捷联惯导_星敏感器组合导航技术研究

惯性坐标系之间的转换关系是能够实时计算得到 的 ,所以本文即认为在经过一系列坐标变换以后 ,星 敏感器最后输出的是本体坐标系相对于地理坐标系 的相关姿态信息 。
3 组合导航系统工作原理
捷联惯导系统 SI N S /星敏感器 CCD 组合导航 的工作原理见图 1。捷联惯导系统和星敏感器分别 输出飞行器的姿态转换矩阵信息 。经坐标变换后 , 卡尔曼滤波器接收两个导航子系统输出的相对导航 坐标系的姿态转换矩阵元素的差值 , 同时将捷联惯 导系统输出的姿态转换矩阵中的元素作为组合导航 系统测量矩阵的相应数据 。通过采用 Kalm an 滤波 反馈校正的方式对捷联惯导系统和星敏感器输出的 姿态转换矩阵信息进行数据融合 , 估计出系统的各 个误差状态量 ,然后用系统误差估计值去校正捷联 惯导系统力学编排中的相应导航参数 , 即将系统误 差估计值反馈到捷联惯导系统的内部 , 最后输出有 关飞行器导航参数的最优估计 。
Oct12005 Vol123, No. 5
航 天 控 制 Aerospace Control
・31・
捷联惯导 /星敏感器组合导航技术研究
王 鹏 张迎春 强文义 张荣林
哈尔滨工业大学卫星技术研究所 , 哈尔滨 150001
3
摘 要 针对在捷联惯导系统中陀螺的误差存在随着时间积累而逐渐增大的缺 点 ,提出了捷联惯导系统 +星敏感器的组合导航方案 , 并进行了仿真及结果分 析 。以 Kalm an滤波为基础 ,通过将捷联惯导系统和 CCD 光学传感器所测得的 飞行器相关姿态信息进行数据融合 ,估计出组合导航系统的误差状态量 ,进而修 正捷联惯导系统的位置 、 速度和姿态角 。详细推导了捷联惯导 +星敏感器组合 导航的算法 ,并通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性 。 主题词 捷联惯导系统 星敏感器 组合导航 卡尔曼滤波 中图分类号 : V249. 3 文献标识码 : A 文章编号 : 1006 2 3242 ( 2005 ) 05 2 0031 2 06
tem , a schem e of in teg ra ted strapdow n inertia l naviga tion system / sta r sensor is proposed and the sim u la tion resu lts a re g iven. The strapdow n inertia l naviga tion system and cha rge coupled device ( CCD ) can provide correspond ing a ttitude da ta. Fusing these da ta can estim a te the error sta te va lue of in teg ra ted naviga tion system and correct the position of a ircraft, velocity and a ttitude ang le based on Kal m an filtering. The a lgo2 rithm of in teg ra ted strapdow n inertia l naviga tion system / sta r sensor in teg ra ted naviga tion system is educed. S im u la tion resu lts show tha t the proposed system is feasible and the a lgorithm is effective .
VE R +h
vg — — — 陀螺随机白噪声漂移 。
4. 3 加速度计误差模型
δ VZ -
φ V E V Z + VN V E tan
( R + h)
2 2
δ h +
加速度计是捷联惯导系统中另一个重要元件 , 用于测量载体的线性运动参数 (比力 ) , 考虑加速度 计的主要误差项 ,其误差模型可表示为 :
・32・
航 天 控 制
2005 年
的位置 、 速度和姿态 。捷联惯导系统具有不依赖外 界信息 、 隐蔽性好 、 抗干扰能力强 、 全天候等优点 。 但是由于捷联惯导系统中陀螺的误差存在随着时间 积累而逐渐增大的缺点 , 这对飞行时间较长而且又 需要高精度定位要求的飞行器来说 , 是无法克服的 弱点 。 星敏感器也称星跟踪器 , 是一个 CCD ( Charge Coup led Device ) 的传感器 。它通过由 CCD 相机拍 摄到的星图 ,经过恒星的提取 、 星图识别 、 星图跟踪 、 姿态计算等一系列的计算 , 确定星敏感器光轴在惯 性空间的瞬时指向 , 从而确定飞行器的姿态 。星敏 感器的突出特点是自主性强 、 无姿态积累误差 、 视场 不受限制 、 确定飞行器姿态的精度可以达到角秒级 , 所以星敏感器也是目前精度最高的姿态敏感仪器 。 目前较常用的组合导航方式为惯性导航系统 + GPS导航系统 ,但是由于 GPS导航系统存在着诸多 的缺点 : ( 1 ) GPS导航系统由美国国防部直接控制 , 使 用权受制于人 ,是不能绝对依赖的系统 。 ( 2 )当飞行器作大机动运动时 , 环路极易失锁 , 此时 , GPS信号会完全丢失 ,不利于进行导航 。 因此本文提出将捷联惯导系统和星敏感器相结 合的导航方案 ,利用星敏感器自主性强 、 输出高精度 姿态信息的特点 ,实时对捷联惯导系统输出的飞行 器导航数据信息进行修正 , 使导航系统的精度和实 时性都得到很大提高 。
VZ VN R +h
(其数学模型为 :
= -
r
/ Ta + va , Ta 是一阶马尔
δ VZ +
2
φ VN V Z + V E tan
( R + h)
2
2δΒιβλιοθήκη h NΩ co s φ+ 2 δ VZ = 2
V E + VN ( R + h)
・
2 2 2
V E sec φ φ + <E fZ - <Z fE + V Eδ R +h
Subject term s S trapdow n inertia l naviga tion system S ta rs sensor In teg ra ted naviga tion Kalm an
filtering
tion System )是基于惯性测量元件和导航计算机构
1 引 言
捷联惯导系统 SI N S ( Strapdown Inertial Naviga2
成的多功能自主式导航系统 。捷联惯导系统通过惯 性敏感元件 (陀螺仪和加速度计 ) 敏感飞行器相对 惯性空间的角速度和加速度 , 实时输出飞行器当前
3 国家安全重大基础研究项目 ( 973 ) 收稿日期 : 2004 2 08 2 30 作者简介 : 王 鹏 ( 1979 ～) ,男 ,湖北荆州人 ,博士研究生 ,研究方向为组合导航 、 卫星姿态控制等 ; 张迎春 ( 1961 ～ ) , 男 ,哈尔滨人 ,教授 (博士生导师 ) ,研究方向为组合导航和卫星姿态控制等 ; 强文义 ( 1937 ～ ) , 男 ,江苏无锡人 ,教授 (博士生导师 ) ,研究方向为智能控制 、 复杂系统控制与决策等 ; 张荣林 ( 1979 ～ ) ,男 ,山东茌平人 ,硕士研究生 ,研究 方向为卫星容错组合导航 。
3 个随机一阶马尔柯夫过程漂移
r
・
VN VE δ δ VN + 2 Ω co s VE φ+ R +h R +h
Z
δ Ω sin φ φ + <N fE - <E fN + h - 2 V Eδ
ⅲ. “ 数学 ” 平台姿态角误差方程 <E
VE VE = Ω sin φ+ φ <N - Ω co s φ+ tan R +h R +h
=
r
φ φV E ) + 2 (Ω co s VN +Ω sin δ φ + <Z fN - <N fZ + δ VN = δ VE ・
VN V E sec φ R +h
E
+ vb
( 2)
式中 :
— — — 加速度计测量误差 ; — — 加速度计随机一阶马尔柯夫过程漂移 r—
・
r
φ V E tan δ VN - 2 Ω sin φ+ R +h R +h
4 组合导航系统状态方程的建立
4. 1 捷联惯导系统误差方程
φ, δ λ, δ 捷联惯导系统误差包括 : 位置误差 δ h, 速度误差 δ VΕ , δ VN , δ V Z 和平台姿态角误差 <E , <N , <Z ,所对应的误差方程分别为 : ⅰ. 位置误差方程 δ VN ・ δ φ = δ λ=
・
R +h
-
VNδ h ( R + h)
2
1
( R + h ) cos φ
( δ φ) VE + VEδ φ tan
δ hVE
( R + h ) cos φ
2
δ h =δ VZ
・
第 23 卷 第 5期
王 鹏等 : 捷联惯导 /星敏感器组合导航技术研究
・33・
ⅱ. 速度误差方程 φ - VZ VN tan ・ φ V E tan δ δ δ VE = 2 VN + VE Ω sin φ+ R +h R +h Ω co s φ+ 2
Strapdown Inertia l Nav iga tion System / Star Sen sor In tegra ted Nav iga tion System Techn ique