CN101788296B - 一种sins/cns深组合导航***及其实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种SINS/CNS深组合导航***及其实现方法，导航***包括捷联惯导***、天文导航***、组合导航滤波器、惯导姿态量测信息构造单元；实现方法包括步骤一、大视场星敏感器辅助捷联惯性导航***获得高精度的数学水平基准；步骤二、基于数学水平基准进行CNS定位；步骤三、建立SINS/CNS深组合***状态模型和量测模型；步骤四：组合导航***信息融合；步骤五、SINS与CNS相互辅助实现高精度定位；本发明利用星敏感器高精度姿态信息辅助SINS，得到高精度SINS捷联矩阵作为数学水平基准用于CNS定位，在此基础上，利用CNS位置、姿态对SINS进行全面校正，实现SINS/CNS深组合，最终达到高精度定位导航。

Description

一种SINS/CNS深组合导航***及其实现方法

技术领域

本发明涉及一种SINS/CNS深组合导航***及其实现方法，属于组合导航技术领域。

背景技术

天文导航***(CNS)隐蔽性好、自主性强、能够提供载***置及高精度的姿态信息，但是输出信息不连续，并且在某些情况下会受到外界环境的影响，在单独使用时很难满足高精度、高性能的导航定位要求。

传统天文导航***的定位精度主要取决于水平基准精度和天体敏感器的测量精度。由于目前天体敏感器能较容易地达到1角秒的测天精度，地平的精度成为影响天文导航精度的最主要因素。目前惯性平台水平基准误差受其核心部件陀螺的误差影响，单从改进仪表设计来提高惯性水平基准的精度极其困难，且性价比降低；采用红外地平仪等直接敏感地平精度较低；采用基于星光折射的间接敏感地平方法精度较高，但大气折射模型的不确定性直接影响了水平基准的精度及可靠性。高精度水平基准技术已成为实现高精度天文导航亟需攻克的关键技术之一。

而捷联惯性导航***(SINS)具有导航参数全面、输出及时连续、隐蔽性好、抗干扰能力强等突出优点，但是由于初始对准误差及惯性器件误差的存在，SINS误差随时间增长，难以长时间独立工作，需要增加其他外测信息，利用组合的方法提高综合导航性能。SINS、CNS两者具有优势互补的特点，将两者组合可以充分发挥各自的优势，而且随着组合程度的加深，SINS/CNS组合***的总体性能要远远优于各独立***。

20世纪，由于星体检测只限于在不同时刻、不同姿态下完成对不同星体的检测，天文/惯性组合只能采用***级的简单组合导航模式，天文导航***接收惯导***输出的位置和姿态信息，定期对惯导***的漂移进行校正。该简单组合模式能够阻尼惯导位置误差的发散，但其导航精度受到惯导的水平姿态精度的制约，而惯导的水平姿态精度又依赖于惯性传感器误差的精度，因此这种组合方法校正作用并不大。

到了20世纪90年代中后期，由于大视场星体快速检测技术的发展，天文导航***能完成某一时刻的多星同步检测，且在不需要任何外部初始信息(包括水平基准)的前提下确定载体坐标相对惯性坐标的姿态信息(与陀螺输出的姿态信息相同)。因此，以补偿惯导陀螺漂移为核心的天文/惯性最优组合模式在理论和工程上都是完全可以实现的，但该组合模式只能够补偿捷联惯导中因陀螺漂移而引起的导航误差。

目前，天文导航***采用星光折射间接测地平的方法获得高精度自主水平基准，能够进行高精度自主确定位置(三维坐标)、航向和姿态，从而对惯导***实现彻底全面最优校正。该天文/惯性最优组合模式不仅可以补偿陀螺的随机漂移，而且可以补偿加速度计等其他因素引起的误差，但目前此方法只能使用在30km以上的高空航行体上，不能实现全范围的应用。

综上所述，利用多星同步测量和瞬时确定载体惯性姿态原理，解决天文导航高精度水平基准这项关键技术，并发展适用范围广的高精度天文/惯性深组合导航模式以取代传统的***级、粗略天文/惯性组合模式，从而实现高精度定位导航，是天文/惯性最佳组合导航***的主要研究方向。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有水平基准确定方案的不足，利用SINS/CNS组合敏感器的特点，提出一种SINS/CNS深组合导航***及其实现方法，该方法充分利用了各子***的导航信息，提高了SINS/CNS组合导航***的精度。

一种SINS/CNS深组合实现方法，具体包括以下步骤：

步骤一：星敏感器辅助SINS获得高精度的数学水平基准；

步骤二：基于数学水平基准进行CNS定位；

步骤三：建立SINS/CNS深组合***状态方程和量测方程；

a.构建SINS/CNS深组合***状态模型；

b.构建SINS/CNS深组合***量测模型；

步骤四：组合导航***信息融合；

步骤五：SINS与CNS相互辅助实现高精度定位。

一种SINS/CNS深组合导航***，包括捷联惯导***、天文导航***、组合导航滤波器、惯导姿态量测信息构造单元；

捷联惯性导航***包括惯性测量组件和导航解算单元；惯性测量组件测得载体相对于惯性空间的角速度和比力，将得到的载体角速度和比力信息传送给导航解算单元，导航解算单元根据惯性测量组件传输的信息通过力学编排算法实时计算出载体的位置信息纬度L_I及经度λ_I、速度和姿态；同时导航解算单元将载体的位置信息L_I，λ_I输入到组合导航滤波器中，将SINS导航参数输入到惯导姿态量测信息构造单元中，所述导航参数为当前导航时间t、载体的位置L_I，λ_I和姿态，导航解算单元还将SINS捷联矩阵作为数学水平基准输入至天文导航***量测高度角计算单元，将载体的位置信息L_I，λ_I输入到天文导航***解析高度差定位模块；

