体坐标系下的太阳高度角h表示为：

h＝π/2-θ₁,h∈[-π/2,π/2]。

3.根据权利要求1所述的一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，其特征在于：

所述步骤(2)中，利用星敏感器获取一恒星星体的星像点坐标(x_c,y_c)，其中星敏感器坐标系，即s₂系，以成像的焦平面中心O₂为原点，成像焦平面为X₂O₂Y₂面，星敏感器横轴方向为X₂轴，星敏感器纵轴方向为Z₂轴；由星体在星敏感器坐标系下的星像点坐标(x_c,y_c)求得所观测星体在星敏感器坐标系中的坐标为：

其中f为星敏感器光学透镜焦距，由星敏感器硬件参数得到，星敏感器坐标系与载体坐标系重合安装；

则观测星矢量在载体坐标系下的星体高度角v表示为：

4.根据权利要求1所述的一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法，其特征在于：

所述步骤(3)中，利用惯性导航系统所提供的载体的经纬度位置信息λ_c,L_c，解算载体坐标系下的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c，具体实现如下：

根据球面几何三角形公式可推导出当前时刻载体所在位置与计算太阳高度角和计算星体高度角的关系：

计算得到载体坐标系下的计算太阳高度角h_c和计算星体高度角v_c的正弦值，其中，δ₁和

分别为通过天文年历查询得到的太阳赤纬和太阳格林时角；δ₂和

分别为通过天文年历查询得到的星体赤纬和星体格林时角。

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