CN115248038B - 一种发射系下的sins/bds组合导航工程算法 - Google Patents

一种发射系下的sins/bds组合导航工程算法 Download PDF

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Abstract

本发明为一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，涉及飞行器导航技术领域，包括计算组合导航***误差方程，所述组合导航***误差方程包括，姿态误差的变化率方程、速度误差的时间导数方程和位置误差的时间导数方程；计算组合导航***状态方程，选用位置误差、速度误差、平台误差、陀螺漂移和加速度计漂移作为状态变量；计算组合导航***测量方程，采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，对计算结果进行滤波和校正。本方案使用低成本的组合导航器的情况下，采用发射坐标系下的位置、速度组合，双通道独立工作并修正，保证了定位的连续性和可靠性。

Description

一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法
技术领域
本发明涉及飞行器导航技术领域，具体为一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法。
背景技术
在组合导航算法的研究和实现中，选择合适的导航参考坐标系，不仅是导航***的需求，也要有利于飞行器导航制导***的设计和应用。中短程的高速飞行器如火箭弹改制靶弹、制导炮弹等，大部分时间沿着地球表面飞行，控制算法期望用描述飞行器与地面相对关系的姿态、位置导航数据来进行飞行控制，也有利于人的直观描述和理解，发射系坐标系作为导航坐标系是解决上述问题的一个简单途径。
紧组合方式是一种高水平的组合，但工作计算量大，硬件指标无法实时满足大规模的计算，精确补偿伪距误差有较大的困难，对导航组件的精度要求高，容易出现高延时，甚至卡顿的情况，在航空导航领域，卡顿、高延时的危害很多情况大于误差，因此在实际中紧组合效果很多情况下不适用。
发明内容
本发明提出了一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，本方案使用低成本的组合导航器的情况下，采用发射坐标系下的位置、速度组合，双通道独立工作并修正，保证了定位的连续性和可靠性；采用间接卡尔曼滤波方式，提出组合校正的方式，用误差的估计值输出修正惯导的同时反馈校正组合参数，减少导航误差，提高导航精度。
本发明的技术方案如下：
一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，包括
计算组合导航***误差方程，所述组合导航***误差方程包括，姿态误差的变化率方程、速度误差的时间导数方程和位置误差的时间导数方程；
计算组合导航***状态方程，选用位置误差、速度误差、平台误差、陀螺漂移和加速度计漂移作为状态变量；
计算组合导航***测量方程，根据卡尔曼滤波原理，建立SINS/BDS组合导航的***测量方程采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，
对计算结果进行滤波和校正。
作为本方案的进一步优化，所述姿态误差的变化率方程包括，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
，其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
分别为发射系下的姿态角速率误差和姿态角误差，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
为角速度的反对称矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
为陀螺仪的测量误差，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
为发射坐标下的姿态转换矩阵。
作为本方案的进一步优化，所述速度误差的时间导数方程包括，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
，其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
分别为发射系下的加速度误差和速度误差，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
是载体相对惯性空间的比力在载体系中的投影，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
为发射点初始重力加速度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE023
发射点对应的地球椭球面上地心半径矢径，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE025
为发射点到发射坐标系下弹道上任一点的矢径，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE027
加速度计的测量误差。
作为本方案的进一步优化，所述位置误差的时间导数方程包括，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE029
。
作为本方案的进一步优化，所述组合导航***状态方程还包括噪声，***的状态方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE030
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE032
为噪声驱动矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为***白噪声，***白噪声对应的方差阵为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE035
，状态转移矩阵F为
Figure DEST_PATH_IMAGE036
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE037
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE039
。
作为本方案的进一步优化，根据卡尔曼滤波原理，SINS/BDS组合导航的***测量方程为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE041
，
其中采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE043
