CN110986934B - 一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统 - Google Patents

一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN110986934B
CN110986934B CN201911288712.7A CN201911288712A CN110986934B CN 110986934 B CN110986934 B CN 110986934B CN 201911288712 A CN201911288712 A CN 201911288712A CN 110986934 B CN110986934 B CN 110986934B
Authority
CN
China
Prior art keywords
navigation
navigation system
inertial navigation
integrated
rotation
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
Application number
CN201911288712.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110986934A (zh
Inventor
王欣
胡奇林
刘玉祝
杨槊
张泽
王秋帆
盛雪莲
张吉
危志英
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.)
Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI
Original Assignee
Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI
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 Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI filed Critical Beijing Automation Control Equipment Institute BACEI
Priority to CN201911288712.7A priority Critical patent/CN110986934B/zh
Publication of CN110986934A publication Critical patent/CN110986934A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110986934B publication Critical patent/CN110986934B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • 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
    • 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

Abstract

本发明提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统，该方法包括：粗对准；驱动内环旋转轴进行N次调制转动；进行第一惯性导航解算和第一卡尔曼滤波修正以完成精对准；进入导航状态，驱动内环旋转轴进行M次调制转动；驱动外环旋转轴进行伺服转动使得惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离飞行器的俯仰运动；进行第二惯性导航解算；进行观星测量以获得天文观测信息；对第二导航信息和天文观测信息进行组合导航解算和第二卡尔曼滤波修正，根据修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移完成导航。应用本发明能够解决现有技术中一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统导航精度低无法满足长航时飞行器高精度需求的技术问题。

Description

一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统
技术领域
本发明涉及组合导航技术领域，尤其涉及一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统。
背景技术
高空长航时飞行器具有飞行距离远、工作时间长等特点，对位置与姿态精度要求较高，常采用惯性/卫星组合导航方案。但在卫星拒止条件下，无法提供高精度导航信息。天文导航系统是一种半自主无源的导航方式，具有隐蔽性高、误差不随时间累积等优势，但缺点是输出导航信息不连续，且单独使用时无法提供载体的位置信息。天文导航系统常与惯导系统组合工作，依靠惯导系统提供的水平姿态，解算载体位置信息，用以修正惯导误差。惯导系统与天文导航系统在进行组合时，通常采用姿态匹配方案，即利用惯导系统提供的姿态信息与天文导航系统解算的姿态信息构造观测量。由于惯导系统存在器件漂移误差，长时间工作后水平姿态信息将不准，必然影响组合导航精度。当旋转调制惯导系统与天文导航系统分立安装时，惯导系统的测量坐标系与天文导航系统的测量坐标系不重合，需要使用惯导系统解调后的姿态来构造观测量，解调过程会引入解调误差，增大组合导航误差。因此，现有技术中将天文导航系统与惯导系统进行一体化安装设计，以减小组合导航误差。但一体化惯导天文组合导航系统精度仍受制于惯导系统水平姿态精度，而现有技术中惯导系统水平姿态精度低，无法满足长航时飞行器高精度的应用需求。
发明内容
本发明提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统，能够解决现有技术中一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统导航精度低无法满足长航时飞行器高精度需求的技术问题。
