[发明专利]一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统及其导航方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统及其导航方法，属于组合导航技术领域。

背景技术

高空长航时飞行器由于飞行距离远，航行时间长，对导航精度提出了很高的要求。目前适合高空长航时飞行器的导航系统主要有捷联惯导系统（SINS）、GPS、天文导航系统（CNS）、地形匹配导航系统（TAN）和多普勒导航系统等。

捷联惯导系统是一种完全自主的导航技术，具有短时精度高、输出连续、抗干扰能力强、导航信息完整等优点。但是其导航误差随时间积累，难以长时间独立工作，需要与其他导航系统进行组合以提高导航性能。天文导航系统主要利用恒星来进行导航，隐蔽性好、自主性强，并且导航精度不受时间、距离长短的影响，能够提供高精度的姿态与位置信息；但是其输出不连续。由于SINS、CNS各有优缺点，将两者结合起来进行组合导航，可以实现优势互补。惯性/天文组合导航以惯性导航为主体，利用CNS量测信息构造观测量，采用卡尔曼滤波算法对惯导误差进行估计，进而获得高精度的导航信息。

目前，SINS/CNS组合导航由于自主性强、导航精度高，受到了越来越多的关注，并已获得了广泛的应用。SINS/CNS组合导航系统主要采用以下两种工作模式。

（1）简单组合模式。该组合模式是最简单的组合模式，SINS独立工作，提供全面的导航信息，CNS利用SINS的导航信息计算出飞行器的位置和姿态，直接对SINS的位置、姿态输出进行校正；

（2）基于陀螺仪漂移校正的组合模式。该模式下，SINS利用CNS高精度的姿态信息对姿态误差和陀螺仪漂移进行估计和补偿。

简单组合模式中，由于陀螺仪漂移与加速度计零偏无法被估计、校正，所以该模式定位精度较低。相对于简单组合模式，基于陀螺仪漂移校正的组合模式可以有效地校正陀螺仪漂移引起的导航误差，提高了组合导航系统的导航精度；但该组合模式无法消除加速度计零偏累积的导航误差，因此该组合导航方案的误差随时间缓慢发散。

提高CNS导航系统精度的关键是如何获得不随时间漂移的、高精度的地平信息，目前常用的提供地平信息的方法主要有惯导辅助提供地平法、直接敏感地平法和星光折射间接敏感地平法。惯导辅助提供地平法以惯导系统的平台坐标系作为地平信息，该方法简单、易于实现；但该方法提供的地平信息耦合了SINS误差，随着SINS误差的累积，将导致地平信息误差的发散。直接敏感地平法利用红外地平仪直接确定地心矢量方向，但是该方法得到的地平信息精度较低，且由于高度限制无法应用于高空长航时飞行器。星光折射间接敏感地平法是一种低成本、高精度的地平确定方法，该方法利用飞行器的轨道动力学模型、高精度的星敏感器和大气折射模型，精确敏感地平，进而实现精确定位。但是，传统的基于星光折射间接敏感地平的天文导航方法需要飞行器的轨道动力学模型，无法应用于高空长航时飞行器。

目前，随着星敏感器技术的发展，天文导航系统（CNS）可以提供高精度的姿态、位置信息，对SINS导航误差进行全面最优地校正。因此，采用基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航方案可以满足高空长航时飞行器对导航性能的要求。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统及其导航方法，根据星光折射间接敏感地平的基本原理，提出一种基于星光折射的解析天文定位方法，充分利用天文导航系统和惯性导航系统提供的位置、姿态信息，通过卡尔曼滤波方法进行信息融合，显著的提高了组合导航系统的可靠性。

本发明一种基于全面最优校正的SINS/CNS组合导航系统，包括天文导航子系统、惯性导航子系统和信息融合子系统；三者之间的关系是：天文导航子系统和惯性导航子系统为信息融合子系统提供位置、姿态信息，信息融合子系统为惯性导航子系统提供估计误差。