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE045
为位置、速度量测白噪声
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE047
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE049
，Rins和Vins分别是惯导坐标系下的位置和速度，RBDS和VBDS分别是北斗坐标系下的位置和速度，其方差矩阵为：
Figure DEST_PATH_IMAGE050
，
观测矩阵为：
Figure DEST_PATH_IMAGE052
。
作为本方案的进一步优化，还包括对计算结果进行滤波和校正。
作为本方案的进一步优化，对计算结果进行滤波和校正步骤包括，通过***方程对捷联惯性导航误差进行实时预测，通过卫星导航的量测信息作为基线，对组合导航***误差进行修正，逐步递推进行，实现对组合导航***误差的最优估计。
本发明的工作原理及有益效果为：
本申请采用速度和位置误差的估计值，以及陀螺所输出的角增量最优估计值进行分析，应用以上多个估计值，可以在较低计算量的前提下，保证计算的精度。针对某型火箭弹改制超音速靶弹的弹道特征，结合工程上捷联惯导与北斗组合导航算法的实现复杂度和导航实际效果要求，在低成本导航组件的基础上提出了基于发射坐标系（LCEF）的超音速飞行体组合导航算法。该算法采用位置/速度组合方式，双通道独立工作并修正；采用间接卡尔曼滤波方式，并提出了组合校正的算法，用误差的估计值输出修正惯导的同时反馈校正组合参数。
本方法基于授权公告号为“CN111721291B”的发明专利 “一种发射系下捷联惯组导航的工程算法”，将载体坐标系下的导航方法和发射坐标系下的导航方法相结合，对比误差范围，来实现组合的方式实现导航，且计算量小，在硬件承受能力的前提下，极大增加了导航的精度。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为间接KLMAN滤波组合校正原理；
图2为KLMAN滤波解算及组合校正过程；
图3为具体实施例中火箭弹改制的超音速靶弹弹道；
图4为具体实施例中改制靶弹姿态角误差曲线；
图5为具体实施例中改制靶弹发射坐标系下位置误差曲线。
图6为卡尔曼滤波的方法流程图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都涉及本发明保护的范围。
具体实施方式，本发明所依靠的测量设备包括设置在飞行器的陀螺仪和加速度计，陀螺仪输出的是载体相对惯性空间转动的角速率在载体系中的投影的
Figure DEST_PATH_IMAGE054
；加速度计测量的是载体相对惯性空间的比力在载体系中的投影
Figure DEST_PATH_IMAGE056
。本方法依靠发射坐标系和载体坐标系，其中，发射坐标系( 发射系，g系) ，坐标原点与发射点固连，xg轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，yg轴垂直于发射点水平面指向上方，发射系为前上右坐标系。载体坐标系( 载体系，b系)，坐标原点为飞行器的质心，xb轴指向头部，yb轴在飞行器的主对称面内，向上为正，载体系为前上右坐标系。
如说明书附图1所示，本申请应用惯性导航建立模型进行预测，将预测结果与北斗导航***下的实际数据进行对比，通过卡尔曼滤波的方式对对比结果进行分析学习，并完善算法。
一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，包括
计算组合导航***误差方程，所述组合导航***误差方程包括，姿态误差的变化率方程、速度误差的时间导数方程和位置误差的时间导数方程；
所述姿态误差的变化率方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE002A
，其中
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
和
Figure DEST_PATH_IMAGE006A
分别为发射系下的姿态角速率误差和姿态角误差，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE057
为角速度的反对称矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为陀螺仪的测量误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE059
为发射坐标下的姿态转换矩阵。
Figure DEST_PATH_IMAGE012A
可以视为等同于授权公告号为“CN111721291B”的发明专利 “一种发射系下捷联惯组导航的工程算法”中的
Figure DEST_PATH_IMAGE061
。
所述速度误差的时间导数方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE063
，其中
Figure DEST_PATH_IMAGE064
，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
分别为发射系下的加速度误差和速度误差，
Figure 813824DEST_PATH_IMAGE019
是载体相对惯性空间的比力在载体系中的投影，
Figure DEST_PATH_IMAGE021A
为发射点初始重力加速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE023A
发射点对应的地球椭球面上地心半径矢径，
Figure DEST_PATH_IMAGE025A
为发射点到发射坐标系下弹道上任一点的矢径，
Figure DEST_PATH_IMAGE027A
加速度计的测量误差。
所述位置误差的时间导数方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
。
计算组合导航***状态方程，选用位置误差、速度误差、平台误差、陀螺漂移和加速度计漂移作为状态变量；
所述组合导航***状态方程还包括噪声，***的状态方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE068
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE032A
为噪声驱动矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE034A
为***白噪声，***白噪声对应的方差阵为
Figure DEST_PATH_IMAGE069
，状态转移矩阵F为
Figure DEST_PATH_IMAGE070
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE071
，
Figure DEST_PATH_IMAGE039A
。
计算组合导航***测量方程，采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，
所述组合导航***测量方程采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，
根据卡尔曼滤波原理，SINS/BDS组合导航的***测量方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE072
，
其中采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，
Figure DEST_PATH_IMAGE073
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE074
为位置、速度量测白噪声
Figure DEST_PATH_IMAGE075
、
Figure DEST_PATH_IMAGE076
，Rins和Vins分别是惯导坐标系下的位置和速度，RBDS和VBDS分别是北斗坐标系下的位置和速度，其方差矩阵为：
Figure 245811DEST_PATH_IMAGE050
，
观测矩阵为：
Figure DEST_PATH_IMAGE077
。
如说明书附图2所示，对计算结果进行滤波和校正，用卡尔曼滤波方式进行滤波校正。
对计算结果进行滤波和校正步骤包括，通过***方程对捷联惯性导航误差进行实时预测，通过卫星导航的量测信息作为基线，对组合导航***误差进行修正，逐步递推进行，实现对组合导航***误差的最优估计。
卡尔曼滤波方式应用经典的滤波公式即可，卡尔曼滤波的原理如说明书附图2和6所示，图2中应用的卡尔曼五个滤波公式的原理为，1.预估计X(k|k-1) = F(k,k-1)*X(k-1|k-1)；
2.计算预估计协方差矩阵，P(k|k-1) = F(k,k-1)*P(k-1|k-1)*F(k,k-1)'+Q(k)，Q(k) = U(k)×U(k)'
3.计算卡尔曼增益矩阵，K(k) = P(k|k-1)*H' / (H*P(k|k-1)*H' + R(k))，R(k)= N(k)×N(k)'；
4.计算更新后估计协防差矩阵，P(k|k) =（I-K(k)*H）*P(k|k-1)；
5.更新估计，X(k|k) = X(k|k-1)+K(k)*(Z(k)-H*X(k|k-1))。
其中变量的含义包括，
F(k,k-1):状态转移矩阵，也叫状态更新矩阵
X(k|k-1):根据k-1时刻的最优值估计k时刻的值
X(k-1|k-1):k-1时刻的最优值
P(k|k-1):X(k|k-1)对应的covariance（预测的不确定性协方差）
P(k-1|k-1):X(k-1|k-1)对应的covariance（不确定性协方差）
Q(k):***过程的covariance，主要是建模误差，舍入误差等。（又称为状态更新协方差）
R(k):测量过程的协方差，与传感器相关
H(k):观测矩阵转移矩阵
Z(k):k时刻的测量值
K：补偿系数（置信度）。
对计算结果进行滤波和校正步骤包括，通过***方程对捷联惯性导航误差进行实时预测，通过卫星导航的量测信息作为基线，对组合导航***误差进行修正，逐步递推进行，实现对组合导航***误差的最优估计。
具体实施例，如说明书附图3-5所示，其中横坐标皆为时间，反应各个参数随时间的变化曲线，其中图3是某型火箭弹改制的超音速靶弹的飞行轨迹，飞行时长95s，初始速度为0m/s，发射点参数为：纬度为34.2°，经度108.9°，高度为 0 m；射向为200°，俯仰角为42°，滚转角和偏航角为0°，陀螺常值漂移为0.5°/h，陀螺白噪声为0.05°/h，加速度计常值漂移为1×
Figure DEST_PATH_IMAGE079
g，加速度计白噪声为0.5×
Figure DEST_PATH_IMAGE079A
g；初始姿态误差为0.1°。
从曲线上可以看出，该改制靶弹组合导航***俯仰角、偏航角的估计误差曲线（滚转角设为0，弹体不滚转），俯仰角稳态误差值约为0.03°，而偏航角误差收敛稳态误差值约为0.01°以内；靶弹在发射系下的位置误差都在10米以内，并能够快速收敛到3 米以内。仿真试验的结果表明，本文提出的一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法具有较高的导航精度。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，其特征在于，包括
计算组合导航***误差方程，所述组合导航***误差方程包括，姿态误差的变化率方程、速度误差的时间导数方程和位置误差的时间导数方程；
计算组合导航***状态方程，选用位置误差、速度误差、平台误差、陀螺漂移和加速度计漂移作为状态变量；
计算组合导航***测量方程，根据卡尔曼滤波原理，建立SINS/BDS组合导航的***测量方程采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，
对计算结果进行滤波和校正，
所述姿态误差的变化率方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE002
，其中
Figure DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure DEST_PATH_IMAGE006
分别为发射系下的姿态角速率误差和姿态角误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为角速度的反对称矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
为陀螺仪的测量误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
为发射坐标下的姿态转换矩阵，
所述速度误差的时间导数方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
，
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
分别为发射系下的加速度误差和速度误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE019
是载体相对惯性空间的比力在载体系中的投影，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为发射点初始重力加速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE023
发射点对应的地球椭球面上地心半径矢径，
Figure DEST_PATH_IMAGE025
为发射点到发射坐标系下弹道上任一点的矢径，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