根据本发明的一方面，提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统中双轴旋转惯导系统与天文导航系统一体化设置，该一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法包括：步骤一，对飞行器的惯导系统进行粗对准以获取惯导系统的初始姿态；步骤二，驱动惯导系统的内环旋转轴进行N次调制转动，每次调制转动中内环旋转轴依次进行正转和反转；测量内环旋转轴调制转动过程中的惯导系统的第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息，对惯导系统的初始姿态、第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息进行第一惯性导航解算以获得惯导系统的第一导航信息，并对第一导航信息进行第一卡尔曼滤波修正以完成惯导系统的精对准；步骤三，惯导系统以精对准的结果为导航初值进入导航状态，飞行器起飞；驱动惯导系统的内环旋转轴进行M次调制转动；驱动惯导系统的外环旋转轴进行伺服转动使得惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离飞行器的俯仰运动；记录在导航状态下惯导系统的第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息，对第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息进行第二惯性导航解算以获得惯导系统的第二导航信息；当飞行器上升至设定高度之后，天文导航系统进行观星测量以获得天文观测信息；步骤四，对第二导航信息和天文观测信息进行组合导航解算，并对组合导航解算的结果和惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正以获得修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移，根据修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移完成一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航。
进一步地，步骤二和步骤三中每次调制转动中内环旋转轴依次进行正转和反转具体包括：内环旋转轴从初始位置正转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置正转180°到达第二位置，静止TS时长；内环旋转轴从第二位置反转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置反转180°到达初始位置，静止TS时长。
进一步地，在步骤二中完成惯导系统的精对准之后，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法还包括重置卡尔曼滤波器的状态量、估计误差方差阵和观测噪声阵以对卡尔曼滤波器进行初始化处理。
进一步地，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法以系统状态方程
Figure BDA0002315252850000031
和量测方程
Figure BDA0002315252850000032
为系统误差模型对组合导航解算的结果和惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正，其中，X为状态量，X＝[δL,δH,δλ,δVn,δVu,δVe,φn,φu,φe,εx,εy,εz]，δL、δH、δλ分别为纬度误差、高度误差和经度误差，δVn、δVu、δVe分别为惯导系统的北速误差、天速误差和东速误差，φn、φu、φe分别为惯导系统的北向姿态误差角、天向姿态误差角和东向姿态误差角，εx、εy、εz为在惯导体坐标系中x向陀螺漂移、y向陀螺漂移和z向陀螺漂移，
Figure BDA0002315252850000033
为预测的状态量，F为状态转移矩阵，W为系统噪声列向量，
Figure BDA0002315252850000034
为观测量，
Figure BDA0002315252850000035
可根据惯导系统的导航信息和天文观测信息进行计算，
Figure BDA0002315252850000036
为当地地理坐标系相对地心惯性坐标系的转换矩阵，Cp为位置误差矩阵，
Figure BDA0002315252850000037
L为飞行器的载体所在纬度。
根据本发明的另一方面，提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统采用如上所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法进行导航。
进一步地，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统包括：天文导航系统，天文导航系统包括星敏感器，星敏感器用于进行观星测量以获得天文观测信息；惯导系统，惯导系统包括惯性测量单元、双轴旋转单元和导航信息处理单元；惯性测量单元用于测量惯导系统的陀螺角速度信息和加速度计比力信息；双轴旋转单元包括双轴旋转伺服框架，双轴旋转伺服框架用于同时支撑惯性测量单元和星敏感器以实现惯性测量单元和星敏感器的同步转动；导航信息处理单元分别与惯性测量单元和星敏感器连接，导航信息处理单元用于进行导航解算和卡尔曼滤波修正以获取一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航信息。
进一步地，双轴旋转单元还包括第一角度传感器和第二角度传感器，第一角度传感器与双轴旋转伺服框架的内环旋转轴连接，第一角度传感器用于测量内环旋转轴的旋转角度，第二角度传感器与双轴旋转伺服框架的外环旋转轴连接，第二角度传感器用于测量外环旋转轴的旋转角度。
应用本发明的技术方案，提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统，该一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法通过内环旋转轴的正转和反转调制转动，以及外环旋转轴隔离飞行器俯仰运动的伺服转动提高了惯导系统水平姿态的精度，从而提高了一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的工作精度。与现有技术相比，能够解决现有技术中一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统导航精度低无法满足长航时飞行器高精度需求的技术问题。