导航/稳瞄一体化系统的导航、稳瞄方法

摘要

一种导航/稳瞄一体化系统的导航、稳瞄方法，属惯性导航领域。该导航方法是利用安装在光电稳瞄平台上的惯性测量单元实现载体定姿、定位。具体步骤是：采集惯性测量单元的信号；稳瞄平台下的快速精确初始对准；基于车载稳瞄平台的惯性导航算法；车辆航姿信息解算及误差分析；惯导系统与惯性器件的误差分析、建模与补偿；惯导/里程仪/GPS多信息容错组合导航。本导航方法改进了已有技术中稳瞄和导航系统不能同时工作，以及一体化系统无法提供全面导航信息的不足，能为载体(战车)提供实时、精确、完整的导航姿态信息和导航定位信息，能提高战车的战场生存能力和综合作战能力。

主权项

1.一种导航/稳瞄一体化系统的导航、稳瞄方法，其特征在于稳瞄平台上安装惯性测量单元实现载体定姿、定位，通过以下步骤实现：(1)惯性测量单元信号采集步骤：采集惯性测量单元中光纤陀螺与MEMS加速度计的输出信号，得到惯导系统的角速度和比力；(2)稳瞄平台下的快速精确初始对准步骤：利用稳瞄平台具有的随机调转特性，设计了一种快速而精确的转动基座初始对准方法，即在稳瞄平台绕其航向轴连续转动的条件下，建立系统状态方程误差状态量其中δV_N、δV_E为水平速度误差沿北、东方向的分量，φ_N、φ_E、φ_D为平台误差角在北、东、地方向的分量；为加速度计的零偏；ε_x、ε_y、ε_z为陀螺漂移状态转移矩阵，状态转移矩阵其中Ω_D，Ω_N为地球自转角速度在地向与北向的分量，c₁₁′＝cosγcosφ+sinγsinθsinφ、c₁₂′＝cosθsinφ、c₁₃′-sinγcosφ-cosγsinθsinφ、c₂₁′＝-cosγsinφ+sinγsinθcosφ、c₂₂′＝cosθcosφ、c₂₃′＝-sinγsinφ-cosγsinθcosφ、c₃₁′＝-sinγcosθ、c₃₂′＝sinθ、c₃₃′＝cosγcosθ分别为C_bⁿ中的各元素，γ为平台横滚角、θ为平台俯仰角、φ为平台航向角，C_bⁿ为平台姿态转移矩阵C_n^b的转置矩阵，C_n^b由横滚角γ、俯仰角θ、航向角φ的三角函数构成，即g为当地重力加速度，W＝[w₁ w₂ w₃ w₄ w₅]，式中w₁、w₂为等效北向、东向的加速度计白噪声分量，w₃、w₄、w₅为等效北向、东向、地向的陀螺仪白噪声分量，再建立系统观测方程式中δV_N、δV_E分别为水平速度误差沿北、东方向的分量，X定义同上，V为观测噪声矢量，通过增加东向与北向加速度计输出f_N、f_E作为观测量，扩展观测方程为式中X定义同上，V′为观测量扩展后的观测噪声矢量，c₁₁′、c₁₂、c₂₁′、c₂₂′定义同上，运用卡尔曼滤波器，快速估计惯导系统的初始平台误差角φ_N、φ_E、φ_D并反馈给导航系统进行补偿，得到惯导系统精确的初始横滚角、俯仰角、航向角信息；(3)基于车载稳瞄平台的惯性导航解算步骤：该步骤由高精度姿态解算与速度、位置解算组成，惯导系统姿态解算首先利用公式计算机体相对导航坐标系角速率ω_nb^b，式中ω_ib^b为稳瞄平台上陀螺仪的直接输出，ω_in^b可通过车体速度在导航下投影、地球自转角速度ω_ie以及上个周期的姿态转移矩阵C_n^b求得，然后采用四元数微分方程求解姿态转移矩阵C_n^b对应的的四元数，式中l为四元数计算的时间间隔，分别为在一次姿态解算周期内对陀螺仪输出进行3次采样的角速率，即采用3子样采样方法补偿陀螺非定轴转动时，角速度矢量积分产生的计算误差。姿态更新周期h＝0.02s，将得到的四元数利用公式进行规范化，式中为直接由四元数微分方程计算得到的四元数，而设规范化后的四元数为其中为相互正交的单位食量，然后将规范化后的四元数通过公式生成姿态转移矩阵C_n^b，C_n^b定义同上，最后利用公式从C_n^b中提取横滚角γ、俯仰角θ、航向角φ信息，其中c′₁₁、c′₁₂、c′₁₃、c′₂₁、c′₂₂、c′₂₃、c′₃₁、c′₃₂、c′₃₃分别为姿态转移矩阵C_n^b的各元素，定义同上，惯导系统速度、位置解算方法则将加速度计输出通过平台C_n^b的转置矩阵C_bⁿ从载体坐标系转换到导航坐标系，并通过解算比力微分方程得到导航系统速度v_ep，再将导航系统速度v_ep经过一次积分得到导航系统位置，式中f为加速度计输出，ω_ie为地球自转角速度，ω_ep为稳瞄平台相对于地球的角速度；(4)车辆航姿信息解算及误差分析步骤：借助稳定平台的测角元件和炮塔转角测量元件，测量出平台相对于炮塔姿态转移矩阵C_B^b，$C_B^b=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos {\lambda }_P& \sin {\lambda }_P\\ 0& -\sin {\lambda }_P& \cos {\lambda }_P\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}{\cos \theta }_P& 0& -\sin {\theta }_P\\ 0& 1& 0\\ {\sin \theta }_P& 0& {\cos \theta }_P\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}{\cos \psi }_P& {\sin \psi }_P& 0\\ {-\sin \psi }_P& \cos {\psi }_P& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ψ_P，θ_P，γ_P为稳瞄平台相对于炮塔的三个转角；炮塔相对于车辆的姿态转移矩阵C_V^B，ψ_VB为炮塔相对于车体的航向角；同时稳定平台上的惯导系统输出上述平台的姿态转移矩阵C_n^b，利用上述平台相对于炮塔姿态转移矩阵C_B^b、炮塔相对于车辆的姿态转移矩阵C_V^B、平台的姿态转移矩阵C_n^b三个矩阵信息可以解算出车辆的横滚角、俯仰角、航向角信息，并对姿态误差进行分析与修正；(5)惯导系统和惯性器件的误差分析、建模和补偿步骤：惯导系统的误差分为数学平台误差、速度误差和位置误差，数学平台误差模型为$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{·}{\phi }}_n=\frac{\delta V_e}{R_N+h}-{\omega }_{\mathrm{ie}}\sin \mathrm{L\delta L}-({\omega }_{\mathrm{ie}}\sin L+\frac{V_e}{R_N+h}\mathrm{tgL}){\phi }_e+\frac{V_n}{R_M+h}{\phi }_d-{ϵ}_n^n\\ {\stackrel{·}{\phi }}_e=-\frac{{\mathrm{\delta V}}_n}{R_M+h}+({\omega }_{\mathrm{ie}}\sin L+\frac{V_e}{R_N+h}\mathrm{tgL}){\phi }_n+({\omega }_{\mathrm{ie}}\cos L+\frac{V_e}{R_N+h}){\phi }_d-{ϵ}_e^n\\ {\stackrel{·}{\phi }}_d=-\frac{\delta V_e}{R_N+h}\mathrm{tgL}-({\omega }_{\mathrm{ie}}\cos L+\frac{V_e}{R_N+h}{\sec }^{2}L)\mathrm{\delta L}-({\omega }_{\mathrm{ie}}\cos L+\frac{V_e}{R_e}){\phi }_e-\frac{V_n}{R_M+h}{\phi }_n-{ϵ}_d^n\end{array}\right.$，式中φ_n、φ_e和φ_d分别为北向、东向、地向的平台误差角；v_e、v_n分别为东向与北向速度；ω_ie为地球自转角速度；L为当地纬度，δL为纬度误差；R_M为地球子午圈半径，R_N为地球卯酉圈半径；h为当地海拔高度；ε_nⁿ、ε_eⁿ、ε_dⁿ分别为北向、东向和地向陀螺仪噪声，速度误差模型为$\left\{\begin{array}{c}\delta {\stackrel{·}{V}}_n=-f_d{\phi }_e+f_e{\phi }_d+\frac{V_d}{R_M+h}\delta V_n-(2{\omega }_{\mathrm{ie}}\sin