本發(fā)明屬于導(dǎo)航，具體涉及一種基于主動(dòng)段激勵(lì)的高精度慣導(dǎo)航向誤差在線估計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、慣性導(dǎo)航具有在全天候條件下、全球范圍內(nèi)和任意環(huán)境里自主、隱蔽的連續(xù)三維導(dǎo)航定位與定向能力，但受到初始對(duì)準(zhǔn)誤差、慣性器件誤差以及動(dòng)態(tài)誤差影響，其導(dǎo)航精度誤差隨時(shí)間會(huì)迅速累積；衛(wèi)星導(dǎo)航作為一種輔助導(dǎo)航手段，其定位、測(cè)速精度與時(shí)間無關(guān)，但易受到干擾和欺騙。二者導(dǎo)航特點(diǎn)具有互補(bǔ)性，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航是目前軍民兩用領(lǐng)域里應(yīng)用最廣泛的導(dǎo)航方式。

2、在軍事應(yīng)用領(lǐng)域，為了保證武器系統(tǒng)有足夠快的火力反應(yīng)時(shí)間，進(jìn)而提升武器系統(tǒng)的戰(zhàn)場(chǎng)生存能力，對(duì)彈上部件的初始化時(shí)間提出了嚴(yán)苛的要求。高精度慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)精度與對(duì)準(zhǔn)時(shí)間是一對(duì)矛盾的指標(biāo)，若對(duì)準(zhǔn)時(shí)間較短，則無法完全發(fā)揮高精度慣導(dǎo)的對(duì)準(zhǔn)性能，進(jìn)而影響初始對(duì)準(zhǔn)精度，尤其是航向?qū)?zhǔn)精度；而航向?qū)?zhǔn)誤差則是大機(jī)動(dòng)、長(zhǎng)航時(shí)、遠(yuǎn)距離條件下慣性導(dǎo)航定位誤差的重要來源。

3、武器系統(tǒng)在飛行過程中，存在著因姿態(tài)調(diào)整導(dǎo)致衛(wèi)星接收天線增益不夠而失鎖，或電磁屏蔽、誘偏等帶來衛(wèi)星導(dǎo)航不可用等問題。此時(shí)，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航將自動(dòng)降級(jí)為純慣性導(dǎo)航模式。為了保證純慣性過程中的位置、速度和姿態(tài)精度滿足制導(dǎo)控制要求，需要在衛(wèi)星導(dǎo)航可用時(shí)段內(nèi)，對(duì)慣性導(dǎo)航的誤差進(jìn)行估計(jì)并補(bǔ)償。在各類誤差中，航向誤差是引起速度誤差和位置誤差的主要誤差源，因此，如何準(zhǔn)確估計(jì)出航向誤差并對(duì)估計(jì)結(jié)果有效性進(jìn)行再判斷具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

4、目前，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航過程中，以衛(wèi)星速度、位置信息為輔助，以慣性導(dǎo)航誤差傳播模型為基礎(chǔ)，以慣性導(dǎo)航誤差為狀態(tài)量，建立濾波系統(tǒng)方程和量測(cè)方程，對(duì)導(dǎo)航誤差狀態(tài)量進(jìn)行在線估計(jì)。狀態(tài)量通常包括姿態(tài)誤差、速度誤差、位置誤差以及慣性器件隨機(jī)常值誤差，在線估計(jì)結(jié)果理論上為慣性導(dǎo)航當(dāng)前時(shí)刻的誤差值。然后，采取輸出校正或者反饋校正，利用估計(jì)出來的誤差值修正慣性導(dǎo)航誤差，確保組合導(dǎo)航精度滿足制導(dǎo)控制要求。