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出了根据本发明的具体实施例提供的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的结构示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统中双轴旋转惯导系统与天文导航系统一体化设置，该一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法包括：步骤一，对飞行器的惯导系统进行粗对准以获取惯导系统的初始姿态；步骤二，驱动惯导系统的内环旋转轴进行N次调制转动，每次调制转动中内环旋转轴依次进行正转和反转；测量内环旋转轴调制转动过程中的惯导系统的第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息，对惯导系统的初始姿态、第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息进行第一惯性导航解算以获得惯导系统的第一导航信息，并对第一导航信息进行第一卡尔曼滤波修正以完成惯导系统的精对准；步骤三，惯导系统以精对准的结果为导航初值进入导航状态，飞行器起飞；驱动惯导系统的内环旋转轴进行M次调制转动；驱动惯导系统的外环旋转轴进行伺服转动使得惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离飞行器的俯仰运动；记录在导航状态下惯导系统的第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息，对第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息进行第二惯性导航解算以获得惯导系统的第二导航信息；当飞行器上升至设定高度之后，天文导航系统进行观星测量以获得天文观测信息；步骤四，对第二导航信息和天文观测信息进行组合导航解算，并对组合导航解算的结果和惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正以获得修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移，根据修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移完成一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航。
应用此种配置方式，提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法，该一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法通过内环旋转轴的正转和反转调制转动，以及外环旋转轴隔离飞行器俯仰运动的伺服转动提高了惯导系统水平姿态的精度，从而提高了一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的工作精度。与现有技术相比，能够解决现有技术中一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统导航精度低无法满足长航时飞行器高精度需求的技术问题。
进一步地，在本发明中，为了实现一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航，首先对飞行器的惯导系统进行粗对准以获取惯导系统的初始姿态。作为本发明的一个具体实施例，惯导系统开机后旋转机构处于静止状态，以地心惯性坐标系为参考基准，利用角速率
Figure BDA0002315252850000071
比力信息
Figure BDA0002315252850000072
进行粗对准，确定初始姿态。
此外，在本发明中，在完成粗对准之后，驱动惯导系统的内环旋转轴进行N次调制转动，每次调制转动中内环旋转轴依次进行正转和反转。作为本发明的一个具体实施例，每次调制转动中内环旋转轴依次进行正转和反转具体包括：内环旋转轴从初始位置正转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置正转180°到达第二位置，静止TS时长；内环旋转轴从第二位置反转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置反转180°到达初始位置，静止TS时长。在本实施例中，内环旋转轴调制转动的次数N可根据后续卡尔曼滤波处理的需要进行调整。
在内环旋转轴进行N次调制转动的同时，测量内环旋转轴调制转动过程中的惯导系统的第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息，对惯导系统的初始姿态、第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息进行第一惯性导航解算以获得惯导系统的第一导航信息，并对第一导航信息进行第一卡尔曼滤波修正以完成惯导系统的精对准。作为本发明的一个具体实施例，利用速度+位置匹配的方法进行第一卡尔曼滤波修正。精对准结束后导航系统封装精对准的结构用作导航初值。
作为本发明的一个具体实施例，在步骤二中完成惯导系统的精对准之后，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法还包括重置卡尔曼滤波器的状态量、估计误差方差阵和观测噪声阵以对卡尔曼滤波器进行初始化处理。该步骤能够避免精对准操作对后续的导航操作造成影响，降低导航误差。在本发明中，地面起飞的条件下，卡尔曼滤波器的状态量
Figure BDA0002315252850000081
通常置0，估计误差方差阵Pk对角线元素可根据惯导对准精度确定，观测噪声阵Rk则依靠星敏感器三轴测量精度确定。
进一步地，在本发明中，完成精对准之后，惯导系统以精对准的结果为导航初值进入导航状态，飞行器起飞。驱动惯导系统的内环旋转轴进行M次调制转动。作为本发明的一个具体实施例，每次调制转动中内环旋转轴依次进行正转和反转具体包括：内环旋转轴从初始位置正转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置正转180°到达第二位置，静止TS时长；内环旋转轴从第二位置反转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置反转180°到达初始位置，静止TS时长。在本实施例中，内环旋转轴调制转动的次数M可根据后续卡尔曼滤波处理的需要进行调整。在本实施例中，飞行器起飞后内环旋转轴M次调制转动的转位和转速与精对准阶段内环旋转轴N次调制转动的转位与转速保持一致。其中静止时长TS越小，越有利于对准，但静止时长TS越大越有利于导航时星敏感器的测量。因此静止时长TS的具体设置应根据试验数据确定。