加速度计的测量误差。
2.根据权利要求1所述的一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，其特征在于，所述位置误差的时间导数方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE029
。
3.根据权利要求1所述的一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，其特征在于，所述组合导航***状态方程还包括噪声，***的状态方程包括，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为噪声驱动矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为***白噪声，***白噪声对应的方差阵为
Figure DEST_PATH_IMAGE037
，状态转移矩阵F为
Figure DEST_PATH_IMAGE039
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
，
Figure DEST_PATH_IMAGE043
。
4.根据权利要求1所述的一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，其特征在于，根据卡尔曼滤波原理，SINS/BDS组合导航的***测量方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE045
，
其中采用惯组与卫星的测量的位置、速度的差值作为滤波的测量值，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE049
为位置、速度量测白噪声
Figure DEST_PATH_IMAGE051
、
Figure DEST_PATH_IMAGE053
，Rins和Vins分别是惯导坐标系下的位置和速度，RBDS和VBDS分别是北斗坐标系下的位置和速度，其方差矩阵为：
Figure DEST_PATH_IMAGE055
，
观测矩阵为：
Figure DEST_PATH_IMAGE057
。
5.根据权利要求1所述的一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，其特征在于，还包括对计算结果进行滤波和校正。
6.根据权利要求5所述的一种发射系下的SINS/BDS组合导航工程算法，其特征在于，对计算结果进行滤波和校正步骤包括，通过***方程对捷联惯性导航误差进行实时预测，通过卫星导航的量测信息作为基线，对组合导航***误差进行修正，逐步递推进行，实现对组合导航***误差的最优估计。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115790589B (zh) * 2023-01-09 2023-05-02 西北工业大学 一种发射系无误差捷联惯性导航方法
CN117556740B (zh) * 2024-01-10 2024-03-22 水利部交通运输部国家能源局南京水利科学研究院 一种喷射冷却液滴飞行路径计算方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111721291A (zh) * 2020-07-17 2020-09-29 河北斐然科技有限公司 一种发射系下捷联惯组导航的工程算法
AU2020103939A4 (en) * 2020-12-08 2021-02-11 Xi'an University Of Architecture And Technology Polar Integrated Navigation Algorithm of SINS / GPS Based on Grid Framework
CN113050143A (zh) * 2021-06-02 2021-06-29 西北工业大学 一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法
CN113847913A (zh) * 2021-08-27 2021-12-28 南京理工大学 一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法
CN114993296A (zh) * 2022-04-19 2022-09-02 北京自动化控制设备研究所 一种制导炮弹高动态组合导航方法
CN114993305A (zh) * 2022-06-30 2022-09-02 西北工业大学 一种基于发射坐标系的制导炮弹组合导航方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9734723B1 (en) * 2015-07-15 2017-08-15 Exelis Inc. Process and system to register and regulate unmanned aerial vehicle operations

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111721291A (zh) * 2020-07-17 2020-09-29 河北斐然科技有限公司 一种发射系下捷联惯组导航的工程算法
AU2020103939A4 (en) * 2020-12-08 2021-02-11 Xi'an University Of Architecture And Technology Polar Integrated Navigation Algorithm of SINS / GPS Based on Grid Framework
CN113050143A (zh) * 2021-06-02 2021-06-29 西北工业大学 一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法
CN113847913A (zh) * 2021-08-27 2021-12-28 南京理工大学 一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法
CN114993296A (zh) * 2022-04-19 2022-09-02 北京自动化控制设备研究所 一种制导炮弹高动态组合导航方法
CN114993305A (zh) * 2022-06-30 2022-09-02 西北工业大学 一种基于发射坐标系的制导炮弹组合导航方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
高超声速飞行器发射坐标系导航算法;陈凯等;《宇航学报》;20191030;第40卷(第10期);第2-3节 *

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