[发明专利]基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于纯惯性导航系统(Inertial navigation system，INS)的含误差项修正机载长航时高精度天文导航系统(Celastial navigation system，CNS)的方法，用于长航时航空飞行器导航技术领域。

背景技术

天文导航是一门既古老又年轻的技术，它以自主性强、抗干扰性好、精度高等特点受到人们的普遍重视。天文导航系统利用恒星作为导航信息源，隐蔽性好。天文导航系统可以输出被观测星的赤经、赤纬和旋角，对这些信息进行解算可以得到载体的位置信息和姿态信息。虽然卫星导航系统刚刚出现时，天文导航在一定程度上被冷落，但是随着卫星导航系统暴露出易受干扰和攻击等缺陷，同时随着天文观测恒星点目标技术的进步，出现了全天候应用的紫外天文敏感器后，天文导航技术再次被人们重视。在天文导航定位算法方面，主要有基于等高圆的定位算法和基于纯天文几何解析法的定位算法，但是这些算法都需要同时观测两颗以上恒星，才能确定载机在惯性空间的位置信息。

捷联式惯性导航系统是陀螺仪和加速度计直接安装在载体上的惯性导航系统，利用陀螺仪建立空间坐标基准(导航坐标系)，利用加速度计测量载体的运动加速度，将运动加速度转换到导航坐标系，经过两次积分运算，最终确定出载体的位置和速度等运动参数。惯性导航系统部以来任何外界信息，也不向外界辐射能量，具有短时间精度高、运动信息全面、隐蔽性好、不易受干扰等优点，在导航领域已得到广泛的应用。但是惯导系统中的陀螺漂移和加速度计零偏等误差，随着时间的推移导致惯导系统定位精度下降，也影响天文定位的精度。

发明内容

为了解决现有天文导航的定位算法需要同时观测两颗恒星，而惯导系统定位精度低的技术问题，本发明提供一种基于INS的含误差修正项提高机载长航时天文导航系统的方法。

本发明的技术解决方案如下：

一种基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特殊之处在于：当天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括以下步骤：

1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息和

2】天文导航系统根据接收到的惯导系统信息确定导航恒星；当确定的导航恒星仅有一颗时，按照步骤2.1-2.4计算惯导系统的输出误差；

2.1】跟踪观测到导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h；

2.2】通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤纬δ_A和时角t_G，通过式(1)可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即