在内环旋转轴进行M次调制转动的同时，驱动惯导系统的外环旋转轴进行伺服转动使得惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离飞行器的俯仰运动，外环旋转轴的转动使得惯性测量单元始终跟踪当地水平面。记录在导航状态下惯导系统的第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息，对第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息进行第二惯性导航解算以获得惯导系统的第二导航信息。当飞行器上升至设定高度之后，天文导航系统进行观星测量以获得天文观测信息。作为本发明的一个具体实施例，可设定飞行器上升至高于民航飞机飞行高度之后开始观星测量。在本发明中，天文导航系统利用星敏感器测量地心惯性坐标系下飞行器的姿态信息。
此外，在本发明中，在获取第二导航信息和天文观测信息之后，对第二导航信息和天文观测信息进行组合导航解算，并对组合导航解算的结果和惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正以获得修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移。作为本发明的一个具体实施例，利用姿态匹配方法第二卡尔曼滤波修正。
作为本发明的一个具体实施例，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法以系统状态方程
Figure BDA0002315252850000092
和量测方程
Figure BDA0002315252850000091
为系统误差模型对组合导航解算的结果和惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正，其中，X为状态量，X＝[δL,δH,δλ,δVn,δVu,δVe,φn,φu,φe,εx,εy,εz]，δL、δH、δλ分别为纬度误差、高度误差和经度误差，δVn、δVu、δVe分别为惯导系统的北速误差、天速误差和东速误差，φn、φu、φe分别为惯导系统的北向姿态误差角、天向姿态误差角和东向姿态误差角，εx、εy、εz为在惯导体坐标系中x向陀螺漂移、y向陀螺漂移和z向陀螺漂移，
Figure BDA0002315252850000101
为预测的状态量，F为状态转移矩阵，W为系统噪声列向量，
Figure BDA0002315252850000102
为观测量，
Figure BDA0002315252850000103
可根据惯导系统的导航信息和天文观测信息进行计算，
Figure BDA0002315252850000104
为当地地理坐标系相对地心惯性坐标系的转换矩阵，Cp为位置误差矩阵，
Figure BDA0002315252850000105
L为飞行器的载体所在纬度。
在本实施例中，状态转移矩阵
Figure BDA0002315252850000106
Figure BDA0002315252850000107
Figure BDA0002315252850000108
Figure BDA0002315252850000109
Figure BDA0002315252850000111
Figure BDA0002315252850000112
其中，ωie表示地球自转角速率；RM表示地球子午圈曲率半径，RM＝Re(1-2e+3esin2L)；RN表示地球卯酉圈曲率半径，RN＝Re(1+esin2L)；
Figure BDA0002315252850000113
表示惯导系统的姿态矩阵，为本领域技术人员基本常识；Re表示地球半长轴，取值为6378137m；e表示地球曲率，取值为1/298.257；Vn、Vu、Ve为惯导系统北向、天向和东向的速度；L、h、λ为惯导系统所在纬度、高度和经度；fn、fu、fe为北向、天向和东向加速度计输出在导航系中的投影。
观测量
Figure BDA0002315252850000114
根据
Figure BDA0002315252850000115
计算，
Figure BDA0002315252850000116
是一个3×3矩阵，
Figure BDA0002315252850000117
表示
Figure BDA0002315252850000118
矩阵的第三行第二列的元素，
Figure BDA0002315252850000119
计算公式中其余符号可按此推。
Figure BDA00023152528500001110
Figure BDA00023152528500001111
表示由星敏感器输出的地心惯性坐标系下飞行器的姿态矩阵，
Figure BDA00023152528500001112
表示由惯导系统输出的姿态矩阵计算得到的惯导系统相对地心惯性坐标系的转换矩阵。
在第二卡尔曼滤波修正方法中状态一步预测方程为
Figure BDA00023152528500001113
状态估计方程为
Figure BDA00023152528500001114
滤波增益矩阵为
Figure BDA00023152528500001115
一步预测误差方差阵为
Figure BDA00023152528500001116
估计误差方差阵为Pk＝[I-KkHk]Pk,k-1，其中，
Figure BDA0002315252850000121
为上一滤波周期结束后得到的最优估计值，
Figure BDA0002315252850000122
为一步状态预测值，
Figure BDA0002315252850000123
为状态最优估计值，Φk,k-1为状态一步转移矩阵，Hk为量测矩阵，Zk为量测量，Pk-1为上一滤波周期结束后得到的估计误差方差阵，Kk为滤波增益矩阵，Rk为观测噪声阵，Pk,k-1为一步预测误差方差阵，Pk为估计误差方差阵，Qk-1为系统噪声阵。
进一步地，在本发明中，在完成第二卡尔曼滤波修正之后，根据修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移完成一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航。
根据本发明的另一方面，提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统采用如上所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法进行导航。
