CN113155149B - 天文/惯性组合导航半物理仿真系统 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种天文/惯性组合导航半物理仿真系统，涉及导航系统仿真技术领域，该系统包括轨迹发生器、天文导航子系统、惯性导航子系统以及组合导航解算模块。轨迹发生器用于产生飞行器的轨迹数据，并将轨迹数据分别发送至天文导航子系统、惯性导航子系统和组合导航解算模块；天文导航子系统用于根据轨迹数据，获取飞行器的第一导航信息，并将第一导航信息发送至组合导航解算模块；惯性导航子系统用于根据轨迹数据，获取飞行器的第二导航信息，并将第二导航信息发送至组合导航解算模块；组合导航解算模块用于根据第一导航信息和第二导航信息，得到飞行器的目标导航数据。该系统可以用于对组合导航算法性能进行仿真分析和验证。
Description
技术领域
本申请属于组合导航技术领域，尤其涉及一种天文/惯性组合导航半物理仿真系统。
背景技术
惯性导航子系统(Inertial Navigation System，INS)利用其自身的陀螺和加速度计根据测量到的载体的角速度和加速度信息来推算载体的位置、速度、姿态信息。但由于陀螺和加速度计输出存在误差，惯导推算的位置、速度、姿态信息会随时间积累，长时间导航会导致导航信息的发散。天文导航子系统(Celestial Navigation System，CNS)利用对星体的观测，根据星体在天空中固有的运动规律来确定飞行载体在空间的运动参数。具有精度高、无姿态累积误差等优点，但是易受气候条件的限制，通常不能单独完成导航定位的功能。目前，天文和惯性的组合导航系统(称为天文/惯性组合导航系统)正在成为各种飞行器载体的首选系统。
目前，为了验证天文/惯性组合导航系统以及组合导航算法的性能，对组合导航系统的大量测试是必不可少的。然而，由于组合导航系统载体的运动形式多样，并且有机载、弹载、车载等多种应用场合，对于一个高精度的组合导航系统，如果全部采用实际搭载试验，会耗费大量的人力、物力、时间，而纯粹的数学仿真、建模不能很好模拟载体真实运动的测量误差。因此，目前亟需研制一种针对天文/惯性组合导航系统的半物理仿真平台，用于对天文/惯性组合导航算法性能进行仿真分析和验证。
发明内容
本申请实施例提供一种天文/惯性组合导航半物理仿真系统，可以解决相关技术中的仿真系统无法满足组合导航算法性能分析需求的问题。
为了解决上述技术问题，本申请采用下述实现方式：
本申请实施例提供了一种天文/惯性组合导航半物理仿真系统，所述半物理仿真系统包括轨迹发生器、天文导航子系统、惯性导航子系统以及组合导航解算模块；所述天文导航子系统、所述惯性导航子系统、所述组合导航解算模块均与所述轨迹发生器连接；所述天文导航子系统和所述惯性导航子系统均与所述组合导航解算模块连接；
所述轨迹发生器，用于产生飞行器的轨迹数据，并将所述轨迹数据分别发送至所述天文导航子系统、惯性导航子系统和组合导航解算模块，所述天文导航子系统和所述惯性导航子系统承载于所述飞行器上；
所述天文导航子系统，用于根据接收到的所述轨迹数据，获取所述飞行器的第一导航信息，并将所述第一导航信息发送至所述组合导航解算模块；
所述惯性导航子系统，用于根据接收到的所述轨迹数据，获取所述飞行器的第二导航信息，并将所述第二导航信息发送至所述组合导航解算模块；
所述组合导航解算模块，用于根据接收到的所述第一导航信息和所述第二导航信息，得到所述飞行器的目标导航数据。
在一种可能的实现方式中，所述组合导航解算模块，还用于将接收到的所述轨迹数据与所述目标导航数据进行对比，采用蒙特卡洛误差合成方法，得到导航定位精度数据。
在一种可能的实现方式中，所述半物理仿真系统还包括与所述组合导航解算模块连接的显示模块；
所述组合导航解算模块，还用于向所述显示模块发送目标显示数据；
所述显示模块，用于接收所述目标显示数据，并显示所述目标显示数据；
其中，所述目标显示数据包括以下至少一项：所述轨迹数据、所述第一导航信息、所述第二导航信息、所述目标导航数据、导航定位精度数据。
在一种可能的实现方式中，所述天文导航子系统包括星图模拟器和天文观测平台，所述天文观测平台上设置有星敏感器；
所述星图模拟器，用于根据接收到的所述轨迹数据生成星图，所述星图包括至少一个模拟星体；
所述星敏感器，用于对所述星图中的星体进行观测，解算得到所述第一导航信息。
在一种可能的实现方式中，所述飞行器的第一导航信息是通过应用第一目标算法解算得到的；其中，所述第一目标算法包括以下至少一项：基于所述天文观测平台结构改进的控制算法、基于所述天文观测平台的振动补偿算法、基于所述天文观测平台的相位补偿算法。
第一方面，所述第一目标算法为基于天文观测平台结构改进的控制算法，所述天文观测平台为两轴四框架转台；其中，所述控制算法包括：
控制所述两轴四框架转台跟踪目标星体，所述两轴四框架转台包括内框架和外框架，所述目标星体为所述至少一个模拟星体中的一个；
获取所述两轴四框架转台的测量信息，所述测量信息包括：所述内框架的第一俯仰角和第一方位角，所述外框架的第二俯仰角和第二方位角；
根据所述测量信息和预设的所述目标天体的天文信息，确定所述飞行器的位置信息，所述天文信息包括所述目标天体的地方时角、春分点格林时角、赤经和赤纬，所述位置信息包括所述飞行器的经度和纬度。
第二方面，所述第一目标算法为基于所述天文观测平台的振动补偿算法，所述振动补偿算法包括：
获取所述天文观测平台的第一位移信息和所述飞行器的第二位移信息；所述第一位移信息是通过设置于所述天文观测平台上的第一测量单元测量得到的，所述第二位移信息是通过设置于所述飞行器上的第二测量单元测量得到的；
根据所述第一位移信息和所述第二位移信息，确定相对位移信息，所述相对位移信息用于指示所述天文观测平台相对于所述飞行器的位移；
根据所述相对位移信息，对所述天文观测平台进行振动补偿。
第三方面，所述第一目标算法为基于所述天文观测平台的相位补偿算法；其中，所述相位补偿算法包括：
向所述天文观测平台添加第一扰动值的扰动；
测量所述天文观测平台在所述飞行器运行时的第二扰动值；