天文导航***包括大视场星敏感器、多矢量定姿单元、量测高度角计算单元和解析高度差定位模块；

大视场星敏感器同一时刻能够观测得到三颗及三颗以上恒星的星光矢量信息，并将得到的观测信息分别提供给多矢量定姿单元及量测高度角计算单元；多矢量定姿单元对接收到的星光矢量信息进行处理，得到载体相对惯性空间的姿态信息

并将确定的载体惯性姿态信息

输入到组合导航滤波器中；量测高度角计算单元利用星敏感器传输的星光矢量信息及导航解算单元提供的数学水平基准，得到恒星相对地平面的量测高度角H₀，并将高度角量测信息输入至解析高度差定位模块；解析高度差定位模块根据量测高度角计算单元传输的恒星高度角信息及导航解算单元提供的载***置信息L_I，λ_I，得到天文定位的载体纬度L_C、经度λ_C，并将天文定位结果L_C，λ_C作为量测信息输入到组合导航滤波器；

惯导姿态量测信息构造单元根据导航解算单元传输的导航参数，得到惯导姿态量测信息，所述的惯导姿态量测信息为捷联惯性导航***确定的从地心赤道惯性坐标系转换到载体坐标系的方向余弦矩阵

惯导姿态量测信息构造单元将得到的惯导姿态量测信息

提供给组合导航滤波器；

组合导航滤波器根据导航解算单元、多矢量定姿单元、解析高度差定位模块、惯导姿态量测信息构造单元分别提供的SINS位置信息L_I，λ_I、CNS姿态量测信息

、CNS定位结果L_C，λ_C和惯导姿态量测信息

通过卡尔曼滤波处理，对捷联惯性导航***的导航参数和惯性测量组件的误差进行估计，并将其反馈回SINS导航解算单元中，对相应的误差进行校正和补偿。

本发明的优点在于：

(1)本发明利用星敏感器高精度的姿态信息辅助SINS，实时观测并补偿SINS的数学平台失准角及陀螺漂移，从得到高精度的SINS捷联矩阵作为数学水平基准，用于CNS定位；

(2)对基于数学水平基准的解析高度差法进行定位误差建模，并在位置误差量测方程中扣除数学水平基准不确定性的影响，从而消除了CNS定位误差与SINS姿态误差之间的相关性；

(3)利用大视场星敏感器多星同步测量和瞬时确定载体惯性姿态原理，通过星敏感器辅助SINS获得高精度的数学水平基准，CNS可同时提供高精度位置和姿态信息，对SINS实现全面的最优校正，进一步提高了数学水平基准的精度及在此基础上的天文定位精度；

(4)本发明的SINS/CNS深组合导航模式通过SINS、CNS相互辅助，充分发挥了各子***的优势，最终能够实现高精度的定位导航。

附图说明

图1是本发明一种SINS/CNS深组合导航***的结构示意图；

图2是一种SINS/CNS深组合导航***实现方法的流程图；

图3是本发明的星敏感器辅助SINS获取高精度数学水平基准的示意图；

图中：

1-捷联惯性导航***  2-天文导航***    3-组合导航滤波器    4-惯导姿态量测信息

                                                          构造单元

101-惯性测量组件    102-导航解算单元  201-大视场星敏感器  202-多矢量定姿单元

203-量测高度角计算  204-解析高度差定

单元                位模块

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明的一种SINS/CNS深组合导航***，如图1所示，包括捷联惯导***1、天文导航***2、组合导航滤波器3、惯导姿态量测信息构造单元4；

捷联惯性导航***(SINS)1包括惯性测量组件(IMU)101和导航解算单元102。惯性测量组件101(IMU)测得载体相对于惯性空间的角速度和比力，将得到的载体角速度和比力信息传送给导航解算单元102，导航解算单元102根据惯性测量组件101传输的信息通过力学编排算法实时计算出载体的位置信息纬度L_I及经度λ_I、速度和姿态。导航解算单元102将载体的位置信息L_I，λ_I输入到组合导航滤波器3中，将SINS导航参数输入到惯导姿态量测信息构造单元4中，所述导航参数为当前导航时间t、载体的位置L_I，λ_I和姿态，导航解算单元102还将SINS捷联矩阵作为数学水平基准输入至天文导航***2中的量测高度角计算单元203，将载体的位置信息L_I，λ_I输入到天文导航***中的解析高度差定位模块204；

天文导航***(CNS)2包括大视场星敏感器201、多矢量定姿单元202、量测高度角计算单元203和解析高度差定位模块204；

大视场星敏感器201同一时刻能够观测得到三颗及三颗以上恒星的星光矢量信息，并将得到的观测信息分别提供给多矢量定姿单元202及量测高度角计算单元203。多矢量定姿单元202对接收到的星光矢量信息进行处理，得到载体相对惯性空间的姿态信息

并将确定的载体惯性姿态信息

输入到组合导航滤波器3中。量测高度角计算单元203利用星敏感器201传输的星光矢量信息及导航解算单元102提供的数学水平基准，得到恒星相对地平面的量测高度角H₀，并将高度角量测信息输入至解析高度差定位模块204。解析高度差定位模块204根据量测高度角计算单元203传输的恒星高度角信息及导航解算单元102提供的载***置信息L_I，λ_I，得到天文定位的载体纬度L_C、经度λ_C，并将天文定位结果L_C，λ_C作为量测信息输入到组合导航滤波器3；

惯导姿态量测信息构造单元4根据导航解算单元102传输的导航参数，得到惯导姿态量测信息，所述的惯导姿态量测信息为捷联惯性导航***1确定的从地心赤道惯性坐标系转换到载体坐标系的方向余弦矩阵

