[发明专利]一种单轴旋转调制惯性-天文深组合导航方法

摘要

本发明公开了一种单轴旋转调制惯性‑天文深组合导航方法，该方法使用天体矢量修正飞行器的姿态误差，天体高度修正飞行器的位置误差；利用单轴旋转调制技术解决由于加速度计的常值偏置导致水平基准精度较低的问题，进而提高惯性/天文组合导航的精度。本发明可以显著提高系统的导航精度，弥补惯性/天文深组合导航方法研究的不足。

主权项

1.一种单轴旋转调制惯性‑天文深组合导航方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、针对单轴旋转调制惯导技术，制定IMU的旋转方案，使IMU的常值偏置在三个方向上均有所调制；所述的IMU的旋转方案：IMU旋转采用敏感轴与旋转轴非重合的连续正反转的转位方案，o‑x_by_bz_b代表本体坐标系，o‑x_py_pz_p代表IMU坐标系，θ_bp代表IMU和飞行器之间的安装角，在起始时刻飞行器的导航系和本体系重合，陀螺仪绕着z_b轴以恒定的角速度进行连续正反转旋转，旋转矩阵可以表示为：式中，w为旋转轴的旋转角速度，t为转动时间；陀螺的漂移可以表示为：式中，εⁿ＝[ε_E ε_N ε_U]^T和分别代表导航坐标系中和IMU坐标系中陀螺的常值漂移；代表飞行器本体坐标系和导航坐标系之间的转换矩阵；代表一个正反转周期，从式(3)可知，当陀螺在x和z方向零偏相等时，且θ_bp为45°时，陀螺在三轴方向上的常值漂移在理论上可以被调制成零；步骤二、建立单轴旋转调制惯导误差方程；步骤三、以天体矢量和天体高度作为量测量，建立单轴旋转调制惯导‑天文深组合状态方程和量测方程，首先对系统建立状态方程，根据组合滤波原理，选取捷联惯性导航系统的误差方程作为系统的状态方程，用表示状态量，φ_E,φ_N,φ_U分别表示东向、北向、天向平台失准角；δv_E,δv_N表示东向、北向的速度误差；δL,δλ分别表示飞行器的纬度误差、经度误差；分别代表IMU坐标系中陀螺三个轴向的常值漂移；分别代表IMU坐标系中加速度计三个轴向的偏置；根据惯性导航原理，其状态方程为：式中，φ＝[φ_E,φ_N,φ_U]^T；为导航系中导航系相对惯性系的旋转角速度；代表导航系中地球自转角速度；代表导航系中飞行器导航系相对地球系的转动角速度；δr＝[δL,δλ]^T为位置误差；为导航坐标系中加速度计的输出，根据公式(4)，可以简写为：式中W为系统的噪声矩阵，F为状态方程的状态转移矩阵，可以表示为：式中，是转换矩阵的前两行，F^N可以表示为：式中：式中，R_x代表当地子午面内主曲率半径，R_y代表垂直于子午面上平面上的主曲率半径；ω_ie为地球绕其旋转轴的自转角速率；量测量选择天体矢量和天体高度，在量测方程中星光矢量s_s可以表示为：式中，表示星敏感器安装矩阵；s_i表示第i个恒星的星光矢量信息；为从地心惯性坐标系到地球坐标系之间的转换矩阵；天体高度H可以表示为：sinH＝sin(L+δL)sinΔ+cos(L+δL)cosΔcos(t_GHA+λ+δλ)     (9)式中，Δ为该颗恒星的赤纬；L表示纬度；δL表示纬度误差；t_GHA表示天体格林时角；λ表示飞行器所在位置的经度；δλ表示飞行器所在位置的经度误差；选取量测量Z＝[s_s；sinH]根据式(8)和式(9)，其量测方程可以表示为：Z＝h(X)+V     (10)式中，V为量测系统噪声。