根据所述第一扰动值和所述第二扰动值之间的相位差，对所述天文观测平台进行相位补偿。
第四方面，所述组合导航解算模块，具体用于采用第二目标算法，对接收到的所述第一导航信息和所述第二导航信息进行信息融合处理，得到所述飞行器的目标导航数据；
其中，所述第二目标算法为采用所述第一导航信息对所述第二导航信息进行时延补偿的算法。
在第四方面的一种可能实现方式中，所述第一导航信息包括所述天文导航子系统确定的所述飞行器在tk时刻的第一位置信息，所述第二导航信息包括所述惯性导航子系统确定的所述飞行器在tk时刻的第二位置信息；其中，所述第二目标算法包括：
获取所述第一位置信息和所述第二位置信息；
对所述第一位置信息和所述第二位置信息进行扩展卡尔曼滤波，得到第三位置信息；
根据预设的预测模型和所述第三位置信息，确定tk+1时刻的预测值，所述预测模型为根据所述天文导航子系统的输出周期、时延估计值和预设的多个调节参数确定的对角矩阵；
根据所述tk+1时刻的预测值对第四位置信息进行校正；
其中，所述第四位置信息用于指示在tk+1时刻通过所述惯性导航子系统得到的所述飞行器的位置，所述tk时刻和所述tk+1时刻之间间隔一个所述天文导航子系统的输出周期。
本申请实施例与相关技术相比存在的有益效果是：
本申请实施例提供的技术方案，搭建了基于天文导航子系统和惯性导航子系统等实际物理设备的组合导航半物理仿真系统(仿真平台)，由于该组合导航半物理仿真系统通过将系统部分实物引入仿真回路，尽可能真实模拟现场情况，能够准确地为组合导航系统提出定量的数据和定性的论证，因此较数字仿真更能有效验证飞行控制系统的可靠性，并且能够针对各种导航算法进行性能仿真分析，例如可以对基于组合导航系统中出现的诸如过顶盲区、载体振动、星点拖尾、相位延迟等影响因素的改进算法进行性能仿真分析。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请一实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的结构示意图；
图2是本申请一实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的结构示意图；
图3是本申请一实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的结构示意图；
图4是本申请实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的仿真结果显示界面之一；
图5是本申请实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的仿真结果显示界面之二；
图6是本申请实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的仿真结果显示界面之三；
图7是本申请实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的仿真结果显示界面之四；
图8是本申请实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的仿真结果显示界面之五。
具体实施方式
以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本申请实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其它实施例中也可以实现本申请。在其它情况中，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本申请的描述。
应当理解，当在本申请说明书和所附权利要求书中使用时，术语“包括”指示所描述特征、整体、步骤、操作、元素和/或组件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或其集合的存在或添加。
还应当理解，在本申请说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。
另外，在本申请说明书和所附权利要求书的描述中，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本申请说明书中描述的参考“一个实施例”或“一些实施例”等意味着在本申请的一个或多个实施例中包括结合该实施例描述的特定特征、结构或特点。由此，在本说明书中的不同之处出现的语句“在一个实施例中”、“在一些实施例中”、“在其他一些实施例中”、“在另外一些实施例中”等不是必然都参考相同的实施例，而是意味着“一个或多个但不是所有的实施例”，除非是以其他方式另外特别强调。术语“包括”、“包含”、“具有”及它们的变形都意味着“包括但不限于”，除非是以其他方式另外特别强调。
下面结合各个附图对本申请实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行示例性的说明。
图1示出了本申请实施例提供的一种天文/惯性组合导航半物理仿真系统的结构示意图。如图1所示，该天文/惯性组合导航半物理仿真系统100可以包括轨迹发生器10、天文导航子系统11、惯性导航子系统12以及组合导航解算模块13。天文导航子系统11、惯性导航子系统12、组合导航解算模块13均与轨迹发生器10连接。天文导航子系统11和惯性导航子系统12均与组合导航解算模块13连接。
轨迹发生器10用于产生飞行器的轨迹数据，并将该轨迹数据分别发送至天文导航子系统11、惯性导航子系统12和组合导航解算模块13，该天文导航子系统11和该惯性导航子系统12承载于飞行器上。轨迹发生器10产生的仿真轨迹数据是天文/惯性组合导航半物理仿真系统的位移规范参考源。轨迹数据分别传输至天文导航子系统和惯性导航子系统，并且作为组合导航解算模块对导航精度进行分析的参考标准。示例性的，该轨迹数据可以包括飞行器轨道和姿态数据等。在实际实现时，轨迹发生器10可以为动力学仿真计算机，该动力学仿真计算机结合轨迹生成软件产生轨迹数据。
天文导航子系统11用于根据接收到的轨迹数据，获取飞行器的第一导航信息，并将第一导航信息发送至组合导航解算模块。其中，第一导航信息包括飞行器的姿态信息。例如飞行器的姿态信息为飞行器在导航坐标系下的姿态角。
可选的，天文导航子系统包括星图模拟器和星敏感器。星图模拟器用于根据接收到的轨迹数据生成星图，该星图包括至少一个模拟星体。星敏感器用于对所述星图中的星体进行观测，解算得到第一导航信息，该星敏感器设置于天文导航子系统中的天文观测平台。
惯性导航子系统12用于根据接收到的轨迹数据，获取飞行器的第二导航信息，并将第二导航信息发送至组合导航解算模块。其中，第二导航信息包括以下中至少一项：飞行器的姿态信息，飞行器的位置信息，飞行器的速度信息、飞行器的航向信息。
组合导航解算模块13用于根据接收到的第一导航信息和第二导航信息，得到飞行器的目标导航数据。
其中，惯性导航子系统是在陀螺仪建立的基准坐标下，利用加速度计测得运动载体的加速度，实时解算载体位置、速度和姿态的自主导航系统。天文导航子系统用于确定载体(即飞行器)在惯性空间的姿态信息，可以修正载体上的惯性导航子系统长时间的工作误差(例如姿态误差)。其中，天文导航子系统利用星体信息确定载体姿态的方法可以包括单星定姿、双星定姿和多星定姿算法，根据不同的导航恒星数量选择对应的算法进行解算。
在一种可能的实现方式中，组合导航解算模块13还用于将接收到的轨迹数据与目标导航数据进行对比，得到导航定位精度数据。具体的，组合导航解算模块接收天文导航子系统的输出数据和惯性导航子系统的输出数据，根据组合导航解算逻辑对该输出数据进行同步处理，完成滤波工作，得到目标导航数据；并将目标导航数据同轨迹发生器产生的轨迹数据进行对比，得到导航定位精度数据，通过导航定位精度数据来分析天文/惯性组合导航系统的导航精度。其中，导航定位精度数据可以为横坐标为时间，纵坐标为定位精度的二维曲线图。
在一种可能的实现方式中，组合导航解算模块13还用于采用蒙特卡洛误差合成方法，对轨迹数据和目标导航数据进行处理，得到导航定位精度数据。具体的，可以结合导航定位精度数据，分析本申请中提出的下述针对不同影响因素的四种导航性能改进算法的应用，对天文/惯性组合导航精度的提高程度。
第一导航性能改进算法：针对改进后的天文观测平台的控制算法，以解决天顶盲区问题，进而可以提升导航定位精度。
第二导航性能改进算法：针对天文观测平台的振动补偿算法进行振动补偿，以降低运动载体振动对导航精度的影响，进而可以提升导航定位精度。
第三导航性能改进算法：针对天文观测平台的相位补偿算法进行相位补偿，以避免图像扭曲、星点拖尾现象，进而可以提升导航定位精度。
第四导航性能改进算法：针对组合导航系统的时延补偿算法，以解决由于时延导致导航精度降低的问题，进而可以提升导航定位精度。
其中，上述第二导航定位精度数据可以为横坐标为仿真数据采集个数、纵坐标为定位精度的二维图，具体的将在下文仿真分析结果中详细描述。
在一种可能的实现方式中，结合图1，如图2所示，天文/惯性组合导航半物理仿真系统100还包括与组合导航解算模13连接的显示模块14。组合导航解算模块13还用于向显示模块14发送目标显示数据，该目标显示数据可以包括以下至少一项：轨迹数据、第一导航信息、第二导航信息、目标导航数据、导航定位精度数据。显示模块14用于接收目标显示数据，并显示该目标显示数据。如此，可以更直观地观察天文/惯性组合导航精度的提高程度。
图3示例性地示出了本申请实施例提供的天文/惯性组合导航半物理仿真系统的总体结构示意图。如图3所示，惯性导航子系统可以包括惯性测量单元、信号采集单元和数据处理单元。天文导航子系统可分为两种工作模式：白天拍星模式与夜间拍星模式(视场内的导航星数量区别)。白天拍星模式下采用单星巡视的工作方式，在姿态捕获过程中，利用星敏感器及对应的单星巡视天文定姿算法，可以解算出载机在惯性系下的姿态转换矩阵，然后根据惯性坐标系到地球固连坐标系的变换矩阵、组合导航系统输出的地理位置信息计算得到地球系到地理系的转换矩阵，实现天文导航惯性坐标系下的姿态信息向地理坐标系下姿态信息的转换。惯性导航子系统在天文导航子系统的基础上，在变换导航星后，需要计算相同时刻下不同导航星的指向矢量，利用惯导状态方程的递推量作为姿态变化基准。在转换过程中(例如5s内)，会引入惯性器件误差。这里的惯性器件误差主要包括光纤陀螺的零偏稳定性误差与随机游走(随机游走为白噪声积分，采样时间近似为5s)。
在一种可能的实现方式中，飞行器的第一导航信息是通过应用第一目标算法解算得到的；其中，该第一目标算法可以包括以下至少一项：基于天文观测平台结构改进的控制算法(对应于上述的第一导航性能改进算法)、基于天文观测平台的振动补偿算法(对应于上述的第二导航性能改进算法)、基于天文观测平台的相位补偿算法(对应于上述的第三导航性能改进算法)。
下面分别描述第一导航性能改进算法、第二导航性能改进算法、第三导航性能改进算法，并且相应地描述第一导航性能改进算法、第二导航性能改进算法、第三导航性能改进算法分别应用于天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行仿真的过程和仿真结果。
第一导航性能改进算法
对于天文导航，目标星体的高精度、有效探测是首要问题，所以必须考虑观测平台的稳定探测跟踪精度。机载天文/惯性组合导航系统，综合光学、机械结构、电控等方面因素考虑，其观测范围为天顶±45°内。天文观测平台采用极坐标式光电跟踪转台，其存在天顶盲区问题：1)为避免大气折射的影响，机载天文观测平台的目标观测信区通常设定在天顶45°～90°，大角度观测误差大；2)传统光电跟踪转台在大俯仰角时观测误差增长过快，在俯仰角为90°时，观测失效。就此问题，本申请提出第一导航性能改进算法，该第一导航性能改进算法可以为基于天文观测平台结构改进的控制算法，该天文观测平台为两轴四框架转台。
本申请提出采用两轴四框架结构解决机载天文/惯性组合导航系统的天顶观测盲区问题(即大俯仰角观测失效问题)，建立了两轴四框架结构观测平台的仿真模型，并给出了仿真结果，证明这种设计思路的有效性和可行性。
其中，第一导航性能改进算法包括下述的步骤S101-S103。
S101、控制两轴四框架转台跟踪目标星体，该两轴四框架转台包括内框架和外框架，该目标星体为所述至少一个模拟星体中的一个；
S102、获取两轴四框架转台的测量信息，该测量信息包括：内框架的第一俯仰角和第一方位角，外框架的第二俯仰角和第二方位角；
S103、根据该测量信息和预设的目标天体的天文信息，确定飞行器的位置信息，该天文信息包括目标天体的地方时角、春分点格林时角、赤经和赤纬，该位置信息包括飞行器的经度和纬度。
在一种可能实现方式中，上述内框架包括光电传感器；在上述S101中，控制两轴四框架转台跟踪目标天体的步骤可以包括下述的步骤S101A-S101B。
S101A、根据光电传感器反馈的目标天体探测信息，确定跟踪目标天体的转动信息，该转动信息包括俯仰角的转动角度和方位角的转动角度；
S101B、根据俯仰角的转动角度和方位角的转动角度，控制内框架转动到第一目标位置，并根据内框架的转动量，控制外框架转动到第二目标位置，以跟踪目标天体。
在另一种可能实现方式中，上述内框架包括第一俯仰轴和第一方位轴，第一俯仰轴和第一方位轴均设置有对应的电机；在上述S101B中，上述根据俯仰角的转动角度和方位角的转动角度，控制内框架转动到第一目标位置，包括：
根据俯仰角的转动角度，控制第一俯仰轴的电机将第一俯仰轴转动到第一位置，并根据方位角的转动角度，控制第一方位轴的电机将第一方位轴转动到第二位置，以使内框架位于第一目标位置。
在再一种可能实现方式中，上述外框架包括第二俯仰轴和第二方位轴，该第一俯仰轴和第一方位轴均设置有对应的角度传感器，该第二俯仰轴和第二方位轴均设置有对应的电机；在上述S101B中，上述根据内框架的转动量，控制外框架转动到第二目标位置，包括：
根据第一俯仰轴的转动量，控制第二俯仰轴的电机将第二俯仰轴转动到第三位置，并根据第一方位轴的转动量，控制第二方位轴的电机将第二方位轴转动到第四位置，以使外框架位于第二目标位置，其中，该第一俯仰轴的转动量是根据第一俯仰轴的角度传感器测量的角度确定的，该第一方位轴的转动量是根据第一方位轴的角度传感器测量的角度确定的。
在还一种可能实现方式中，上述第二俯仰轴和所述第二方位轴均设置有对应的角度传感器；在上述S102中，上述获取两轴四框架转台的测量信息的步骤可以包括步骤S102A-S102D。
S102A、获取所述第一俯仰轴的角度传感器测量的所述第一俯仰轴的角度，并将所述第一俯仰轴的角度确定为所述第一俯仰角；
S102B、获取所述第一方位轴的角度传感器测量的所述第一方位轴的角度，并将所述第一方位轴的角度确定为所述第一方位角；
S102C、获取所述第二俯仰轴的角度传感器测量的所述第二俯仰轴的角度，并将所述第二俯仰轴的角度确定为所述第二俯仰角；
S102D、获取所述第二方位轴的角度传感器测量的所述第二方位轴的角度，并将所述第二方位轴的角度确定为所述第二方位角。
本申请提供的上述方案中，可以使得两轴四框架转台的内框架的俯仰角和方位角始终保持相互垂直，进而避免了俯仰角增加时方位角变化速率增大的现象，解决了导航精度随俯仰角的增加而快速下降，甚至导航失效的问题。
需要说明的是，上述步骤的执行主体可以为天文导航子系统或者天文导航子系统中的功能模块，具体的可以通过特定工具(例如Matlab)将上述方法编译程序并存储该程序，在将上述第一导航性能改进算法应用于天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行仿真时，天文导航子系统或者其中的功能模块可以调用该程序并执行该程序。
下面通过举例给出仿真实验论证，在采用上述天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行仿真时，天文导航子系统和惯性导航子系统各自加载初始导航数据。例如，仿真实验初始条件如下：
1)地点：经度：108°50′38″；纬度34°10′11″。
2)观测平台A：两轴四框架转台；观测平台B：传统转台。
将实验所测的数据以曲线形式表示如图4所示。在图4中，横坐标为观测高度角或俯仰角，单位为度(°)；纵坐标为定位误差或定位精度，单位为米(m)。
如图4所示，传统转台和两轴四框架转台在俯仰角30～45°范围定位误差随着俯仰角增大而逐步下降，这是因为大气折射的影响在观测角度越低的情况下影响越严重。传统转台的定位误差在俯仰角增至75°后随着俯仰角度增加而快速增加，而两轴四框架转台不随观测俯仰角度的增大而增大。根据上述分析，可以验证：两轴四框架结构观测平台能够有效解决天顶盲区问题。
根据上述实验所测的量，可以分别给出传统框架结构和两轴四框架结构下，天文/惯性组合导航系统的蒙特卡洛误差影响因子如图5表示，横坐标为仿真数据采集个数(单位为个)、纵坐标为定位精度(单位为m)。图5中的(a)为传统框架结构的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在700m的范围，图5中的(b)为两轴四框架结构的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在300m的范围。相比而言，两轴四框架结构观测平台可以提升导航定位精度。
第二导航性能改进算法
为实现全天候、全天时观星，通常可观测星的数量较少，观测范围较大，所以采用机载光电平台(机载天文观测平台)弥补固定点观星范围小的缺点。然而，机载天文观测平台会将运动载体的振动带入到观测光学设备中，导致光学成像质量的下降，所以通常机载光电平台采用被动隔离(安装减振器)的方式安装在运动载体上。现有减振器无法完全做到无角位移减振，这将给机载天文导航带来新的问题：机载观测平台坐标系与运动载体坐标系产生一定夹角。导航信息是机载观测平台的信息而非运动载体的信息，直接导致导航精度下降甚至失效，所以，机载振动位移是机载天文观测平台必须要解决的问题。
由于振动位移对天文导航产生误差，因此需要进行振动补偿，以提升导航定位精度。第二导航性能改进算法为基于所述天文观测平台的振动补偿算法，并且本申请建立了对应的仿真模型，并给出了仿真结果，证明这种设计思路的有效性和可行性。该振动补偿算法包括下述的步骤S201-S203。
S201、获取天文观测平台的第一位移信息和飞行器的第二位移信息；该第一位移信息是通过设置于天文观测平台上的第一测量单元测量得到的，该第二位移信息是通过设置于飞行器上的第二测量单元测量得到的；
S202、根据第一位移信息和第二位移信息，确定相对位移信息，该相对位移信息用于指示天文观测平台相对于飞行器的位移；
S203、根据相对位移信息，对天文观测平台进行振动补偿。
在一种可能实现方式中，上述第一位移信息和第二位移信息所属的第一坐标系为传感器的坐标系，上述相对位移信息所属的第二坐标系为飞行器的坐标系；在上述S202中，根据第一位移信息和第二位移信息，确定相对位移信息的步骤可以包括下述的步骤S202A和S202B。
S202A、根据第一位移信息和第二位移信息，确定第三位移信息，该第三位移信息用于指示第一位移信息和第二位移信息的差值，该第三位移信息所属的第三坐标系为传感器的坐标系；
S202B、根据第一坐标系与第二坐标系之间的坐标转换关系和第一测量单元的位置信息，将第三位移信息转换为相对位移信息。
在另一种可能实现方式中，上述第一测量单元包括至少一个传感器，上述传感器用于测量天文观测平台在至少一个坐标轴向上的线位移或角位移，上述第三位移包括至少一个坐标轴向上的线位移或角位移。
在再一种可能实现方式中，上述第三位移信息和相对位移信息均包括X轴向的线位移和角位移、Y轴向的线位移和角位移、以及Z轴向的线位移和角位移；在上述S202B中，将第三位移信息转换为相对位移信息的步骤可以包括：
采用如下公式确定相对位移信息：
其中，T表示坐标转换关系，
xps表示相对位移信息的X轴向的线位移，yps表示相对位移信息的Y轴向的线位移，zps表示相对位移信息的Z轴向的线位移，θ表示相对位移信息的Z轴向的角位移，γ表示相对位移信息的X轴向的角位移，ψ表示相对位移信息的Y轴向的角位移，S′1表示第三位移的Y轴向的线位移，S′3表示第三位移的Z轴向的线位移，S′5表示第三位移的X轴向的线位移，S′2表示第三位移的Y轴向的角位移，S′4表示第三位移的Z轴向的角位移，S′6表示第三位移的X轴向的角位移，l1x表示S′1对应的传感器在第一坐标系中的X轴坐标，l1z表示S′1对应的传感器在第一坐标系中的Z轴坐标，l2z表示S′2对应的传感器在第一坐标系中的Z轴坐标，l2x表示S′2对应的传感器在所述第一坐标系中的X轴坐标，l3z表示S′3对应的传感器在第一坐标系中的Z轴坐标，l3x表示S′3对应的传感器在第一坐标系中的X轴坐标，l4z表示S′4对应的传感器在第一坐标系中的Z轴坐标，l4x表示S′4对应的传感器在第一坐标系中的X轴坐标，l5z表示S′5对应的传感器在第一坐标系中的Z轴坐标，l5x表示S′5对应的传感器在第一坐标系中的X轴坐标，l6y表示S′6对应的传感器在第一坐标系中的Y轴坐标，l6x表示S′6对应的传感器在第一坐标系中的X轴坐标。
在又一种可能实现方式中，上述相对位移信息包括天文观测平台在至少一个坐标轴向上对应的相对位移；在上述步骤S203中，根据相对位移信息，对天文观测平台进行振动补偿的步骤可以包括下述的步骤S203A-S203B。
S203A、根据相对位移信息中天文观测平台在每个坐标轴向上对应的相对位移，确定天文观测平台在每个坐标轴向上对应的位移方向和位移距离；
S203B、控制天文观测平台在每个坐标轴向上沿目标方向移动目标距离，以进行振动补偿，该目标方向为天文观测平台在坐标轴向上对应的位移方向的反方向，该目标距离为天文观测平台在坐标轴向上对应的位移距离。
本申请提供的上述方案中，以航空环境下运动平台振动对天文导航系统观测平台的影响为出发点进行分析，基于动目标测量理论，使用振动测量补偿技术，校正运动载体振动位移，具体的在观测平台与飞行器之间出现相对位移时，根据相对位移信息及时补偿观测平台与飞行器之间的偏差，保证观测平台与飞行器时刻处于相对静止的状态，进而消除飞行器振动的影响，提高天文导航的导航精度。
需要说明的是，上述步骤的执行主体可以为天文导航子系统或者天文导航子系统中的功能模块，具体的可以通过特定工具(例如Matlab)将上述方法编译程序并存储该程序，在将上述第二导航性能改进算法应用于天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行仿真时，天文导航子系统或者天文导航子系统中的功能模块可以调用该程序并执行该程序。
在此情况下，天文/惯性组合导航系统的蒙特卡洛误差影响因子如图7表示，横坐标为仿真数据采集个数(单位为个)、纵坐标为定位精度(单位为m)。
图7中的(a)为振动位移补偿前机载天文/惯性组合导航系统的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在300m的范围，图7中的(b)为振动位移补偿后机载天文导航系统的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在110m的范围。相比而言，机载天文导航系统在振动位移补偿后的导航定位精度优于在振动位移补偿前的导航定位精度。
实验结果表明：本申请中提出的振动位移补偿方法在组合导航系统中的应用可以有效提高INS/CNS组合导航系统的导航精度。
第三导航性能改进算法
机载天文导航观测平台工作环境相对于星载观测设备工作环境较为恶劣，飞机大机动、姿态不平稳及振动等特性必然导致观测平台光学探测设备产生光轴方向的晃动，曝光时间内无法固定指向观测星，导致观测星在CCD的不同象元成像，产生星图拖尾或者扭曲现象，进而导致观测星的分辨率下降。
对此，本申请实施例提供了第三导航性能改进算法，该第三导航性能改进算法为基于天文观测平台的相位补偿算法(或者称为相位超前校正优化自抗扰控制方法)，有效解决天文导航观测中图像扭曲、星点拖尾现象，并且本申请建立了对应的仿真模型，并给出了仿真结果，证明这种设计思路的有效性和可行性。
该相位补偿算法可以包括下述的步骤S301-S303。
S301、向天文观测平台添加第一扰动值的扰动；
S302、测量天文观测平台在飞行器运行时的第二扰动值；
S303、根据第一扰动值和第二扰动值之间的相位差，对天文观测平台进行相位补偿。
本申请提供的上述方案中，基于误差反馈思想，进行相位超前校正，有效解决天文导航观测中图像扭曲、星点拖尾现象。
需要说明的是，上述步骤的执行主体可以为天文导航子系统或者导航子系统中的功能模块，具体的可以通过特定工具(例如Matlab)将上述方法编译程序并存储该程序，在将上述第三导航性能改进算法应用于天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行仿真时，天文导航子系统或者其中的功能模块可以调用该程序并执行该程序。
在此情况下，天文/惯性组合导航系统的蒙特卡洛误差影响因子如图8表示，横坐标为仿真数据采集个数(单位为个)、纵坐标为定位精度(单位为m)。
图8中的(a)为相位补偿前机载天文/惯性组合导航系统的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在110m的范围，图8中的(b)为相位补偿后机载天文导航系统的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在50m的范围。相比而言，机载天文导航系统在相位补偿后的导航定位精度优于相位补偿前的导航定位精度。
实验结果表明：本申请中提出的相位补偿方法在组合导航系统中的应用可以有效提高INS/CNS组合导航系统的导航精度，且可以避免图像扭曲、星点拖尾现象。
上面分别描述第一导航性能改进算法、第二导航性能改进算法、第三导航性能改进算法，并且相应地描述第一导航性能改进算法、第二导航性能改进算法、第三导航性能改进算法分别应用于天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行仿真的过程和仿真结果，下面描述第四导航性能改进算法，该算法应用于组合导航系统，用于通过时延补偿，提高导航定位精度。
第四导航性能改进算法
惯性导航和天文导航均具有独立自主导航能力，且导航抗干扰能力强。惯性导航具有长航时误差累积大的特点，天文导航虽然导航精度相对要低，却无累积误差问题。所以，采用天文导航校正惯性导航系统累积误差，能够将天文导航长航时导航精度高和惯性导航短航时导航精度高的优势有效结合起来。机载天文/惯性组合导航系统有效的避开了天文子系统和惯导子系统的缺陷，将两者优势充分发挥。组合系统具有长航时自主独立导航精度高，抗干扰能力强、隐蔽性好等优势。基于此，本申请实施例提出可以对天文导航得到的第一导航信息和惯性第二导航信息进行信息融合处理。
具体的，上述组合导航解算模块可以用于采用第二目标算法(即第四导航性能改进算法)，对接收到的第一导航信息和第二导航信息进行信息融合处理，得到飞行器的目标导航数据；其中，该第二目标算法为采用第一导航信息对第二导航信息进行时延补偿的算法。假设第一导航信息包括天文导航子系统确定的飞行器在tk时刻的第一位置信息，第二导航信息包括惯性导航子系统确定的飞行器在tk时刻的第二位置信息。该第四导航性能改进算法包括下述的步骤S401-S404。
S401、获取第一位置信息和第二位置信息；
S402、对第一位置信息和第二位置信息进行扩展卡尔曼滤波，得到第三位置信息；
S403、根据预设的预测模型和第三位置信息，确定tk+1时刻的预测值，该预测模型为根据天文导航子系统的输出周期、时延估计值和预设的多个调节参数确定的对角矩阵；
S404、根据tk+1时刻的预测值对第四位置信息进行校正；
其中，上述第四位置信息用于指示在tk+1时刻通过惯性导航子系统得到的飞行器的位置，tk时刻和tk+1时刻之间间隔一个天文导航子系统的输出周期。
在一种可能实现方式中，上述预测模型为多个；上述预测模型的公式为：
其中，Φj(k/k-1)表示预测模型，j表示预测模型的编号，T表示天文导航子系统的输出周期，e、f、g、n、m和q分别表示调节参数，τ表示天文导航子系统的时延估计值。
在另一种可能实现方式中，在上述S403中，根据预设的多个预测模型和第三位置信息，确定tk+1时刻的预测值的步骤可以包括下述的S403A-S403C。
S403A、根据每个预测模型对应的tk时刻的更新权值、第三位置信息和tk时刻的预测值，确定每个预测模型对应的tk+1时刻的更新权值；
S403B、根据每个预测模型、每个预测模型对应的tk+1时刻的更新权值和第三位置信息，确定每个预测模型对应的预测值；
S403C、根据各个预测模型对应的预测值，确定tk+1时刻的预测值。
在又一种可能实现方式中，在上述S403A中，根据每个预测模型对应的tk时刻的更新权值、第三位置信息和tk时刻的预测值，确定每个预测模型对应的tk+1时刻的更新权值，包括：
对于每个预测模型，根据预测模型对应的tk时刻的预测值和第三位置信息的差值，确定预测模型对应的评价值；
根据预测模型对应的评价值和预测误差，确定预测模型对应的更新值；
根据预测模型对应的更新值和预测模型对应的tk时刻的更新权值，确定预测模型对应的tk+1时刻的更新权值。
在还一种可能实现方式中，上述根据预测模型对应的tk时刻的预测值和第三位置信息，确定预测模型对应的评价值，包括：
采用如下公式确定预测模型对应的评价值：
其中， 表示第j个预测模型对应的tk+1时刻的预测值，Zk表示tk时刻对应的第三位置信息，Zk-1表示tk-1时刻对应的第三位置信息，表示第j个预测模型对应的tk时刻的预测值，υj(k)表示第j个预测模型对应的评价值，所述tk时刻和所述tk-1时刻之间间隔一个所述天文导航子系统的输出周期。
在又一种可能实现方式中，上述根据预测模型对应的评价值和预测误差，确定预测模型对应的更新值，包括：
采用如下公式确定预测模型对应的更新值：
其中， Rk表示天文导航的白噪声，PZjk/k-1表示第j个预测模型对应的误差方差阵，Sj(k)表示第j个预测模型对应的预测误差，Λj(k)表示第j个预测模型对应的更新值，υj(k)表示第j个预测模型对应的评价值。
在还一种可能实现方式中，上述根据预测模型对应的更新值和预测模型对应的tk时刻的更新权值，确定预测模型对应的tk+1时刻的更新权值，包括：
采用如下公式确定预测模型对应的tk+1时刻的更新权值：
其中，c表示更新系数，μj(k)表示第j个预测模型对应的tk+1时刻的更新权值，μj(k-1)表示第j个预测模型对应的tk时刻的更新权值。
本申请提供的上述方案中，可以在t_(k+1)时刻之前，提前确定第二位置在t_(k+1)时刻的预测值，使得计算机在得到第四位置信息时，可以及时通过预测值对第四位置信息进行校正，消除现有的校正技术中时延的影响，实现惯性导航实时、高精度校正。
需要说明的是，上述步骤的执行主体可以为组合导航结算模块或者组合导航结算模块中的功能模块，具体的可以通过特定工具(例如Matlab)将上述方法编译程序并存储该程序，在将上述第四导航性能改进算法应用于天文/惯性组合导航半物理仿真系统进行仿真时，组合导航结算模块或者组合导航结算模块中的功能模块可以调用该程序并执行该程序。
在此情况下，天文/惯性组合导航系统的蒙特卡洛误差影响因子如图7表示，横坐标为仿真数据采集个数(单位为个)、纵坐标为定位精度(单位为m)。
图7中的(a)为时延补偿前机载天文/惯性组合导航系统的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在700m的范围，图7中的(b)为相位补偿后机载天文导航系统的蒙特卡洛误差影响因子，其导航定位精度可认为在20m的范围。相比而言，机载天文导航系统在相位补偿后的导航定位精度优于时延补偿前的导航定位精度。
需要说明的是，时延补偿方法可以有效提高导航信息中的经度和纬度精度，而对高度定位精度几乎没有影响，这是因为CNS导航系统不提供高度定位的原因，所以CNS时延补偿算法中，没有对高度信息进行补偿。
实验结果表明：本申请中提出的时延补偿方法在组合导航系统中的应用可以有效提高INS/CNS组合导航系统的导航精度。
本申请实施例中，采用半物理仿真系统对影响天文/惯性组合导航系统导航精确度的因素或现象(例如过顶盲区、载体振动、星点拖尾、CNS延迟等)进行性能测试及验证，能够准确地为组合导航系统提出定量的数据和定性的论证，因此较数字仿真更能有效验证飞行控制系统的可靠性。
应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本申请实施例的实施过程构成任何限定。
需要说明的是，上述装置/单元之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本申请方法实施例基于同一构思，其具体功能及带来的技术效果，具体可参见方法实施例部分，此处不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本申请的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
上述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请实现上述实施例方法中的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，该计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，该计算机程序包括计算机程序代码，该计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。该计算机可读介质至少可以包括：能够将计算机程序代码携带到拍照装置/终端设备的任何实体或装置、记录介质、计算机存储器、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，RandomAccess Memory)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质。例如U盘、移动硬盘、磁碟或者光盘等。在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不可以是电载波信号和电信信号。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本申请的范围。
在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置/电子设备和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置/电子设备实施例仅仅是示意性的，例如，上述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通讯连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通讯连接，可以是电性，机械或其它的形式。
上述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种天文/惯性组合导航半物理仿真系统，其特征在于，所述半物理仿真系统包括轨迹发生器、天文导航子系统、惯性导航子系统以及组合导航解算模块；所述天文导航子系统、所述惯性导航子系统、所述组合导航解算模块均与所述轨迹发生器连接；所述天文导航子系统和所述惯性导航子系统均与所述组合导航解算模块连接；
所述轨迹发生器，用于产生飞行器的轨迹数据，并将所述轨迹数据分别发送至所述天文导航子系统、所述惯性导航子系统和所述组合导航解算模块，所述天文导航子系统和所述惯性导航子系统承载于所述飞行器上；
所述天文导航子系统，用于根据接收到的所述轨迹数据，获取所述飞行器的第一导航信息，并将所述第一导航信息发送至所述组合导航解算模块；所述飞行器的第一导航信息是通过应用第一目标算法解算得到的；其中，所述第一目标算法包括以下至少一项：基于天文观测平台结构改进的控制算法、基于所述天文观测平台的振动补偿算法、基于所述天文观测平台的相位补偿算法；所述第一导航信息包括飞行器的姿态信息；
所述惯性导航子系统，用于根据接收到的所述轨迹数据，获取所述飞行器的第二导航信息，并将所述第二导航信息发送至所述组合导航解算模块；
所述组合导航解算模块，用于根据接收到的所述第一导航信息和所述第二导航信息，得到所述飞行器的目标导航数据；
所述第一目标算法为基于天文观测平台结构改进的控制算法，所述天文观测平台为两轴四框架转台；其中，所述控制算法包括：
控制所述两轴四框架转台跟踪目标星体，所述两轴四框架转台包括内框架和外框架，所述目标星体为至少一个模拟星体中的一个；
获取所述两轴四框架转台的测量信息，所述测量信息包括：所述内框架的第一俯仰角和第一方位角，所述外框架的第二俯仰角和第二方位角；
根据所述测量信息和预设的所述目标星体的天文信息，确定所述飞行器的位置信息，所述天文信息包括所述目标星体的地方时角、春分点格林时角、赤经和赤纬，所述位置信息包括所述飞行器的经度和纬度；
所述内框架包括光电传感器；所述控制所述两轴四框架转台跟踪目标星体，包括：
根据光电传感器反馈的目标星体探测信息，确定跟踪目标星体的转动信息，所述转动信息包括俯仰角的转动角度和方位角的转动角度；
根据俯仰角的转动角度和方位角的转动角度，控制内框架转动到第一目标位置，并根据内框架的转动量，控制外框架转动到第二目标位置，以跟踪目标星体；
外框架包括第二俯仰轴和第二方位轴，第一俯仰轴和第一方位轴均设置有对应的角度传感器，所述第二俯仰轴和第二方位轴均设置有对应的电机；所述根据内框架的转动量，控制外框架转动到第二目标位置，包括：
根据第一俯仰轴的转动量，控制第二俯仰轴的电机将第二俯仰轴转动到第三位置，并根据第一方位轴的转动量，控制第二方位轴的电机将第二方位轴转动到第四位置，以使外框架位于第二目标位置，其中，所述第一俯仰轴的转动量是根据第一俯仰轴的角度传感器测量的角度确定的，所述第一方位轴的转动量是根据第一方位轴的角度传感器测量的角度确定的。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述组合导航解算模块，还用于将接收到的所述轨迹数据与所述目标导航数据进行对比，采用蒙特卡洛误差合成方法，得到导航定位精度数据。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的系统，其特征在于，所述半物理仿真系统还包括与所述组合导航解算模块连接的显示模块；
所述组合导航解算模块，还用于向所述显示模块发送目标显示数据；
所述显示模块，用于接收所述目标显示数据，并显示所述目标显示数据；
其中，所述目标显示数据包括以下至少一项：所述轨迹数据、所述第一导航信息、所述第二导航信息、所述目标导航数据、导航定位精度数据。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述天文导航子系统包括星图模拟器和天文观测平台，所述天文观测平台上设置有星敏感器；
所述星图模拟器，用于根据接收到的所述轨迹数据生成星图，所述星图包括至少一个模拟星体；
所述星敏感器，用于对所述星图中的星体进行观测，解算得到所述第一导航信息。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一目标算法为基于所述天文观测平台的振动补偿算法，所述振动补偿算法包括：
获取所述天文观测平台的第一位移信息和所述飞行器的第二位移信息；所述第一位移信息是通过设置于所述天文观测平台上的第一测量单元测量得到的，所述第二位移信息是通过设置于所述飞行器上的第二测量单元测量得到的；
根据所述第一位移信息和所述第二位移信息，确定相对位移信息，所述相对位移信息用于指示所述天文观测平台相对于所述飞行器的位移；
根据所述相对位移信息，对所述天文观测平台进行振动补偿。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一目标算法为基于所述天文观测平台的相位补偿算法；其中，所述相位补偿算法包括：
向所述天文观测平台添加第一扰动值的扰动；
测量所述天文观测平台在所述飞行器运行时的第二扰动值；
根据所述第一扰动值和所述第二扰动值之间的相位差，对所述天文观测平台进行相位补偿。
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述组合导航解算模块，具体用于采用第二目标算法，对接收到的所述第一导航信息和所述第二导航信息进行信息融合处理，得到所述飞行器的目标导航数据；
其中，所述第二目标算法为采用所述第一导航信息对所述第二导航信息进行时延补偿的算法。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述第一导航信息包括所述天文导航子系统确定的所述飞行器在时刻的第一位置信息，所述第二导航信息包括所述惯性导航子系统确定的所述飞行器在/>时刻的第二位置信息；其中，所述第二目标算法包括：
获取所述第一位置信息和所述第二位置信息；
对所述第一位置信息和所述第二位置信息进行扩展卡尔曼滤波，得到第三位置信息；
根据预设的预测模型和所述第三位置信息，确定时刻的预测值，所述预测模型为根据所述天文导航子系统的输出周期、时延估计值和预设的多个调节参数确定的对角矩阵；
根据所述时刻的预测值对第四位置信息进行校正；
其中，所述第四位置信息用于指示在时刻通过所述惯性导航子系统得到的所述飞行器的位置，所述/>时刻和所述/>时刻之间间隔一个所述天文导航子系统的输出周期。
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2020
- 2020-07-27 CN CN202010732836.6A patent/CN113155149B/zh active Active
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