，惯导姿态量测信息构造单元4将得到的惯导姿态量测信息提供给组合导航滤波器3；

组合导航滤波器3根据导航解算单元102、多矢量定姿单元202、解析高度差定位模块204、惯导姿态量测信息构造单元4分别提供的SINS位置信息L_I，λ_I、CNS姿态量测信息

CNS定位结果L_C，λ_C和惯导姿态量测信息

通过卡尔曼滤波处理，对捷联惯性导航***1的导航参数和惯性测量组件的误差进行估计，并将其反馈回SINS导航解算单元102中，对相应的误差进行校正和补偿；

在整个SINS/CNS深组合导航***中，通过捷联惯性导航***1、天文导航***2之间的相互辅助，最终实现高精度的定位导航。

本发明的一种SINS/CNS深组合导航***实现方法，流程如图2所示，具体包括以下步骤：

步骤一：大视场星敏感器201辅助捷联惯性导航***1获得高精度的数学水平基准；

由于利用SINS的捷联矩阵可实现载体坐标系到平台坐标系的坐标转换，获得观测矢量在平台坐标系的表示，因此解算的捷联矩阵相当于建立了数学平台，而把地理坐标系的转动角速率输入到“数学平台”的计算程序中，平台可实时跟踪载体所在点的水平面。但SINS的水平姿态信息随时间漂移，直接利用捷联矩阵作为水平基准，会导致天文定位误差发散。而星敏感器相当于没有漂移的陀螺，因此利用星敏感器观测星体方位来校正数学平台的漂移，克服长时间连续工作的纯SINS数学水平基准由于陀螺漂移等而造成的误差，提高数学水平基准的精度。

大视场星敏感器201辅助SINS获得高精度数学水平基准的示意图如图3所示，大视场星敏感器201在同一时刻观测得到三颗或三颗以上恒星的多维星光矢量信息，然后多矢量定姿单元202对多维星光矢量信息进行处理，得到大视场星敏感器201的测量坐标系s相对地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵结合大视场星敏感器201在载体上的安装矩阵C_b ^s，得到载体系b相对于地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵

惯导姿态量测信息构造单元4通过导航解算单元102输出的导航信息构造出SINS确定的载体系b相对地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵与大视场星敏感器201输出的姿态信息相匹配，所述的导航信息为当前导航时间t、SINS的定位信息L_I，λ_I及数学水平基准

所述的方向余弦矩阵

的具体计算方法为：

利用SINS的定位信息L_I，λ_I构造出SINS的位置矩阵

限据当前导航时间t得到从地心赤道惯性系I转换到地球固连坐标系e的方向余弦矩阵C_I ^e结合SINS的捷联矩阵

和位置矩阵

得到：

${\hat{C}}_I^b={\hat{C}}_n^b{\hat{C}}_e^n{C}_I^e={\left({\hat{C}}_b^n\right)}^T{\hat{C}}_e^n{C}_I^e---\left(1\right)$

考虑对准误差及陀螺漂移等因素的影响，SINS数学平台系n′与导航坐标系n之间存在数学平台失准角向量φ_E，φ_N，φ_U为东、北、天向失准角，因而SINS捷联矩阵

的误差与失准角有关；而由于SINS定位的纬度误差δL_I、经度误差δλ_I的存在，SINS的计算系nc与实际的地理系n不重合，有位置误差向量δP＝[-δL_I δλ_I·cos L_I δλ_I·sin L_I]^T，必然导致SINS确定的导航系n相对于地球固连坐标系e的方向余弦矩阵

与SINS的位置偏差δL_I，δλ_I关。则存在以下关系：

${\hat{C}}_e^n=(I-\[\mathrm{\δP}\×\])C_e^n$

其中，C_n ^b、C_e ⁿ分别为真实的载体系相对导航系、导航系相对地球固连坐标系的方向余弦矩阵。

忽略二次及二次以上误差项，则SINS确定的载体系相对地心赤道惯性系的方向余弦矩阵

可表示为

${\hat{C}}_I^b=C_I^b+C_n^b[\mathrm{\φ}\×]C_e^n{C}_I^e-C_n^b[\mathrm{\δP}\×]C_e^n{C}_I^e$

假设理想无误差的载体系b相对地心赤道惯性系I的方向余弦阵为C_I ^b；由于星敏感器的测量精度很高，可以认为星敏感器输出的载体系相对于地心赤道惯性系的方向余弦矩阵

是真实的方向余弦矩阵C_I ^b与星敏感器量测白噪声阵V_s的叠加，即：

${\tilde{C}}_I^b=C_I^b+V_s---\left(5\right)$

将分别由SINS、星敏感器确定的载体系相对地心赤道惯性系的方向余弦矩阵

之间的差值记作Z_s，则有

$Z_s={\hat{C}}_I^b-{\tilde{C}}_I^b=C_n^b[\mathrm{\φ}\×]C_e^n{C}_I^e-C_n^b[\mathrm{\δP}\×]C_e^n{C}_I^e-V_s---\left(6\right)$

由于平台失准角与陀螺仪常值漂移具有耦合关系，通过组合导航滤波器3将星敏感器与SINS分别确定的载体系相对地心赤道惯性系的方向余弦阵

进行信息融合，可以实时估计出SINS数学平台失准角和陀螺漂移，然后对SINS数学平台失准角和陀螺漂移进行修正，以提高数学水平基准

的精度，具体方法如下：

IMU101中的陀螺仪和加速度计实时输出载体的比力

和角速度

并传送给导航解算单元102。在导航解算单元102中，载体的比力信息

经数学水平基准处理后，直接输入至指北方位平台式惯导解算过程进行导航解算，得到载体的位置L_I，λ_I、速度、姿态等导航信息；利用失准角的估计值

可计算姿态误差校正矩阵C_n′ ⁿ，通过公式

对捷联矩阵

进行失准角修正，能够提高数学水平基准

的精度；而从陀螺仪的输出

中实时扣除陀螺漂移误差δω_ib ^b，进行陀螺漂移误差补偿，能够得到更为准确的载体相对惯性空间的角速度矢量信息 ${\widetilde{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ib}}^b={\widehat{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ib}}^b-\mathrm{\δ}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ib}}^b,$ 进而结合数学水平基准及指北方位平台式惯导解算得到导航系相对地心赤道惯性系的角速度

