[发明专利]一种新的弹载INS/CNS组合导航系统建模方法

说明书

本发明公开了一种新的弹载INS/CNS组合导航系统建模方法。本发明针对星敏感器低频误差影响弹载导航系统姿态确定精度的问题，首先将星敏感器低频误差引起的姿态误差建模为一阶高斯‑马尔可夫过程，然后将其扩充为状态量，推导一种新的弹载INS/CNS组合导航系统状态方程和量测方程。本发明的有益效果在于：在本发明提出的弹载INS/CNS组合导航系统建模方法基础上，使用卡尔曼滤波方法可以进一步提高弹载INS/CNS组合导航系统的定姿精度。

技术领域

本发明涉及一种系统建模方法，具体涉及一种新的弹载INS/CNS组合导航系统建模方法。

背景技术

在导弹的INS/CNS组合导航系统中，星敏感器是CNS的重要组成部分。近年来，随着星敏感器制造工艺的不断提升，其精度也不断提升。但实际运行结果与地面测试结果有较大出入，这主要是由于星敏感器热结构形变相关的低频误差造成的，低频误差目前已经成为制约星敏感器数据精度的重要误差之一，尤其是导弹等高空飞行器的导航系统对星敏感器的低频误差要求越来越严格。弹载INS/CNS组合导航系统的姿态精度主要依赖于星敏感器的精度。传统的弹载INS/CNS组合导航系统模型未考虑星敏感器低频误差的影响，很难直接利用卡尔曼滤波消除星敏感器低频误差。在存在星敏感器低频误差的情况下，将会导致弹载INS/CNS组合导航系统导航精度降低。

所以，为了减小星敏感器低频误差对弹载INS/CNS组合导航系统导航精度的影响，我们将星敏感器低频误差引起的姿态误差建模为一阶高斯-马尔可夫过程并引入到系统模型状态量中，提出了一种新的弹载INS/CNS组合导航系统建模方法来解决上述问题。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的在星敏感器含有低频误差情况下弹载INS/CNS组合导航系统定姿精度差的不足，提供一种新的弹载INS/CNS组合导航系统建模方法，其实现在星敏感器含有低频误差情况下弹载INS/CNS组合导航系统通过卡尔曼滤波对星敏感器输出的姿态校正后可获得较高的定姿态精度。

技术方案：本发明提供一种新的弹载INS/CNS组合导航系统建模方法，包括以下步骤：

(1)将星敏感器低频误差引起的姿态误差θ建模为一阶高斯-马尔可夫过程。

(2)将星敏感器低频误差引起的姿态误差θ扩充为状态量，推导出新的弹载 INS/CNS组合导航系统状态方程和量测方程。

进一步的，所述步骤(1)中星敏感器低频误差引起的姿态误差θ建模为一阶高斯-马尔可夫过程的具体步骤如下：

θ满足下列方程：

其中，β＝1/τ表示逆马尔可夫时间常数，u(t)表示高斯白噪声。

将上式进行离散化，可得：

θ_i+1＝ψ_iθ_i+u_i

E[u(t₁)u^T(t₂)]＝q(t₁)δ(t₁-t₂)

其中，t_i＝t_i+1-t_i，I表示3×3的单位矩阵，E(·)表示求均值运算，δ(·)表示狄拉克函数。

假定光谱密度q(t)为常数。令p为θ(t)的方差，取p为常数且满足p＝σ²_corrI，σ²_corr表示星敏感器噪声方差项。当方差恒定不变时，存在q＝2βp。因此，q_i的表达式可重写为：