[发明专利]一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法

说明书

本发明公开了一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法，该方法通过选择发射惯性坐标系作为高超声速助推‑滑翔飞行器的导航坐标系，基于发射惯性坐标系下的捷联惯性导航系统与卫星导航系统紧耦合的组合导航方法，先利用数值更新算法更新，利用该更新数值与卫星导航系统得到的伪距、伪距率得到量测量，再通过卡尔曼滤波对该量测量进行误差分析，对更新后的捷联惯性导航系统数值进行修正，再利用该修正后的捷联惯性导航系统数值对卫星导航系统进行校正，该方法可以为高超声速助推‑滑翔飞行器提供导航信息，满足其垂直发射的要求，通过紧耦合方式提高了精度和抗干扰能力。

技术领域

本发明属于飞行器导航、制导和控制领域，涉及一种捷联惯性导航系统与卫星导航系统的组合导航领域，具体涉及一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法。

背景技术

高超音速飞行器是一种能够在近空间以5倍以上声速长时间飞行和巡航的飞行器，也称为“近空间高超音速飞行器”。近空间是距离地面20-100公里的大气空间。该空间位于低轨道卫星作业区下方，传统飞机飞行区上方。它具有很大的军事和民用应用价值。由于高超声速助推-滑翔飞行器是垂直发射的，其弹道与运载火箭相似，如果采用当地水平坐标系作为高超声速助推-滑翔飞行器的导航坐标系，在导航计算过程中俯仰角会出现奇异的现象，影响正常导航；而发射惯性坐标系作为运载火箭常用的导航坐标系，不会导致俯仰角出现奇异，选择发射惯性坐标系作为高超声速助推-滑翔飞行器的导航坐标系，可以满足垂直发射的导航需求。

由于捷联惯性导航系统与卫星导航系统的优势互补性，高超声速飞行器均以惯性/卫星组合导航为主要的导航系统。常用的惯性/卫星组合方式为松耦合，但松耦合在有效卫星数小于4时，不能进行正常组合导航。

发明内容

针对现有技术中的上述不足，本发明提供了一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：

一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法，包括以下步骤：

S1、利用数值更新算法更新发射惯性坐标系下的捷联惯性导航系统数值；

S2、利用步骤S1更新后的捷联惯性导航系统数值和卫星导航接收机接收数值计算得到捷联惯性导航系统下伪距和伪距率，并通过卫星导航接收机得到卫星导航系统下伪距和伪距率；

S3、利用卡尔曼滤波对根据步骤S2中捷联惯性导航系统下伪距和伪距率与卫星导航系统下伪距和伪距率计算得到的量测量进行误差分析，得到捷联惯性导航系统误差；

S4、利用步骤S3得到的捷联惯性导航系统误差与步骤S1更新后的捷联惯性导航系统数值进行修正，得到修正后的捷联惯性导航系统数值；

S5、利用步骤S4修正后的捷联惯性导航系统数值对捷联惯性导航系统进行校正与反馈。

该方案的有益效果为：

提出了一种适用于高超声速-助推滑翔飞行器导航方法，可以高超声速助推-滑翔飞行器提供导航信息，满足其垂直发射的要求，并且精度和抗干扰能力上都优于常用的松耦合。

进一步地，所述步骤S1具体为：

根据加速度计敏感的比力信息和陀螺仪敏感的角速度信息采用数值更新算法中姿态数值更新算法、速度数值更新算法和位置数值更新算法对发射惯性坐标系下飞行器发射时刻的捷联惯性导航系统姿态、速度和位置信息进行数值更新，得到更新后的捷联惯性导航系统数值，其中数值更新算法采用二子样算法。

该进一步方案的有益效果为：

为捷联惯性导航与卫星组合导航提供捷联惯性导航系统数据支持。

进一步地，所述步骤S1中利用姿态数值更新算法对发射惯性坐标系下飞行器发射时刻的捷联惯性导航系统的姿态信息进行更新，具体为：