计算得到高精度的载体系相对导航系的姿态速率并通过方向余弦矩阵微分方程 ${\stackrel{\·}{C}}_b^n{=C}_b^n{\mathrm{\Ω}}_{\mathrm{nb}}^n$ 进行捷联矩阵更新，可进一步提高捷联矩阵(数学水平基准)的精度，其中Ω_nb ^b为角速度矢量在载体坐标系中的叉乘矩阵。

最后捷联惯性导航***1获得高精度的捷联矩阵

即数学水平基准。

步骤二：基于数学水平基准进行CNS定位；

量测高度角计算单元203利用星敏感器辅助SINS得到的高精度数学水平基准

结合大视场星敏感器201观测得到的多维星光矢量信息，能够获得多颗观测星相对于地平面的高度角H₀，继而通过解析高度差定位模块204实现天文导航定位。具体步骤如下：

a.利用星敏感器201辅助捷联惯导***1获得高精度的SINS捷联矩阵

将其作为数学水平基准传输给天文导航***2用于CNS定位；而导航解算单元102输出的的位置信息L_I，λ_I为解析高度差法定位提供迭代的纬度初始值Lat_AP、经度初始值Lon_AP；

b.大视场星敏感器201同一时刻能够观测得到的三颗或三颗以上恒星的星光矢量在星敏感器测量坐标系s和地心赤道惯性系I中的表示。考虑到星敏感器量测噪声V_i ^s的存在，实际测量得到恒星i在星敏感器测量坐标系s系中的位置矢量为：

${\tilde{X}}_i^s=X_i^s+V_i^s---\left(7\right)$

式中，X_i ^s为恒星i在星敏感器测量坐标系s中真实的位置矢量。

在导航时间t，星敏感器辅助SINS得到高精度的数学水平基准

结合星敏感器的安装矩阵C_b ^s，可得到恒星i的星光矢量在导航坐标系n(ENU地理系)中的表示

${\tilde{X}}_i^n={\tilde{C}}_b^n{C}_s^b{\tilde{X}}_i^s={\tilde{C}}_b^n{\left(C_b^s\right)}^T{\tilde{X}}_i^s---\left(8\right)$

将计算得到的星光位置矢量

用定义在导航系n中的星体高度角

和方位角表示，可描述为：

${\tilde{X}}_i^n={\left[\begin{array}{ccc}\cos {\tilde{h}}_i^n\sin {\tilde{A}}_i^n& \cos {\tilde{h}}_i^n\cos {\tilde{A}}_i^n& \sin {\tilde{h}}_i^n\end{array}\right]}^T={\left[\begin{array}{ccc}{p}_1& p_2& p_3\end{array}\right]}^T---\left(9\right)$

则可得到恒星i的星光矢量在导航系n中的高度角和方位角

${\tilde{h}}_i^n=\arcsin \left(p_3\right)---\left(10\right)$

${\tilde{A}}_i^n=\arctan (p_1/p_2)---\left(11\right)$

由于选取东北天地理系作为导航坐标系n，得到的恒星i星光矢量在导航系n中的高度角正是恒星相对水平面的量测高度角H₀，可直接用于解析高度差法定位。

c.解析高度差定位模块204接收SINS确定的载***置信息L_I，λ_I作为迭代初始值Lat_AP，Lon_AP，并结合量测高度角计算单元203提供的多颗恒星相对水平面的高度角H₀，运用解析高度差法能够直接得到近似的载体经纬度，通过迭代解析高度差法可快速收敛到较高的精度，最终获得CNS定位的纬度信息L_C、经度信息λ_C。

步骤三：建立SINS/CNS深组合***状态模型和量测模型；

量测高度角计算单元203根据SINS导航解算单元102提供的数学水平基准

确定观测恒星的量测高度角H₀，并提供给解析高度差定位模块204；而解析高度差定位模块204利用得到的恒星高度角量测信息H₀，并结合导航解算单元102传输的载***置L_I，λ_I作为迭代初值，运用解析高度差法进行CNS位置确定，因而CNS定位误差与SINS水平姿态误差相关。如果忽略了量测信息与状态变量之间的关系，会影响卡尔曼滤波器的估计精度，并且可能导致***不稳定。因此建立了基于数学水平基准的CNS定位误差模型，并在组合导航滤波器3的位置量测方程中消除水平基准误差的影响。