应用此种配置方式，提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统，该系统采用如上所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法进行导航，由于本发明的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法提高了惯导系统水平姿态的精度从而提高了一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的工作精度。因此，通过将一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法应用到一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统中，能够极大地提高一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的工作性能。
进一步地，在本发明中，为了实现组合导航功能，一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统包括：天文导航系统和惯导系统。天文导航系统包括星敏感器，星敏感器用于进行观星测量以获得天文观测信息。惯导系统包括惯性测量单元、双轴旋转单元和导航信息处理单元。惯性测量单元用于测量惯导系统的陀螺角速度信息和加速度计比力信息；双轴旋转单元包括双轴旋转伺服框架，双轴旋转伺服框架用于同时支撑惯性测量单元和星敏感器以实现惯性测量单元和星敏感器的同步转动；导航信息处理单元分别与惯性测量单元和星敏感器连接，导航信息处理单元用于进行导航解算和卡尔曼滤波修正以获取一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航信息。
此外，在本发明中，为了便于控制双轴旋转伺服框架的旋转角度，双轴旋转单元还包括第一角度传感器和第二角度传感器，第一角度传感器与双轴旋转伺服框架的内环旋转轴连接，第一角度传感器用于测量内环旋转轴的旋转角度，第二角度传感器与双轴旋转伺服框架的外环旋转轴连接，第二角度传感器用于测量外环旋转轴的旋转角度。
作为本发明的一个具体实施例，如图1所示，惯性测量单元由三个正交安装的加表(X加表、Y加表、Z加表)和三个正交安装的陀螺(X陀螺、Y陀螺、Z陀螺)组成，可测量三个方向的比力信息与角速率信息。双轴旋转单元还包括旋转控制电路、电机和齿轮，旋转控制电路可接收来自第一角度传感器和第二角度传感器的测角信息，可向电机发送转动指令。电机接收旋转控制电路的转动指令，通过齿轮带动内环旋转轴和外环旋转轴转动。一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统还包括相关电路组件，相关电路组件主要包括转换电路和电源滤波转换电路。转换电路用于转换加表测量的原始输出，并将转换结果送入导航信息处理单元。电源滤波转换电路用于将外部输入电压转换成旋转控制电路、转换电路以及导航信息处理单元各自所需的电压值。
为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1对本发明的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法进行详细说明。
如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法，该方法包括以下步骤。
步骤一，对飞行器的惯导系统进行粗对准以获取惯导系统的初始姿态。
步骤二，驱动惯导系统的内环旋转轴进行N次调制转动，每次调制转动中内环旋转轴从初始位置正转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置正转180°到达第二位置，静止TS时长；内环旋转轴从第二位置反转180°到达第一位置，静止TS时长；内环旋转轴从第一位置反转180°到达初始位置，静止TS时长。测量内环旋转轴调制转动过程中的惯导系统的第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息，对惯导系统的初始姿态、第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息进行第一惯性导航解算以获得惯导系统的第一导航信息，并对第一导航信息进行第一卡尔曼滤波修正以完成惯导系统的精对准。
步骤三，惯导系统以精对准的结果为导航初值进入导航状态，飞行器起飞；驱动惯导系统的内环旋转轴进行M次调制转动；驱动惯导系统的外环旋转轴进行伺服转动使得惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离飞行器的俯仰运动；记录在导航状态下惯导系统的第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息，对第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息进行第二惯性导航解算以获得惯导系统的第二导航信息；当飞行器上升至设定高度之后，天文导航系统进行观星测量以获得天文观测信息。
步骤四，对第二导航信息和天文观测信息进行组合导航解算，并以系统状态方程
Figure BDA0002315252850000141
和量测方程
Figure BDA0002315252850000142
为系统误差模型对组合导航解算的结果和惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正以获得修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移，根据修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移完成一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航。
在本发明中的各个坐标系定义如下：
b系：惯导体坐标系(oxyz)，x轴朝前，y轴朝上，z轴与x、y轴呈右手正交；
s系:测量坐标系(oxsyszs)，测量坐标系与惯导系统固联，坐标系方向与加表三个敏感轴方向一致；
c系：星敏感器坐标系(oxcyczc)，xc轴、yc轴、zc轴与惯导测量坐标系重合，且yc轴为星敏感器光轴；
n系：地理坐标系(oxnynzn)，本文采用北、天、东坐标系，xn轴指北，yn轴指天，zn轴指东；
e系：地球坐标系(oxeyeze)，xe轴指向地球0度经线，ze轴与地球自转轴重合，ye轴与xe轴、ze轴构成右手坐标系；
i系：地心惯性坐标系(oxiyizi)，xi轴指向春分点，zi轴与地球自转轴重合，yi轴与xi轴、zi轴构成右手坐标系。