L+\frac{V_e}{R_N+h}\mathrm{tgL})\delta V_e+\frac{V_n}{R_M+h}\delta V_d\\ -(2{\omega }_{\mathrm{ie}}\cos L+\frac{V_e}{R_N+h}{\sec }^{2}L)V_e\mathrm{\delta L}+{▿}_n\\ \delta {\stackrel{·}{V}}_e=f_d{\phi }_n+(2{\omega }_{\mathrm{ie}}\sin L+\frac{V_e}{R_N+h}\mathrm{tgL}){\mathrm{\delta V}}_n+(\frac{V_n}{R_M+h}\mathrm{tgL}+\frac{V_d}{R_M+h})\delta V_e+(2{\omega }_{\mathrm{ie}}\cos L+\frac{V_e}{R_N+h})\delta V_d\\ +(2{\omega }_{\mathrm{ie}}{V}_n\cos L+\frac{V_e}{R_N+h}{V}_n{\sec }^{2}L-2{\omega }_{\mathrm{ie}}{V}_d\sin L)\mathrm{\delta L}-2{\omega }_{\mathrm{ie}}{V}_d\sin L)\mathrm{\delta L}-f_n{\phi }_d+{▿}_e\\ \delta {\stackrel{·}{V}}_d=-f_e{\phi }_n+f_n{\phi }_e-\frac{{2V}_n}{R_M+h}\delta V_n-2({\omega }_{\mathrm{ie}}\cos L+\frac{V_e}{R_N+h})\delta V_e\\ +{2V}_e{\omega }_{\mathrm{ie}}\sin \mathrm{L\delta L}-\frac{2g}{R_M+h}\mathrm{\delta h}+{▿}_d\end{array}\right.$，式中δV_n、δV_e、δV_d为北向、东向、地向的速度误差，f_n、f_e、f_d分别为北向、东向、地向的加速度计输出；δh为海拔高度误差；分别为北向、东向、天向加速度计误差；其余变量定义同上，$\delta \stackrel{·}{L}=\delta V_n/(R_M+h)$$\delta \stackrel{·}{\lambda }=\delta V_e/(R_N+h)\cos L+V_e/(R_N+h)\sec \mathrm{LtgL\delta L}$位置误差方程为，式中δλ为经度误差，其他变量定义同上，惯性器件误差则是一类强非线性误差，陀螺漂移误差考虑主要由三部分组成：ε^b＝ω_g+ε_c+ε_r，式中ω_g为随机白噪声漂移，其均方差为σ_g，ε_c为随机常值漂移，ε_r为随机一阶马尔柯夫过程漂移，设三个轴向的陀螺误差模型相同，均为：式中T_r为相关时间，ω_r是均方差为σ_r的马尔柯夫过程驱动白噪声，加速度计误差模型一般考虑为一阶马尔柯夫过程，且三个轴向的加速度计误差模型相同：式中，T_a是马尔柯夫过程的相关时间，ω_a是均方差为σ_a的驱动白噪声，采用里程仪与惯导之间的速度误差、位置误差作为观测量，以卡尔曼滤波的方式对姿态、速度、位置等系统误差以及陀螺仪漂移、加速度计偏置等惯性器件误差进行零均值最小方差估计，通过闭环反馈修正进行误差补偿；(6)惯导/里程仪/GPS多信息容错组合导航步骤：该步骤采用两种方案实现，第一种方案采用间断地利用GPS信息对惯导/里程仪组合导航系统进行重调，首先构建一套捷联惯导与里程仪进行速度/位置组合的组合导航系统，实时输出位置与速度信息，在GPS信号可用时，将GPS的位置、速度信息对捷联惯导/里程仪组合导航系统输出进行校正，提高整体导航精度，经过一次校正，间隔一定时间后继续运用上述方法校正系统；第二种方案采用惯导/里程仪/GPS多信息组合联邦滤波结构，该方案将捷联惯导与里程仪进行了位置速度组合滤波解算，同时将捷联惯导与GPS进行了位置、速度组合滤波解算，最后将两个子滤波器的误差状态量估计值经过主滤波器加权平均，求得误差状态量的零均值最小方差估计，并反馈至捷联惯导系统进行闭环校正，提高惯导系统导航定位精度。