SINS/CNS深组合导航***的误差模型由SINS、CNS误差模型组成。

a.构建SINS/CNS深组合***状态模型；

将深组合***状态方程取为SINS的误差方程，以平台失准角、速度误差、位置误差以及惯性器件的零位误差作为误差状态变量，模型的状态方程为：

$\stackrel{\·}{X}=\mathrm{FX}+\mathrm{GW}---\left(12\right)$

其中，X为SINS的误差状态矢量；SINS的误差状态包括东、北、天向失准角φ_E，φ_N，φ_U，速度误差δV_E，δV_N，δV_U，纬度、经度及高度误差δL_I，δλ_I，δh，陀螺零位漂移ε_bx，ε_by，ε_bz；加速度计零位偏置▽_bx，▽_by，▽_bz。F为***状态矩阵，W＝[ω_gx，ω_gy，ω_gz，ω_dx，ω_dy，ω_dz]^T为***噪声序列，ω_gi(i＝x，y，z)、ω_dt(i＝x，y，z)分别为陀螺仪、加速度计随机白噪声，C_b ⁿ为SINS捷联矩阵，G为噪声矩阵，F_N为SINS的状态矩阵。F、F_S和G(t)分别为

b.构建SINS/CNS深组合***量测模型；

1)将分别由SINS和星敏感器确定的载体系b相对地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵

之间的差值记作姿态量测量Z_s，则得到公式(6)。

将Z_s(3×3)展开成列向量Z_1(9×1)，结合组合导航***的状态向量X，可以列写出量测方程为：

                 Z₁＝H₁X+V₁                     (13)

其中，H₁为量测矩阵，V₁为星敏感器的量测白噪声序列。

2)将SINS解算的载体纬度L_I，经度λ_I、CNS解算的纬度L_C，经度λ_C的差值作为位置观测量，得到：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\δLat}=L_I-L_C={\mathrm{\δL}}_I-(\mathrm{\δ}{L}_C+N_L)\\ \mathrm{\δLon}={\mathrm{\λ}}_I-{\mathrm{\λ}}_C=\mathrm{\δ}{\mathrm{\λ}}_I-(\mathrm{\δ}{\mathrm{\λ}}_C+N_{\mathrm{\λ}})\end{array}---\left(14\right)\right.$

其中，δLat和δLon分别为SINS、CNS定位的纬度差、经度差，δL_I和δλ_I为SINS的定位误差，δL_C和δλ_C为数学水平基准误差导致的CNS定位误差，N_L、N_λ为CNS定位误差中的高斯白噪声分量。得到；

                Z₂＝H₂X+V₂                      (15)

式中，位置观测矢量 $Z_2=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\δLat}\\ \mathrm{\δLon}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{L}_I-L_C\\ {\mathrm{\λ}}_I-{\mathrm{\λ}}_C\end{array}\right];$ CNS定位误差的白噪声分量 $V_2=-\left[\begin{array}{c}{N}_L\\ N_{\mathrm{\λ}}\end{array}\right];$ 量测矩阵H₂＝[H_c 0_2×3 I_2×2 0_2×7]，其中H_c＝M·(A^T A)^-1A^T·B， $M=\left[\begin{array}{cc}1& 0\\ 0& 1/\cos \left(L_I\right)\end{array}\right],$ 假设大视场星敏感器观测得到的n(n≥3)颗恒星真方位角为A_xNi(i＝1，2…n)，在星敏感器测量坐标系s中的位置矢量为X_i ^s＝[a_1i a_2i a_3i]^T，用作数学水平基准的方向余弦矩阵为 ${\tilde{C}}_b^n=\left[\begin{array}{ccc}{T}_{11}& T_{12}& T_{13}\\ T_{21}& T_{22}& T_{23}\\ T_{31}& T_{32}& T_{33}\end{array}\right],$ 则容易得到

$A=\left[\begin{array}{cc}\cos A_{\mathrm{zN}1}& \sin A_{\mathrm{zN}1}\\ \cos A_{\mathrm{zN}2}& \sin A_{\mathrm{zN}2}\\ \·\·\·& \·\·\·\\ \cos A_{\mathrm{zNn}}& \sin A_{\mathrm{zNn}}\end{array}\right],$ $B=\begin{array}{c}{\left[\begin{array}{ccc}{d}_{E1}& d_{N1}& 0\\ d_{E2}& d_{N2}& 0\\ \·\·\·& \·\·\·& \·\·\·\\ d_{\mathrm{En}}& d_{\mathrm{Nn}}& 0\end{array}\right]}_{\mathrm{nx}3}\end{array}$

$d_{\mathrm{Ei}}=\frac{T_{11}{a}_{1i}+T_{12}{a}_{2i}+T_{13}{a}_{3i}}{\sqrt{1-(T_{31}{a}_{1i}+T_{32}{a}_{2i}+T_{33}{a}_{3i}{)}^2}},$ $d_{\mathrm{Ni}}=\frac{-(T_{21}{a}_{1i}+T_{22}{a}_{2i}+T_{23}{a}_{3i})}{\sqrt{1-(T_{31}{a}_{1i}+T_{32}{a}_{2i}+T_{33}{a}_{3i}{)}^2}}$

3)在深组合***开始工作时，由于SINS具有一定的误差积累，首先利用星敏感器辅助SINS获得高精度数学水平基准信息，此时组合导航***的观测量取Z_SINS/CNS＝Z₁，对应的量测模型为式(13)。

在星敏感器辅助SINS得到高精度水平基准的基础上，可进行天文导航定位，获得天文定位经纬度信息L_C，λ_C；此时SINS/CNS深组合导航***的观测量取：

$Z_{\mathrm{SINS}/\mathrm{CNS}}=\left[\begin{array}{c}{Z}_1\\ Z_2\end{array}\right]$

此时对应的量测模型为

$\left[\begin{array}{c}{Z}_1\\ Z_2\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{H}_1\\ H_2\end{array}\right]X+\left[\begin{array}{c}{V}_1\\ V_2\end{array}\right]$

