[发明专利]导航/稳瞄一体化系统的导航、稳瞄方法

权利要求书

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，CBb=1000cosλPsinλP0-sinλPcosλPcosθP0-sinθP010sinθP0cosθPcosψPsinψP0-sinψPcosψP0001,]]>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φ·n=δVeRN+h-ωiesinLδL-(ωiesinL+VeRN+htgL)φe+VnRM+hφd-ϵnnφ·e=-δVnRM+h+(ωiesinL+VeRN+htgL)φn+(ωiecosL+VeRN+h)φd-ϵenφ·d=-δVeRN+htgL-(ωiecosL+VeRN+hsec2L)δL-(ωiecosL+VeRe)φe-VnRM+hφn-ϵdn]]>，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δV·n=-fdφe+feφd+VdRM+hδVn-(2ωiesinL+VeRN+htgL)δVe+VnRM+hδVd-(2ωiecosL+VeRN+hsec2L)VeδL+▿nδV·e=fdφn+(2ωiesinL+VeRN+htgL)δVn+(VnRM+htgL+VdRM+h)δVe+(2ωiecosL+VeRN+h)δVd+(2ωieVncosL+VeRN+hVnsec2L-2ωieVdsinL)δL-2ωieVdsinL)δL-fnφd+▿eδV·d=-feφn+fnφe-2VnRM+hδVn-2(ωiecosL+VeRN+h)δVe+2VeωiesinLδL-2gRM+hδh+▿d]]>，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，δL·=δVn/(RM+h)]]>δλ·=δVe/(RN+h)cosL+Ve/(RN+h)secLtgLδL]]>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。