5、狀態(tài)量的卡爾曼濾波估計(jì)精度與其在估計(jì)過程中的可觀性直接相關(guān)，在武器系統(tǒng)應(yīng)用中，彈道軌跡通常較為單一，并非所有狀態(tài)量均能得到有效估計(jì)，因此，對(duì)在線估計(jì)結(jié)果的自評(píng)估以及反饋校正就成為困擾實(shí)際應(yīng)用中的一個(gè)難題。為了避免因?yàn)闋顟B(tài)量估計(jì)效果不佳導(dǎo)致的反饋異常，當(dāng)前的高精度慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航中，通常不去反饋校正姿態(tài)誤差，僅對(duì)速度、位置誤差進(jìn)行反饋校正，無法充分發(fā)揮高精度慣導(dǎo)在衛(wèi)星不可用時(shí)段內(nèi)的導(dǎo)航性能。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種基于主動(dòng)段激勵(lì)的高精度慣導(dǎo)航向誤差在線估計(jì)方法，該方法包括以下步驟：雙支路導(dǎo)航解算初始化與迭代更新；雙支路導(dǎo)航誤差在線估計(jì)；航向誤差有效性判斷；航向誤差反饋校正。本發(fā)明適用于大過載、長(zhǎng)航程應(yīng)用背景的高精度慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)，能在主動(dòng)段對(duì)航向誤差實(shí)現(xiàn)有效地在線估計(jì)，并實(shí)現(xiàn)了估計(jì)結(jié)果的在線評(píng)估，保證了衛(wèi)星不可用時(shí)段內(nèi)的純慣性導(dǎo)航精度。

2、本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案如下：

3、步驟1：雙支路導(dǎo)航解算初始化與迭代更新；

4、步驟2：雙支路導(dǎo)航誤差在線估計(jì)；

5、步驟3：航向誤差有效性判斷；

6、步驟4：航向誤差反饋校正。

7、進(jìn)一步地，所述步驟1具體如下：

8、步驟1-1：上電自檢；

9、在導(dǎo)航系統(tǒng)中，有兩個(gè)不共線的參考矢量即重力加速度與地球自轉(zhuǎn)角速度；

10、當(dāng)導(dǎo)航系統(tǒng)上電穩(wěn)定后，開始自檢，自檢過程中，采集導(dǎo)航系統(tǒng)中陀螺儀測(cè)量的角速度信息與地球自轉(zhuǎn)角速度矢量對(duì)比得到加速度偏差，采集導(dǎo)航系統(tǒng)中加速度計(jì)測(cè)量的比力信息與當(dāng)?shù)氐厍蛑亓铀俣仁噶繉?duì)比得到角速度偏差，如果加速度偏差和角速度偏差均小于設(shè)定閾值一，判定自檢正常；

11、步驟1-2：初始對(duì)準(zhǔn)；

12、利用地球自轉(zhuǎn)角速度矢量和當(dāng)?shù)氐厍蛑亓铀俣仁噶?，通過導(dǎo)航系解析自對(duì)準(zhǔn)方法估計(jì)出初始姿態(tài)，完成初始對(duì)準(zhǔn)；

13、步驟1-3：航姿保持；

14、在靜條件下，載體真實(shí)速度為0，通過觀測(cè)導(dǎo)航系統(tǒng)產(chǎn)生的速度誤差，對(duì)姿態(tài)誤差、加速度計(jì)和陀螺儀的零偏進(jìn)行估計(jì)；利用在線姿態(tài)誤差估計(jì)結(jié)果，修正初始姿態(tài)，完成航姿保持；

15、步驟1-4：導(dǎo)航支路初始化；

16、當(dāng)導(dǎo)航系統(tǒng)接收到導(dǎo)航啟動(dòng)指令時(shí)，同時(shí)完成慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航支路和純慣性導(dǎo)航支路的初始化工作；

17、步驟1-5：二子樣更新算法解算純慣性導(dǎo)航信息；

18、利用導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性器件采集的角速度和加速度信息進(jìn)行數(shù)值積分求解載體的姿態(tài)、速度和位置導(dǎo)航信息；所述數(shù)值積分采取二子樣積分算法，用于補(bǔ)償大部分載體轉(zhuǎn)動(dòng)不可交換誤差；

19、步驟1-6：卡爾曼濾波算法解算慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航信息；

20、慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航采用速度、位置量測(cè)，在發(fā)射起始段衛(wèi)星未定位時(shí)，卡爾曼濾波算法只進(jìn)行時(shí)間更新；衛(wèi)星定位后，卡爾曼濾波算法反饋速度誤差和位置誤差估計(jì)值，不反饋?zhàn)藨B(tài)誤差估計(jì)值。

21、進(jìn)一步地，所述步驟2具體如下：

22、步驟2-1：慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航誤差在線估計(jì)；

23、采用如下濾波模型對(duì)包括航向誤差在內(nèi)的多誤差量進(jìn)行在線濾波估計(jì)：

24、；

25、其中，表示時(shí)刻狀態(tài)量的微分；表示時(shí)刻的狀態(tài)方程系數(shù)矩陣；表示驅(qū)動(dòng)噪聲；其中狀態(tài)量為：