步骤四：组合导航***信息融合；

组合导航滤波器3利用捷联惯导***1与天文导航***2分别确定的载***置L_I，λ_I，L_C，λ_C、姿态量测信息

对SINS的误差状态进行估计，得到组合***导航参数和惯性器件的误差估计信息，并将这些误差信息反馈回导航解算单元102中，对导航参数及元件误差进行校正。

步骤五：SINS与CNS相互辅助实现高精度定位；

导航解算单元102根据校正后的SINS导航参数得到高精度的SINS捷联矩阵并将其作为数学水平基准提供给量测高度角计算单元203，得到更为精确的恒星相对地平面的高度角量测信息，继而传输给解析高度差定位模块204用于CNS定位，能够提高CNS定位精度。组合导航滤波器3接收解析高度差定位模块204提供的更为精确的位置量测信息，实现对SINS误差状态更为准确的估计，而将这些误差估计值反馈回导航解算单元102，能够进一步提高SINS的导航精度，最终通过SINS/CNS深组合实现高精度的导航定位。

Claims (2)

1.一种SINS/CNS深组合导航***，其特征在于，包括捷联惯导***、天文导航***、组合导航滤波器、惯导姿态量测信息构造单元；

捷联惯性导航***包括惯性测量组件和导航解算单元；惯性测量组件测得载体相对于惯性空间的角速度和比力，将得到的载体角速度和比力信息传送给导航解算单元，导航解算单元根据惯性测量组件传输的信息通过力学编排算法实时计算出载体的位置信息纬度L_I及经度λ_I、速度和姿态；导航解算单元将载体的位置信息L_I，λ_I输入到组合导航滤波器中，将当前导航时间t、载体的位置L_I，λ_I和姿态输入到惯导姿态量测信息构造单元中，导航解算单元还将SINS捷联矩阵作为数学水平基准输入至天文导航***中的量测高度角计算单元，将载体的位置信息L_I，λ_I输入到天文导航***中的解析高度差定位模块；

天文导航***包括大视场星敏感器、多矢量定姿单元、量测高度角计算单元和解析高度差定位模块；

大视场星敏感器同一时刻能够观测得到三颗及三颗以上恒星的星光矢量信息，并将得到的观测信息分别提供给多矢量定姿单元及量测高度角计算单元；多矢量定姿单元对接收到的星光矢量信息进行处理，得到载体相对惯性空间的姿态信息

并将确定的载体惯性姿态信息

输入到组合导航滤波器中；量测高度角计算单元利用星敏感器传输的星光矢量信息及导航解算单元提供的数学水平基准，得到恒星相对地平面的量测高度角H₀，并将高度角量测信息输入至解析高度差定位模块；解析高度差定位模块根据量测高度角计算单元传输的恒星高度角信息及导航解算单元提供的载***置信息L_I，λ_I，得到天文定位的载体纬度L_C、经度λ_C，并将天文定位结果L_C，λ_C作为量测信息输入到组合导航滤波器；

惯导姿态量测信息构造单元根据导航解算单元传输的导航参数，得到惯导姿态量测信息，所述的惯导姿态量测信息为捷联惯性导航***确定的从地心赤道惯性坐标系转换到载体坐标系的方向余弦矩阵惯导姿态量测信息构造单元将得到的惯导姿态量测信息

提供给组合导航滤波器；

组合导航滤波器根据导航解算单元、多矢量定姿单元、解析高度差定位模块、惯导姿态量测信息构造单元分别提供的SINS位置信息L_I，λ_I、CNS姿态量测信息

CNS定位结果L_C，λ_C和惯导姿态量测信息

通过卡尔曼滤波处理，对捷联惯性导航***的导航参数和惯性测量组件的误差进行估计，并将其反馈回SINS导航解算单元中，对相应的误差进行校正和补偿。

2.一种SINS/CNS深组合导航***的实现方法，其特征在于，包括以下几个步骤：

步骤一：大视场星敏感器辅助捷联惯性导航***获得高精度的数学水平基准；

大视场星敏感器在同一时刻观测得到三颗或三颗以上恒星的多维星光矢量信息，然后多矢量定姿单元对多维星光矢量信息进行处理，得到大视场星敏感器的测量坐标系s相对地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵

结合大视场星敏感器在载体上的安装矩阵

得到载体系b相对于地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵

惯导姿态量测信息构造单元通过导航解算单元输出的导航信息构造出SINS确定的载体系b相对地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵

与大视场星敏感器输出的姿态信息

相匹配，所述的导航信息为当前导航时间t、SINS的定位信息L_I，λ_I及数学水平基准

所述的方向余弦矩阵的具体计算方法为：

利用SINS的定位信息L_I，λ_I构造出SINS的位置矩阵

根据当前导航时间t得到从地心赤道惯性系I转换到地球固连坐标系e的方向余弦矩阵结合SINS的捷联矩阵

和位置矩阵

得到：

${\hat{C}}_I^b={\hat{C}}_n^b{\hat{C}}_e^n{C}_I^e={\left({\hat{C}}_b^n\right)}^T{\hat{C}}_e^n{C}_I^e---\left(1\right)$

SINS数学平台系n′与导航坐标系n之间存在数学平台失准角向量

φ_E，φ_N，φ_U为东、北、天向失准角，SINS捷联矩阵

的误差与失准角有关；由于SINS定位的纬度误差δL_I、经度误差δλ_I的存在，SINS的计算系nc与实际的地理系n不重合，有位置误差向量δP＝[-δL_Iδλ_I·cosL_I δλ_I·sinL_I]^T，导致SINS确定的导航坐标系n相对于地球固连坐标系e的方向余弦矩阵