综上所述，本发明提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统，该一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法通过内环旋转轴的正转和反转调制转动，以及外环旋转轴隔离飞行器俯仰运动的伺服转动提高了惯导系统水平姿态的精度，从而提高了一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的工作精度。与现有技术相比，能够解决现有技术中一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统导航精度低无法满足长航时飞行器高精度需求的技术问题。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法，其特征在于，所述一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统中双轴旋转惯导系统与天文导航系统一体化设置，所述一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法包括：
步骤一，对飞行器的惯导系统进行粗对准以获取所述惯导系统的初始姿态；
步骤二，驱动所述惯导系统的内环旋转轴进行N次调制转动，每次所述调制转动中所述内环旋转轴依次进行正转和反转；测量所述内环旋转轴调制转动过程中的所述惯导系统的第一陀螺角速度信息和第一加速度计比力信息，对所述惯导系统的初始姿态、所述第一陀螺角速度信息和所述第一加速度计比力信息进行第一惯性导航解算以获得所述惯导系统的第一导航信息，并对所述第一导航信息进行第一卡尔曼滤波修正以完成所述惯导系统的精对准；
步骤三，所述惯导系统以所述精对准的结果为导航初值进入导航状态，飞行器起飞；驱动所述惯导系统的所述内环旋转轴进行M次所述调制转动；驱动所述惯导系统的外环旋转轴进行伺服转动使得所述惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离所述飞行器的俯仰运动；记录在所述导航状态下所述惯导系统的第二陀螺角速度信息和第二加速度计比力信息，对所述第二陀螺角速度信息和所述第二加速度计比力信息进行第二惯性导航解算以获得所述惯导系统的第二导航信息；当所述飞行器上升至设定高度之后，天文导航系统进行观星测量以获得天文观测信息；
步骤四，对所述第二导航信息和所述天文观测信息进行组合导航解算，并对所述组合导航解算的结果和所述惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正以获得修正后的所述导航信息和修正后的所述惯导系统的陀螺漂移，根据修正后的所述导航信息和修正后的所述惯导系统的陀螺漂移完成一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航；
所述步骤二和所述步骤三中每次调制转动中所述内环旋转轴依次进行正转和反转具体包括：所述内环旋转轴从初始位置正转180°到达第一位置，静止TS时长；所述内环旋转轴从所述第一位置正转180°到达第二位置，静止TS时长；所述内环旋转轴从所述第二位置反转180°到达所述第一位置，静止TS时长；所述内环旋转轴从所述第一位置反转180°到达所述初始位置，静止TS时长。
2.根据权利要求1所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法，其特征在于，在所述步骤二中完成所述惯导系统的精对准之后，所述一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法还包括重置卡尔曼滤波器的状态量、估计误差方差阵和观测噪声阵以对所述卡尔曼滤波器进行初始化处理。
3.根据权利要求1所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法，其特征在于，所述一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法以系统状态方程
Figure FDA0003700695760000021
和量测方程
Figure FDA0003700695760000022
为系统误差模型对所述组合导航解算的结果和所述惯导系统的陀螺漂移进行第二卡尔曼滤波修正，其中，X为状态量，X＝[δL,δH,δλ,δVn,δVu,δVe,φn,φu,φe,εx,εy,εz]，δL、δH、δλ分别为纬度误差、高度误差和经度误差，δVn、δVu、δVe分别为所述惯导系统的北速误差、天速误差和东速误差，φn、φu、φe分别为所述惯导系统的北向姿态误差角、天向姿态误差角和东向姿态误差角，εx、εy、εz为在惯导体坐标系中x向陀螺漂移、y向陀螺漂移和z向陀螺漂移，
Figure FDA0003700695760000023
为预测的状态量，F为状态转移矩阵，W为系统噪声列向量，
Figure FDA0003700695760000024
为观测量，
Figure FDA0003700695760000025
根据所述惯导系统的导航信息和所述天文观测信息进行计算，
Figure FDA0003700695760000026
为当地地理坐标系相对地心惯性坐标系的转换矩阵，Cp为位置误差矩阵，
Figure FDA0003700695760000031
L为所述飞行器的载体所在纬度。
4.一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统，其特征在于，所述一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统采用如权利要求1至3中任一项所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法进行导航。
5.根据权利要求4所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统，其特征在于，所述一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统包括：
天文导航系统，所述天文导航系统包括星敏感器，所述星敏感器用于进行观星测量以获得天文观测信息；
惯导系统，所述惯导系统包括惯性测量单元、双轴旋转单元和导航信息处理单元；所述惯性测量单元用于测量所述惯导系统的陀螺角速度信息和加速度计比力信息；所述双轴旋转单元包括双轴旋转伺服框架，所述双轴旋转伺服框架用于同时支撑所述惯性测量单元和所述星敏感器以实现所述惯性测量单元和所述星敏感器的同步转动；所述导航信息处理单元分别与所述惯性测量单元和所述星敏感器连接，所述导航信息处理单元用于进行导航解算和卡尔曼滤波修正以获取一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航信息。
