[发明专利]采用发射惯性系下的多组合导航处理装置的导航方法

说明书

技术领域

本发明公布了一种发射惯性系下的多组合导航处理装置及其导航方法，属于飞行器组合导航技术领域。

背景技术

近年来，基于嵌入式操作系统的组合导航处理机工程化产品已日渐成熟，并在机载和弹载等环境下得到了广泛应用，但其核心导航方法主要局限于惯性/卫星、惯性/天文组合，应用于实际的多组合导航系统尚未见报道。针对远程导弹和高空巡航导弹飞行距离远、航行时间长等特点，典型的以惯性导航为基础的惯性/卫星单一组合导航系统，由于卫星导航系统容易受到欺骗干扰，从而无法满足导弹对导航参数的高可靠、高精度的测量要求。因此，将捷联惯性导航系统(SINS)、卫星定位系统(GPS)和天文导航系统(CNS)等多种导航系统的信息进行最优融合，构建SINS/GPS/CNS多组合导航系统是实现远程导弹、高空巡航导弹高精度导航的保证，具有重要意义。

考虑到卫星定位系统和天文导航系统的量测输出参考坐标系有较大的差异，因此，需要解决在统一的时空导航坐标参考系下实现和SINS信息最优融合的问题。传统的SINS/GPS/CNS多组合导航系统方法主要采用了当地地理参考坐标系作为统一的导航参考坐标系，其组合方法模型通常采用传统的航空组合导航方法模型，在此基础上，将组合获得的导航参数经过一定的参数转换变换为发射惯性系下的导航参数进行输出。该方法实现复杂、需要经过参数的多种转换，不可避免带来转换计算误差，影响系统精度。鉴于导弹在发射过程中，通常需要直接获得发射惯性系下的高精度导航参数这一需求现状，对于发射惯性系下的SINS/GPS/CNS多组合导航系统还需要进一步的研究。

发明内容

为解决导弹在发射惯性系下的多组合导航问题，本发明提出了一种发射惯性系下的多组合导航处理装置及其导航方法，能有效实现发射惯性系下的SINS/GPS/CNS多信息融合处理，获取高精度的导航结果，同时为SINS/GPS/CNS组合导航系统的工程化实现和应用提供了有效的支撑，具有突出的应用价值。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种发射惯性系下的多组合导航处理装置，包括传感器模块、导航处理装置和显示模块，其中传感器模块包括惯性传感器、卫星导航接收机和星敏感器，导航处理装置包括接口模块、导航计算机、电源模块；惯性传感器、卫星导航接收机和星敏感器分别与接口模块连接，接口模块与电源模块连接，接口模块与导航计算机连接，导航计算机与显示模块连接。

发射惯性系下的多组合导航处理装置的导航方法，包括以下步骤：

(1)对于SINS/GPS/CNS多组合导航系统，其发射惯性系下的捷联惯导解算过程如下，速度计算公式为：

Cbffb=v.-Cifg---(2.1)]]>

式中，v为发射惯性系下的速度值，为v对时间的导数，g为地球的万有引力，为发射惯性系相对于本体系的姿态矩阵，为发射惯性系相对于地心惯性系的姿态矩阵，f_b为加速度真值；

位置计算公式为：

p.=v---(2.2)]]>

式中，p为发射惯性系下的位置值，为p对时间的导数；

姿态运动有四元数描述，计算公式为：

式中，q为姿态四元数，为q对时间的导数，ω_b为为角速度真值；

陀螺和加速度计的测量模型如下：