与SINS的位置偏差δL_I，δλ_I有关，则存在以下关系：

${\hat{C}}_e^n=(I-[\mathrm{\δP}\×\left]\right)C_e^n---\left(3\right)$

其中，

分别为真实的载体系相对导航系、导航系相对地球固连坐标系的方向余弦矩阵；

忽略二次及二次以上误差项，则SINS确定的载体系相对地心赤道惯性系的方向余弦矩阵

表示为

假设理想无误差的载体系b相对地心赤道惯性系I的方向余弦阵为

认为星敏感器输出的载体系相对于地心赤道惯性系的方向余弦矩阵是真实的方向余弦矩阵

与星敏感器量测白噪声阵V_s的叠加，即：

${\tilde{C}}_I^b=C_I^b+V_s---\left(5\right)$

将分别由SINS、星敏感器确定的载体系相对地心赤道惯性系的方向余弦矩阵

之间的差值记作Z_s，则有

平台失准角与陀螺仪常值漂移具有耦合关系，通过组合导航滤波器将星敏感器与SINS分别确定的载体系相对地心赤道惯性系的方向余弦阵

进行信息融合，实时估计出SINS数学平台失准角和陀螺漂移，然后对SINS数学平台失准角和陀螺漂移进行修正，以提高数学水平基准的精度，具体方法如下：

惯性测量组件中的陀螺仪和加速度计实时输出载体的比力

和角速度

传送给导航解算单元；在导航解算单元中，载体的比力信息

经数学水平基准处理后，直接输入至指北方位平台式惯导解算过程进行导航解算，得到载体的位置L_I，λ_I、速度、姿态导航信息；利用失准角的估计值

计算姿态误差校正矩阵

通过公式

对捷联矩阵进行失准角修正，提高数学水平基准

的精度；从陀螺仪的输出

中实时扣除陀螺漂移误差

进行陀螺漂移误差补偿，得到准确的载体相对惯性空间的角速度矢量信息

结合数学水平基准及指北方位平台式惯导解算得到导航系相对地心赤道惯性系的角速度

计算得到高精度的载体系相对导航系的姿态速率

并通过方向余弦矩阵微分方程

进行捷联矩阵更新，其中

为角速度矢量

在载体坐标系中的叉乘矩阵；

最后捷联惯性导航***获得高精度的捷联矩阵

即数学水平基准；

步骤二：基于数学水平基准进行CNS定位；

a.利用星敏感器辅助捷联惯导***获得高精度的SINS捷联矩阵

将其作为数学水平基准传输给天文导航***；而导航解算单元输出的的位置信息L_I，λ_I为解析高度差法定位提供迭代的纬度初始值Lat_AP、经度初始值Lon_AP；

b.大视场星敏感器同一时刻观测得到的三颗或三颗以上恒星的星光矢量在星敏感器测量坐标系s和地心赤道惯性系I中的表示；由于星敏感器量测噪声

的存在，实际测量得到恒星i在星敏感器测量坐标系s系中的位置矢量为：

${\tilde{X}}_i^s=X_i^s+V_i^s---\left(7\right)$

式中，

为恒星i在星敏感器测量坐标系s中真实的位置矢量；

在导航时间t，星敏感器辅助SINS得到高精度的数学水平基准

结合星敏感器的安装矩阵得到恒星i的星光矢量在导航坐标系n中的表示

${\tilde{X}}_i^n={\tilde{C}}_b^n{C}_s^b{\tilde{X}}_i^s={\tilde{C}}_b^n{\left(C_b^s\right)}^T{\tilde{X}}_i^s---\left(8\right)$

将计算得到的星光位置矢量

用定义在导航系n中的星体高度角

和方位角

表示：

${\tilde{X}}_i^n={\left[\begin{array}{ccc}\cos {\tilde{h}}_i^n\sin {\tilde{A}}_i^n& \cos {\tilde{h}}_i^n\cos {\tilde{A}}_i^n& \sin {\tilde{h}}_i^n\end{array}\right]}^T={\left[\begin{array}{ccc}{p}_1& p_2& p_3\end{array}\right]}^T---\left(9\right)$

则得到恒星i的星光矢量在导航系n中的高度角和方位角

${\tilde{h}}_i^n=\arcsin \left(p_3\right)---\left(10\right)$

${\tilde{A}}_i^n=\arctan (p_1/p_2)---\left(11\right)$

由于选取东北天地理系作为导航坐标系n，得到的恒星i星光矢量在导航系n中的高度角

为恒星相对水平面的量测高度角H₀；

c.解析高度差定位模块接收SINS确定的载***置信息L_I，λ_I作为迭代初始值Lat_AP，Lon_AP，并结合量测高度角计算单元提供的多颗恒星相对水平面的测量高度角H₀，运用解析高度差法直接得到近似的载体经纬度，通过迭代解析高度差法快速收敛到较高的精度，得到CNS定位的纬度信息L_C、经度信息λ_C；

步骤三：建立SINS/CNS深组合***状态模型和量测模型；

SINS/CNS深组合导航***的误差模型包括SINS、CNS误差模型；

a.构建SINS/CNS深组合***状态模型；

将深组合***状态方程取为SINS的误差方程，以平台失准角、速度误差、位置误差以及惯性器件的零位误差作为误差状态变量，模型的状态方程为：

$\stackrel{\·}{X}=\mathrm{FX}+\mathrm{GW}---\left(12\right)$

其中，X为SINS的误差状态矢量；SINS的误差状态包括东、北、天向失准角φ_E，φ_N，φ_U，速度误差δV_E，δV_N，δV_U，纬度、经度及高度误差δL_I，δλ_I，δh，陀螺零位漂移ε_bx，ε_by，ε_bz；加速度计零位偏置F为***状态矩阵，W＝[ω_gx，ω_gy，ω_gz，ω_dx，ω_dy，ω_dz]^T为***噪声序列，ω_gi(i＝x，y，z)、ω_di(i＝x，y，z)分别为陀螺仪、加速度计随机白噪声，