6.根据权利要求5所述的一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统，其特征在于，所述双轴旋转单元还包括第一角度传感器和第二角度传感器，所述第一角度传感器与所述双轴旋转伺服框架的内环旋转轴连接，所述第一角度传感器用于测量所述内环旋转轴的旋转角度，所述第二角度传感器与所述双轴旋转伺服框架的外环旋转轴连接，所述第二角度传感器用于测量所述外环旋转轴的旋转角度。
CN201911288712.7A 2019-12-12 2019-12-12 一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统 Active CN110986934B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911288712.7A CN110986934B (zh) 2019-12-12 2019-12-12 一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911288712.7A CN110986934B (zh) 2019-12-12 2019-12-12 一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110986934A CN110986934A (zh) 2020-04-10
CN110986934B true CN110986934B (zh) 2022-10-18

Family

ID=70093732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911288712.7A Active CN110986934B (zh) 2019-12-12 2019-12-12 一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110986934B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111964671B (zh) * 2020-07-14 2022-08-12 西北工业大学 一种基于双轴旋转调制的惯性天文组合导航系统及方法
CN113155149B (zh) * 2020-07-27 2024-03-19 西安天和防务技术股份有限公司 天文/惯性组合导航半物理仿真系统
CN113218390B (zh) * 2021-05-27 2022-09-27 西北工业大学 基于姿态和恒星高度角融合的旋转惯性天文组合导航方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103063216B (zh) * 2013-01-06 2015-08-12 南京航空航天大学 一种基于星像坐标建模的惯性与天文组合导航方法
CN104075713B (zh) * 2014-05-09 2017-01-25 北京航空航天大学 一种惯性/天文组合导航方法
CN108871326B (zh) * 2018-07-09 2019-05-21 北京航空航天大学 一种单轴旋转调制惯性-天文深组合导航方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN110986934A (zh) 2020-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108318052B (zh) 一种基于双轴连续旋转的混合式平台惯导系统标定方法
CN108180925B (zh) 一种里程计辅助车载动态对准方法
CN110986934B (zh) 一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统
EP2557394B1 (en) System for processing pulse signals within an inertial navigation system
CN109211269B (zh) 一种双轴旋转惯导系统姿态角误差标定方法
CN101344391B (zh) 基于全功能太阳罗盘的月球车位姿自主确定方法
CN107655493B (zh) 一种光纤陀螺sins六位置系统级标定方法
CN111121766B (zh) 一种基于星光矢量的天文与惯性组合导航方法
CN109823571A (zh) 一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法
Guo et al. The soft iron and hard iron calibration method using extended Kalman filter for attitude and heading reference system
CN105929836B (zh) 用于四旋翼飞行器的控制方法
CN106989761B (zh) 一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法
CN111207745B (zh) 一种适用于大机动无人机垂直陀螺仪的惯性测量方法
CN110296719B (zh) 一种在轨标定方法
CN105928515B (zh) 一种无人机导航系统
CN104697521B (zh) 一种采用陀螺冗余斜交配置方式测量高速旋转体姿态和角速度的方法
CN109489661B (zh) 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法
CN112880669B (zh) 一种航天器星光折射和单轴旋转调制惯性组合导航方法
CN116105730A (zh) 基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法
CN108759814A (zh) 一种四旋翼飞行器横滚轴角速度和俯仰轴角速度估计方法
CN109407696B (zh) 一种无人机航向角动态校定方法
CN105928519B (zh) 基于ins惯性导航与gps导航以及磁力计的导航算法
CN111486870A (zh) 一种斜置捷联惯组系统级标定方法
CN113959462A (zh) 一种基于四元数的惯性导航系统自对准方法
Fukuda et al. Attitude control system of micro satellite RISING-2

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant