偏振光及红外传感器辅助惯导系统定姿方法

摘要

本发明偏振光及红外传感器辅助惯导系统定姿方法属于飞行器姿态测量与估计技术领域，涉及一种偏振光及红外传感器辅助惯导系统定姿方法。该方法采用偏振光传感器、红外传感器测量飞行器的航向角、横滚角、俯仰角与惯性导航系统中陀螺仪测量的三维姿态角进行卡尔曼滤波，将所得最优估计姿态角反馈至惯性导航系统中，提高惯性导航系统的测量精度，本发明将两种方式测量的捷联矩阵进行最优化融合，将融合后结果反馈至惯导系统对其矫正，由惯导系统向用户输出飞行器的位置、速度。本发明中所用传感器均属于自主导航器件，不易受外界干扰，较GPS、北斗等导航方式，具有一定的防欺骗性和隐蔽性。

主权项

1.一种偏振光及红外传感器辅助惯导系统定姿方法，其特征在于，该方法采用偏振光传感器、红外传感器测量飞行器的航向角、横滚角、俯仰角与惯性导航系统中陀螺仪测量的三维姿态角进行卡尔曼滤波，将所得最优估计姿态角反馈至惯性导航系统中，提高惯性导航系统的测量精度，方法具体步骤如下：步骤一：采集红外传感器和偏振光传感器输出的数据，确定飞行器的横滚角φ_IR、俯仰角θ_IR、航向角ψ_P，建立组合系统的初始捷联矩阵$C_b^n=\begin{array}{c}\left[\begin{array}{ccc}\cos {\theta }_{\mathrm{IR}}\cos {\Psi }_P& -\cos {\phi }_{\mathrm{IR}}\sin {\Psi }_P+\sin {\phi }_{\mathrm{IR}}\sin {\theta }_{\mathrm{IR}}\cos {\Psi }_P& \sin {\phi }_{\mathrm{IR}}\sin {\Psi }_P+\cos {\phi }_{\mathrm{IR}}\sin {\theta }_{\mathrm{IR}}\cos {\Psi }_P\\ \cos {\theta }_{\mathrm{IR}}\sin {\Psi }_P& \cos {\phi }_{\mathrm{IR}}\cos {\Psi }_P+\sin {\phi }_{\mathrm{IR}}\sin {\theta }_{\mathrm{IR}}\sin {\Psi }_{\mathrm{IR}}& -\sin {\phi }_{\mathrm{IR}}\cos {\Psi }_P+\cos {\phi }_{\mathrm{IR}}\sin {\theta }_{\mathrm{IR}}\sin {\Psi }_P---\left(1\right)\\ -\sin {\theta }_{\mathrm{IR}}& \sin {\phi }_{\mathrm{IR}}\cos {\theta }_{\mathrm{IR}}& \cos {\phi }_{\mathrm{IR}}\cos {\theta }_{\mathrm{IR}}\end{array}\right]\end{array}$其中，φ_INFθ_INF分别为红外传感器的横滚角、俯仰角，ψ_P为偏振光传感器的航向角；步骤二：采集加速度计输出，将输出f^b通过捷联矩阵投影到导航系（n）得到fⁿ，如公式(2)，经过修正Coriolis影响，积分运算得到导航系下的速度Vⁿ，从而得到n系相对e系的角速度在n系下的投影$f^n=C_b^n{f}^b---\left(2\right)$步骤三：利用更新n系与e系的坐标变换矩阵并根据经纬度信息与坐标变换矩阵之间的关系得到实时经纬度信息，矩阵更新可通过解算微分方程实现；步骤四：采集陀螺仪的输出除去在载体系(b)下的投影得到如公式（3），利用更新捷联矩阵得到惯导系统输出的横滚角φ_g、俯仰角θ_g、航向角ψ_g；${\omega }_{\mathrm{nb}}^b={\omega }_{\mathrm{ib}}^b-{\omega }_{\mathrm{in}}^b={\omega }_{\mathrm{ib}}^b-C_n^b{\omega }_{\mathrm{in}}^n---\left(3\right)$其中为导航系与惯性系之间的旋转角速度在导航系下的投影；为系统捷联矩阵转置形式；为陀螺仪的输出；捷联矩阵更新可通过解算微分方程式（4）实现：${\stackrel{·}{C}}_b^n=C_b^n·{\Omega }_{\mathrm{nb}}^b---\left(8\right)$其中，为向量的反对称矩阵，即${\Omega }_{\mathrm{nb}}^b=\left[\begin{array}{ccc}0& -{\omega }_{\mathrm{nbZ}}^b& {\omega }_{\mathrm{nby}}^b\\ {\omega }_{\mathrm{nbZ}}^b& 0& -{\omega }_{\mathrm{nbx}}^b\\ -{\omega }_{\mathrm{nby}}^b& {\omega }_{\mathrm{nbx}}^b& 0\end{array}\right]$步骤五：采集红外传感器和偏振光传感器输出的数据，确定飞行器三维姿态角φ_IRθ_IRψ_P，与步骤四中陀螺仪得到的姿态角进行卡尔曼滤波得到最优估计三维姿态角步骤六：将最优估计姿态角组成捷联矩阵反馈至惯性系统中修正位置和姿态的运算公式，其修正过程分三个部分：(1)修正步骤二中公式(2)的系统捷联矩阵得到由加速度计的输出f^b投影到导航系的新向量fⁿ；(2)修正步骤四中公式(3)系统捷联矩阵的转置形式，得到在载体系(b)下的新投影(3)修正步骤四中公式(4)的系统捷联矩阵通过解算微分方程得到新的捷联矩阵；步骤七：重复步骤二至步骤六过程，实现系统实时输出飞行器的位置、速度、姿态信息。