CN101943582A - 基于ccd星敏感器与加速度计的惯性导航定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供的是基于CCD星敏感器与加速度计的惯性导航定位方法。(1)初始对准完毕以后，采集石英挠性加速度计的输出数据；(2)采集CCD星敏感器的输出；(3)采集无误差状态下的惯性导航算法中输出的定位信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵

；(4)求解e系相对于i系之间的转换矩阵

；(5)通过(1)、(2)、(3)、(4)所给出的信息，解算得到姿态矩阵；(6)通过步骤(5)中的解算的姿态信息，将加速度计从载体坐标系转换到导航坐标系上，输出载体速度和导航定位信息。本发明有位置信息反馈，因此具有周期性；定位精度高。

Description

基于CCD星敏感器与加速度计的惯性导航定位方法

技术领域

本发明涉及的是一种导航定位方法，特别是涉及一种惯性导航定位方法。

背景技术

惯性导航***是一种利用加速度计和陀螺仪测得载体的加速度和角速度，经过运算求得载体即时位置的导航设备，是一种自主式的导航***。惯导***工作时既不向外界发射、也不接收外界的任何电磁波信号。因此，它具有自主、隐蔽、实时及不受地域、时间和气候条件限制的特点，能够方便的提供载体的三维姿态参数。惯导***分为捷联式和平台式的惯导***，两种惯导***工作的原理是一样的。在计算姿态矩阵时，不论上述那种惯导***中，都是应用陀螺来测得角速度，通过一定的物理机械控制或者一定的算法来浮现姿态矩阵，由于陀螺本身存在漂移，所以在长时间导航工作时，惯导***中的姿态矩阵会随着时间的推移而变坏。为满足长时间能够保持姿态矩阵的准确性，人们利用监控器或者旋转调制方法来尽量去减小这种不确定的漂移误差，应用上述的方法在很大程度上都能满足了人们现有的要求。目前，应用最为广泛的陀螺仪器为激光陀螺和光纤陀螺，激光陀螺以美国为主导，光纤陀螺以法国为主导，激光陀螺漂移可以达到0.0001°/h；光纤陀螺漂移可以达到0.0005°/h。虽然陀螺漂移可以通过现有的技术进一步去改进，不过它是一个随时间推移而递增的量，在某些特定的设备或者仪器上，需要长达几十天或者几个月的工作时间，如何满足这样的要求就是发展半惯性导航***的重点。

为满足上述设备或者仪器的长时间的工作周期，CCD星敏感器误差是不随着时间的推移而递增的，并且星敏感器本身可以间接输出姿态矩阵，利用上述的特点可以应用其替代陀螺，在CCD星敏感器件中添加三个加速度计，通过姿态矩阵信息进行三轴加速度的分解，达到导航的目的。半惯性测量装置具有体积小、耗电少、寿命长、可靠性高、抗高过载等优点，可以满足现代导航设备各方面的要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能够有效提高导航设备定位精度的基于CCD星敏感器与加速度计的惯性导航定位方法。

本发明的目的是这样实现的，包括下列步骤：

(1)初始对准完毕以后，采集石英挠性加速度计的输出数据；

(2)采集CCD星敏感器的输出：CCD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即i系：天球坐标系之间的姿态信息

(3)采集无误差状态下的惯性导航算法中输出的定位信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵

(4)求解e系相对于i系之间的转换矩阵

(5)通过(1)、(2)、(3)、(4)所给出的信息，解算得到姿态矩阵：

$C_i^b=C_n^b{C}_e^n{C}_i^e$

解算出姿态信息；

(6)通过步骤(5)中的解算的姿态信息，将加速度计从载体坐标系转换到导航坐标系上，完成速度解算，输出载体速度和导航定位信息。

本发明还可以包括如下特征：

确定CCD星敏感器的输出，即：

则运载体(b系)相对于惯性系(i系)之间的关系为：

$C_i^b=C_s^b{C}_i^s---\left(2\right)$

通过CCD星敏感器自身携带的世界标准时间***，可以得到：

$C_i^e=\left[\begin{array}{ccc}\cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ -\sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(3\right)$

w_ie为地球自转角速度，t是世界标准时间***提供的具体时间，A_j是初始位置(经度和纬度)与春分点之间的夹角。

$C_i^b=C_n^b{C}_e^{n^{\′}}{C}_i^e---\left(4\right)$

在(4)中，

由(3)式提供，

由(3)计算可得，地球坐标系(e系)相对于导航坐标系(n系)的转换矩阵

可以通过惯性算法得到，算法中得到的信息包括一定的误差，计算的位置矩阵

与真实的位置矩阵之间的转换矩阵为C_a。即：

$C_e^{n^{\′}}={C_{a}C}_e^n---\left(5\right)$

通过(4)式得姿态更新矩阵

通过姿态更新矩阵就可以实时的用于分解加速度计上的信息，完成导航任务。

本发明的方法具有以下优点：

(1)本发明是一种惯性导航算法，有位置信息反馈，因此具有周期性；

(2)CCD星敏感器和加速度计误差会带来一定的误差，误差不是很大，定位精度高。

对本发明的有益效果说明如下：

Matlab仿真

(1)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验：

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：0米/秒方；

CCD星敏感器的误差：η＝0°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝1小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图1所示；如果不存在加速度计零偏和CCD星敏感误差的情况下，定位误差为0米。