26、；

27、其中，為導(dǎo)航系下姿態(tài)誤差，上標(biāo)表示導(dǎo)航系，上標(biāo)表示轉(zhuǎn)置；為導(dǎo)航系下速度誤差；為導(dǎo)航系下位置誤差；為載體系下陀螺隨機(jī)常值漂移誤差；為載體系下加計(jì)隨機(jī)常值零位誤差；

28、

29、其中，；為導(dǎo)航系下地球自轉(zhuǎn)角速度的投影；為對(duì)地運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的繞地角速度在導(dǎo)航系投影；為速度誤差與姿態(tài)誤差間耦合系數(shù)陣；、分別為位置誤差與姿態(tài)誤差間耦合系數(shù)陣；為載體系與導(dǎo)航系之間的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；為導(dǎo)航系下的比力投影；為導(dǎo)航系下的對(duì)地速度；為速度誤差與位置誤差之間的耦合系數(shù)陣；為位置誤差與位置誤差之間的遞推系數(shù)陣；

30、步驟2-2：純慣性導(dǎo)航誤差在線估計(jì)；

31、采用主成分分析方法，將水平定位誤差與航向誤差之間關(guān)聯(lián)，誤差模型如下：

32、

33、

34、其中，、分別表示從啟動(dòng)導(dǎo)航時(shí)刻至航向角誤差計(jì)算時(shí)刻北向和東向產(chǎn)生的純慣性定位誤差值，該誤差值由純慣性定位結(jié)果與衛(wèi)星或者慣性/衛(wèi)星組合結(jié)果比較得到；、分別表示從啟動(dòng)導(dǎo)航時(shí)刻至航向角誤差計(jì)算時(shí)刻北向和東向?qū)崟r(shí)比力值，該值與對(duì)地水平方向?qū)Φ丶铀俣纫恢?；表示由初始?duì)準(zhǔn)產(chǎn)生的航向誤差，短時(shí)間內(nèi)視為常值；、分別表示航向角誤差計(jì)算時(shí)刻的真實(shí)經(jīng)度和緯度，由衛(wèi)星定位結(jié)果或者慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航定位結(jié)果給出；、表示導(dǎo)航啟動(dòng)時(shí)刻的真實(shí)經(jīng)度和緯度，由導(dǎo)航初值給出；和分別為第一重積分和第二重積分變量。

35、進(jìn)一步地，所述步驟3具體如下：

36、步驟3-1：慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航支路航向誤差有效性預(yù)判斷；

37、對(duì)于慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航支路，若在組合導(dǎo)航中，衛(wèi)星實(shí)際測(cè)量次數(shù)與理論最大量測(cè)次數(shù)的比值不小于50%，則該支路航向誤差估計(jì)值判定有效，否則無效；

38、步驟3-2：純慣性導(dǎo)航支路航向誤差有效性預(yù)判斷；

39、對(duì)于純慣性導(dǎo)航支路，若當(dāng)前衛(wèi)星定位有效，則該支路航向誤差估計(jì)值判定有效，否則無效；

40、步驟3-3：兩支路航向誤差比較；

41、計(jì)算和的偏差，若偏差不大于設(shè)定閾值二，則判定航向誤差估計(jì)值有效，以作為航向誤差補(bǔ)償量，記導(dǎo)航系統(tǒng)的航向誤差補(bǔ)償量；若偏差大于設(shè)定閾值二，則判定和均不可信，不能用于航向誤差反饋修正，記導(dǎo)航系統(tǒng)的航向誤差補(bǔ)償量。

42、進(jìn)一步地，所述步驟4具體如下：

43、對(duì)航向誤差補(bǔ)償量進(jìn)行單次反饋校正：

44、

45、其中，表示修正前的航向角，表示修正后的航向角。

46、進(jìn)一步地，所述慣性器件包括加速度計(jì)和陀螺儀。

47、本發(fā)明的有益效果如下：

48、本發(fā)明可以有效改善高精度慣導(dǎo)因初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)間較短導(dǎo)致的航向?qū)?zhǔn)誤差偏大，進(jìn)而影響純慣性定位精度的問題。