一种远程高精度自主组合导航定位方法

摘要

本发明涉及一种远程高精度自主组合导航定位方法，其特征是在飞行器的飞行全程以捷联惯性导航系统(SINS)为主导航系统，在主动段(或中段)辅以一种基于最小二乘微分校正的天文解析三维定位方法(CNS)提供的三维高精度位置和姿态角信息，在再入段(末端)利用合成孔径雷达(SAR)穿透能力强、分辨精度高、全天后的特点，当飞行器再入大气层后，再通过运动补偿后SAR景象匹配提供的精确位置信息和航向信息对SINS进行修正，从而可提高飞行器的落点(命中)精度，并且对消除或减小非制导误差有显著作用。本发明具有自主性及高精度的优点，可用于提高远程弹道导弹、远程巡航导弹、长航时无人机等远程飞行器的导航定位精度。

主权项

1.一种远程高精度自主组合导航定位方法，其特征在于步骤如下：(1)飞行器的飞行全程以捷联惯性导航系统SINS为主导航系统，首先综合SINS的加速度误差、速度误差、位置误差和平台失准角误差方程，建立SINS/CNS/SAR的组合系统状态方程；所述建立的SINS/CNS/SAR组合系统状态方程如下：综合加速度误差、速度误差、位置误差和平台失准角误差方程，选取状态变量为三个平台失准角、发射点惯性坐标系下的三个速度误差和三个位置误差、三个陀螺仪常值漂移和三个加速度计常值偏置，即状态变量选为：$X\left(t\right)={\left[\begin{array}{ccccccccccccccc}{\phi }_x& {\phi }_y& {\phi }_z& {\mathrm{\delta V}}_x& {\mathrm{\delta V}}_y& {\mathrm{\delta V}}_z& \mathrm{\delta x}& \mathrm{\delta y}& \mathrm{\delta z}& {ϵ}_x& {ϵ}_y& {ϵ}_z& {▿}_x& {▿}_y& {▿}_z\end{array}\right]}^T$从而可以得到如下系统状态方程：$\stackrel{·}{X}\left(t\right)=F\left(t\right)X\left(t\right)+G\left(t\right)W\left(t\right)$其中：$F\left(t\right)=\left[\begin{array}{ccccc}{0}_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& C_b^i& 0_{3\times 3}\\ F_b& 0_{3\times 3}& F_a& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}\\ 0_{3\times 3}& I_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}\\ 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}\\ 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}\end{array}\right],$$G\left(t\right)=\left[\begin{array}{cc}{C}_b^i& 0_{3\times 3}\\ 0_{3\times 3}& C_b^i\\ 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}\\ 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}\\ 0_{3\times 3}& 0_{3\times 3}\end{array}\right],$$W\left(t\right)=\left[\begin{array}{c}{W}_{{ϵ}_x}\\ W_{{ϵ}_y}\\ W_{{ϵ}_z}\\ W_{{▿}_x}\\ W_{{▿}_y}\\ W_{{▿}_z}\end{array}\right].$式中，为陀螺仪误差；为加速度计误差；(2)在飞行主动段，采用SINS/CNS组合导航定位模式，CNS为天文导航系统，利用星敏感器提供的姿态角信息及快速间接敏感地平天文解析定位方法提供的飞行器三维位置信息，定时对SINS的误差进行校正；所述快速间接敏感地平天文解析定位方法，具体步骤为：a.观测n颗折射星的位置矢量u_s1、u_s2、……、u_sn，得到折射视高度的n个观测值并组成如下观测向量b.选择一个初始的位置矢量r₀，由量测方程计算得到折射视高度的n个计算值h_a1(r₀)、h_a2(r₀)、……、h_an(r₀)，并组成计算向量H(r₀)；c.线形化非线性观测方程组。将观测向量在计算向量H(r₀)处作一阶泰勒展开，得到d.求微分校正量Δr的最小二乘解，就是求Δr使残差V的平方和最小，即极小化如下目标函数J＝V^TV，将目标函数J对微分校正量Δr求偏微分，并令偏导数为零，解正则方程，可得微分校正量Δr的最小二乘解为e.得到修正后的飞行器位置矢量r₁；f.当满足迭代终止条件时迭代结束；否则，以新的位置矢量r₁从第(2)步重新计算；(3)在飞行的再入段，采用SINS/SAR组合导航模式，通过合成孔径雷达SAR运动补偿系统，补偿由天线相位中心对理想平移航迹的杂散偏离所引起的SAR回波信号的相位畸变误差，然后利用SAR景象匹配提供的高精度位置信息和航向角信息对SINS进行修正；(4)根据每个飞行阶段SINS/CNS/SAR组合导航的工作模式，分别建立SINS/CNS和SINS/SAR组合系统量测方程；所述分别建立的SINS/CNS和SINS/SAR组合导航系统量测方程为：a.取SINS和CNS解算的在发射点惯性系下的位置信息和姿态角信息之差作为观测量，得到SINS/CNS子组合系统量测方程为：$Z_1\left(t\right)=\left[\begin{array}{c}{Z}_{11}\left(t\right)\\ Z_{12}\left(t\right)\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{H}_{11}\left(t\right)\\ H_{12}\left(t\right)\end{array}\right]·X\left(t\right)+\left[\begin{array}{c}{V}_{11}\\ V_{12}\end{array}\right]$$=H_1\left(t\right)X\left(t\right)+V_1\left(t\right)$式中，$Z_{11}\left(t\right)=\left[\begin{array}{c}{\psi }_{\mathrm{SINS}}-{\psi }_{\mathrm{CNS}}\\ {\theta }_{\mathrm{SINS}}-{\theta }_{\mathrm{CNS}}\\ {\gamma }_{\mathrm{SINS}}-{\gamma }_{\mathrm{CNS}}\end{array}\right],$V₁₁＝[v₁，v₂，v₃]^T为星敏感器量测的姿态角信息包含的高斯白噪声，V₁₂＝[v₄，v₅，v₆]^T为CNS用解析法得到位置信息所含的零均值的高斯白噪声；b.将SINS和SAR输出的航向角信息与位置信息相减，并将差值作为观测量，得到SINS/SAR组合系统量测方程为：Z₂(t)＝H₂(t)X(t)+V₂(t)式中，$Z_2\left(t\right)=\left[\begin{array}{c}{\psi }_{\mathrm{SINS}}-{\psi }_{\mathrm{SAR}}\\ (L_{\mathrm{SINS}}-L_{\mathrm{SAR}})R_M\\ ({\lambda }_{\mathrm{SINS}}-{\lambda }_{\mathrm{SAR}})R_N\cos L\\ h_{\mathrm{SINS}}-h_b\end{array}\right],$V₂(t)＝[v₇ v₈ v₉ v₁₀]^T为零均值的高斯白噪声；(5)利用飞行器不同飞行阶段所建的SINS/CNS/SAR组合系统状态方程、SINS/CNS和SINS/SAR量测方程，利用卡尔曼滤波对系统的导航误差进行最优估计，再通过反馈校正对SINS系统的导航参数进行精确修正，以提高弹道导弹的命中精度。