(2)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验：

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：0米/秒方；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝3小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图2所示；如果不存在加速度零偏，存在CCD星敏感器误差的情况下，3小时的定位精度大约为0.4海里，并且随时间的推移在成周期性振荡。

(3)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验：

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：1×10^-4×g₀米/秒方；

CCD星敏感器的误差：η＝0°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝3小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图3所示；如果不存在CCD星敏感器误差，存在加速度计零偏的情况下，3小时初始定位精度大约为1海里。

(4)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验：

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：1×10^-4×g₀米/秒方；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝3小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图4所示；如果存在CCD星敏感器误差和加速度零偏的情况下，3小时的定位精度大约为1.39海里。

(5)在以下的仿真条件下，对该方法进行仿真实验：

载体初始位置：北纬45.7796°，东经126.6705°；

载体真实姿态角：ψ＝0°，θ＝5°，γ＝5°；其中：ψ，θ，γ分别表示航向角、纵摇角和横摇角；

赤道半径：R_e＝6378393.0m；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

加速度计零偏：1×10^-4×g₀米/秒方；

CCD星敏感器的误差：η＝0.0028°；

常数：π＝3.1415926；

仿真时间：t＝12小时；

采样频率：Hn＝0.1；

利用发明所述方法得到定位误差如图6所示；如果存在CCD星敏感器误差和加速度零偏的情况下，12小时的定位精度大约为1.39海里。

附图说明

图1为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图2为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图3为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图4为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图5为利用Matlab仿真得到的定位误差曲线图；

图6为发明的步骤流程框图。

具体实施方式

下面结合附图举例对本发明做更详细地描述：

结合图1.

(1)初始对准完毕以后，采集石英挠性加速度计的输出数据；

(2)采集CCD星敏感器的输出：CCD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系(i系：天球坐标系)之间的姿态信息

i系与船舶载体坐标系(b系)之间的转换矩阵：

$C_i^b=C_s^b{C}_i^s---\left(1\right)$

其中：

为CCD星敏感器坐标系(s系)与b系之间的转换矩阵，它可以在导航设备装船时通过光学瞄准精确获得；

将天球坐标系O-UVW按照先绕W轴逆时针转w角，得到O-U₁V₁W₁坐标系，再绕U₁逆时针转u角，使W₁轴与Z_s重合，得到O-U₂V₂W₂坐标系，最后再绕W₂轴逆时针旋转v角，得到O_s-U_sV_sW_s坐标系。

$C_i^s=\left[\begin{array}{ccc}\cos w\cos v-\sin w\sin v\cos u& \sin w\cos v+\cos w\sin v\cos u& \sin v\sin u\\ -\cos w\sin v-\sin w\cos v\cos u& -\sin w\sin v+\cos w\cos v\cos u& \cos v\sin u\\ \sin w\sin u& -\cos w\sin u& \cos u\end{array}\right]---\left(2\right)$

(3)采集无误差状态下的惯性导航算法中输出的定位信息，可以得到地球坐标系(e系)相对于导航坐标系(n系)的转换矩阵

$C_e^n=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]---\left(3\right)$

(4)求解地球坐标系(e系)相对于i系之间的转换矩阵

$C_i^e=\left[\begin{array}{ccc}\cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ -\sin (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& \cos (A_j+w_{\mathrm{ie}}\·t)& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(4\right)$

w_ie为地球自转角速度，t是世界标准时间***提供的具体时间，A_j是初始位置(经度和纬度)与春分点之间的夹角。

$C_i^b=C_n^b{C}_e^{n^{\′}}{C}_i^e---\left(5\right)$

在(5)中，

由(3)式提供，

由(4)计算可得，地球坐标系(e系)相对于导航坐标系(n系)的转换矩阵

可以通过惯性算法得到，算法中得到的信息包括一定的误差，计算的位置矩阵

与真实的位置矩阵之间的转换矩阵为C_a。即：

$C_e^{n^{\′}}={C_{a}C}_e^n---\left(6\right)$

通过(5)式得姿态更新矩阵

通过姿态更新矩阵就可以实时的用于分解加速度计上的信息，计算导航位置信息，反馈该信息到式(5)，从而完成导航任务。

Claims (1)

1.基于CCD星敏感器与加速度计的惯性导航定位方法，其特征是：

(1)初始对准完毕以后，采集石英挠性加速度计的输出数据；

(2)采集CCD星敏感器的输出：CCD星敏感器的坐标系相对于惯性坐标系即i系：天球坐标系之间的姿态信息

(3)采集无误差状态下的惯性导航算法中输出的定位信息，得到地球坐标系即e系相对于导航坐标系即n系的转换矩阵

(4)求解e系相对于i系之间的转换矩阵

(5)通过(1)、(2)、(3)、(4)所给出的信息，解算得到姿态矩阵：

$C_i^b=C_n^b{C}_e^n{C}_i^e$

解算出姿态信息；

(6)通过步骤(5)中的解算的姿态信息，将加速度计从载体坐标系转换到导航坐标系上，完成速度解算，输出载体速度和导航定位信息。

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