为SINS捷联矩阵，G为噪声矩阵，F_N为SINS的状态矩阵；F、F_S和G分别为

$F={\left[\begin{array}{cc}{F}_N& F_S\\ 0_{6\×9}& 0_{6\×6}\end{array}\right]}_{15\×15}$

b.构建SINS/CNS深组合***量测模型；

1)将分别由SINS和星敏感器确定的载体系b相对地心赤道惯性系I的方向余弦矩阵

之间的差值记作姿态量测量Z_s，则得到公式(6)；

将Z_s(3×3)展开成列向量Z_1(9×1)，结合组合导航***的状态向量X，列写出量测方程为：

Z₁＝H₁X+V₁                     (13)

其中，H₁为量测矩阵，V₁为星敏感器的量测白噪声序列；

2)将SINS解算的载体纬度L_I，经度λ_I、CNS解算的纬度L_C，经度λ_C的差值作为位置观测量，得到：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\δLat}=L_I-L_C={\mathrm{\δL}}_I-({\mathrm{\δL}}_C+N_L)\\ \mathrm{\δLon}={\mathrm{\λ}}_I-{\mathrm{\λ}}_C=\mathrm{\δ}{\mathrm{\λ}}_I-({\mathrm{\δ\λ}}_C+N_{\mathrm{\λ}})\end{array}\right.---\left(14\right)$

其中，δLat和δLon分别为SINS、CNS定位的纬度差、经度差，δL_I和δλ_I为SINS的定位误差，δL_C和δλ_C为数学水平基准误差导致的CNS定位误差，N_L、N_λ为CNS定位误差中的高斯白噪声分量；得到；

Z₂＝H₂X+V₂                 (15)

式中，位置观测矢量 $Z_2=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\δLat}\\ \mathrm{\δLon}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{L}_I-L_C\\ {\mathrm{\λ}}_I-{\mathrm{\λ}}_C\end{array}\right];$ CNS定位误差的白噪声分量 $V_2=-\left[\begin{array}{c}{N}_L\\ N_{\mathrm{\λ}}\end{array}\right];$ 量测矩阵H₂＝[H_c  0_2×3  I_2×2  0_2×7]，其中H_c＝M·(A^TA)^-1A^T·B， $M=\left[\begin{array}{cc}1& 0\\ 0& 1/\cos \left(L_I\right)\end{array}\right],$ 假设大视场星敏感器观测得到的n(n≥3)颗恒星真方位角为A_zNi(i＝1，2…n)，在星敏感器测量坐标系s中的位置矢量为 $X_i^s={\left[\begin{array}{ccc}{a}_{1i}& a_{2i}& a_{3i}\end{array}\right]}^T,$ 用作数学水平基准的方向余弦矩阵为 ${\tilde{C}}_b^n=\left[\begin{array}{ccc}{T}_{11}& T_{12}& T_{13}\\ T_{21}& T_{22}& T_{23}\\ T_{31}& T_{32}& T_{33}\end{array}\right],$ 则得到：

$A=\left[\begin{array}{cc}{\cos A}_{\mathrm{zN}1}& \sin A_{\mathrm{zN}1}\\ \cos A_{\mathrm{zN}2}& {\sin A}_{\mathrm{zN}2}\\ ...& ...\\ \cos A_{\mathrm{zNn}}& \sin A_{\mathrm{zNn}}\end{array}\right],$ $B={\left[\begin{array}{ccc}{d}_{E1}& d_{N1}& 0\\ d_{E2}& d_{N2}& 0\\ ...& ...& ...\\ d_{\mathrm{En}}& d_{\mathrm{Nn}}& 0\end{array}\right]}_{n\×3}$

$d_{\mathrm{Ei}}=\frac{T_{11}{a}_{1i}+T_{12}{a}_{2i}+T_{13}{a}_{3i}}{\sqrt{1-{(T_{31}{a}_{1i}+T_{32}{a}_{2i}+T_{33}{a}_{3i})}^2}},$ $d_{\mathrm{Ni}}=\frac{-(T_{21}{a}_{1i}+T_{22}{a}_{2i}+T_{23}{a}_{3i})}{\sqrt{1-{(T_{31}{a}_{1i}+T_{32}{a}_{2i}+T_{33}{a}_{3i})}^2}}$

3)在深组合***开始工作时，首先利用星敏感器辅助SINS获得高精度数学水平基准信息，此时组合导航***的观测量取Z_SINS/CNS＝Z₁，对应的量测模型为式(13)；

在星敏感器辅助SINS得到高精度水平基准的基础上，进行天文导航定位，获得天文定位经纬度信息L_C，λ_C；此时SINS/CNS深组合导航***的观测量取：

$Z_{\mathrm{SINS}/\mathrm{CNS}}=\left[\begin{array}{c}{Z}_1\\ Z_2\end{array}\right]$

此时对应的量测模型为

$\left[\begin{array}{c}{Z}_1\\ Z_2\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{X}_1\\ H_2\end{array}\right]X+\left[\begin{array}{c}{V}_1\\ V_2\end{array}\right]$

步骤四：组合导航***信息融合；

组合导航滤波器利用捷联惯导***与天文导航***分别确定的载***置L_I，λ_I，L_C，λ_C、姿态量测信息

对SINS的误差状态进行估计，得到组合***导航参数和惯性器件的误差估计信息，并将这些误差信息反馈回导航解算单元中，对导航参数及元件误差进行校正；

步骤五：SINS与CNS相互辅助实现高精度定位；

导航解算单元根据校正后的SINS导航参数得到高精度的SINS捷联矩阵

将其作为数学水平基准提供给量测高度角计算单元，得到更为精确的恒星相对地平面的高度角量测信息，传输给解析高度差定位模块用于CNS定位；组合导航滤波器接收解析高度差定位模块提供的更为精确的位置量测信息，实现对SINS误差状态更为准确的估计，将误差估计值反馈回导航解算单元，进一步提高SINS的导航精度，最终通过SINS/CNS深组合实现高精度的导航定位。

Images