一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法技术

本发明专利技术提供了一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，包括：步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；步骤S3：构建组合导航系统模型：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量构建状态方程；以观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程；步骤S4：利用滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，并利用获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯性导航进行修正。本发明专利技术的方法解决了现有技术中根据星光折射信息对惯导修正存在导航精度不高的弊端。息对惯导修正存在导航精度不高的弊端。息对惯导修正存在导航精度不高的弊端。

【技术实现步骤摘要】
一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法


[0001]本专利技术涉及导航
，具体涉及一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法。

技术介绍

[0002]临近空间飞行器是指运行于临近空间的一类飞行器，包括飞艇、高空气球、高空无人机、滑翔飞行器等。临近空间飞行器具有覆盖范围广、反应时间短、续航时间久等独特优势，在环境探测、灾害评估等领域具有广泛的应用前景。自主导航技术是临近空间飞行器自动化、智能化运行的关键，对于增强临近空间飞行器的任务执行能力具有重要意义。
[0003]目前常用飞行器自主导航技术主要包括惯性导航和卫星导航。惯性导航具有完全自主性的独特优势，但惯性导航的系统误差会随运行时间不断增大，无法独立支持临近空间飞行器的长期自主运行。卫星导航可以提供高精度的导航定位服务，但由于卫星导航信息易被干扰，导致其不具备完全的自主性。
[0004]因此，将惯性导航和卫星导航相结合的组合导航技术应运而生。现有组合导航技术中，利用星光折射信息对惯导加速度计偏差（即加速度计偏置）进行修正。但是，由于星光折射信息受大气模型误差影响较大，难以提供精准的惯导修正信息，使得组合导航系统的精度受到严重制约。
[0005]综上所述，急需一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法以解决现有技术中存在的问题。

技术实现思路

[0006]本专利技术目的在于提供一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，旨在解决现有组合导航技术采用星光折射信息对惯导进行修正，存在导航精度不高的问题，具体技术方案如下：一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，包括以下步骤：步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；步骤S3：构建组合导航系统模型：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量构建状态方程；以观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程；步骤S4：利用滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，并利用获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯性导航进行修正。
[0007]以上技术方案中优选的，所述步骤S2具体是：根据观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向，计算得出观测空间目标的天球坐标，记为；
则观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量表示为：，其中，为观测空间目标k时刻的赤经，为观测空间目标k时刻的赤纬。
[0008]以上技术方案中优选的，利用观测图像中的背景恒星与恒星星表进行匹配，获得星敏感器光轴在惯性空间中的指向。
[0009]以上技术方案中优选的，所述步骤S1中，观测的空间目标在已知空间目标编目数据库中的编号为已知。
[0010]以上技术方案中优选的，所述步骤S3中，状态方程的构建具体如下：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量X，则状态量，表示飞行器三轴位置，表示飞行器三轴速度，表示飞行器三轴姿态，表示惯导加速度计三轴偏置， 表示陀螺仪三轴漂移；则构建的状态方程为：，为系统状态转移函数，为系统过程噪声，为k时刻的状态量。
[0011]以上技术方案中优选的，测量方程的构建如下：以观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量，测量方程如下：，其中，为飞行器位置，为已编目空间目标的位置，为测量噪声。
[0012]以上技术方案中优选的，所述步骤S4中，采用无迹卡尔曼滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值；其中，状态方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的时间更新步骤，测量方程用于无迹卡尔曼滤波算法中的测量更新步骤。
[0013]以上技术方案中优选的，步骤S4获得的导航状态量估计值中：飞行器的位置、速度和姿态的估计值作为输出，加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值则用于对惯性导航中的系统状态转移函数进行修正。
[0014]应用本专利技术的技术方案，具有以下有益效果：本专利技术的组合导航方法，利用星敏感器对已编目的空间目标进行观测，并以观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程，然后利用估计获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯导进行修正；即本专利技术中利用已编目空间目标的方向矢
量对惯导偏差进行修正，可有效克服惯导定位误差随时间增大的缺点，从而显著提高组合导航的位置估计精度，并且由于空间目标方向矢量测量模型的精度远高于恒星星光折射测量模型，解决了现有技术中根据星光折射信息对惯导修正存在导航精度不高的弊端。
[0015]本专利技术组合导航的信息来源为惯导和已编目的空间目标，惯导具有高可靠性和高动态性，而已编目的空间目标数量多，分布广，其光学观测信号不易被干扰，使得该组合导航方法具有很强的可靠性和自主性。
[0016]除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本专利技术作进一步详细的说明。
附图说明
[0017]构成本申请的一部分的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：图1是基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法的系统框架图；图2是仿真应用案例中飞行器的定位结果图。
具体实施方式
[0018]为了便于理解本专利技术，下面将对本专利技术进行更全面的描述，并给出了本专利技术的较佳实施例。但是，本专利技术可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本专利技术的公开内容的理解更加透彻全面。
[0019]除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本专利技术的
的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本专利技术的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本专利技术。
[0020]实施例1：参见图1，一种基于惯导（即惯性导航）和方向矢量的组合导航方法，包括以下步骤：步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；空间目标包括绕地球飞行的卫星、空间碎片等物体，现有空间态势感知系统已经可以对大部分空间目标进行编目，构建其轨道信息数据库并定期更新。本实施例中观测的空间目标在已知空间目标编目数据库中的编号为已知，因此观测空间目标的轨道位置信息可以直接获取，本实施例的导航方法中空间目标为卫星，即步骤S1观测的是星历已知的卫星；其中，星敏感器是搭载于飞行器上。
[0021]将空间目标在第k个时刻的星敏感器像平面坐标记为，其中为水平方向坐标，为垂直方向坐标。
[0022]步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；所述步骤S2具体是：根据观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向，计算得出观测空间目标的天球坐标（计算天球坐标
的方法请参见现有技术），记为；则观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量表示为：，其中，为观测空间目标k时刻的赤经，为观测空间目标k时刻的赤纬。
[0023]本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S1：利用星敏感器对单个已编目的空间目标进行观测，根据观测图像获取观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标；步骤S2：获取观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量；步骤S3：构建组合导航系统模型：以飞行器的位置、速度、姿态、加速度计偏置和陀螺仪漂移为状态量构建状态方程；以观测的空间目标相对于星敏感器的方向矢量为观测量构建测量方程；步骤S4：利用滤波算法获得飞行器的导航状态量估计值，并利用获得的加速度计偏置和陀螺仪漂移的估计值对惯性导航进行修正。2.根据权利要求1所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，所述步骤S2具体是：根据观测的空间目标在星敏感器像平面的坐标以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向，计算得出观测空间目标的天球坐标，记为；则观测空间目标相对于星敏感器的方向矢量表示为：，其中，为观测空间目标k时刻的赤经，为观测空间目标k时刻的赤纬。3.根据权利要求2所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，利用观测图像中的背景恒星与恒星星表进行匹配，获得星敏感器光轴在惯性空间中的指向。4.根据权利要求1所述的基于惯导和卫星方向矢量的组合导航方法，其特征在于，所述步骤S1中，观测的空间目标在已知空间目标编目数据库中的编号为已...

【专利技术属性】
技术研发人员：张士峰，王奕迪，郑伟，李钊，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：