[发明专利]一种基于改进UKF的星光折射CNS/SINS组合导航方法

权利要求书

1.一种基于改进UKF的星光折射CNS/SINS组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：获取捷联惯性导航系统与天文导航系统中的导航信息；

步骤二：建立星光折射CNS/SINS组合导航系统的状态方程和量测方程；

步骤三：基于自适应无迹卡尔曼滤波方法进行组合导航的信息融合与误差校正。

2.根据权利要求1所述的一种基于改进UKF的星光折射CNS/SINS组合导航方法，其特征在于，所述步骤一中，利用惯性导航系统实时获取姿态、速度、位置信息；利用天文导航系统获取导航星与折射星的星点方向矢量、星敏感器光轴指向的导航信息，天文导航信息获取具体如下：

天文导航系统利用一个大视场星敏感器同时观测导航星和折射星，利用捕获的导航星，计算星敏感器光轴指向，设星敏感器识别出n颗导航星，在成像平面内坐标为：(u_s1,v_s1),(u_s2,v_s2),…,(u_sn,v_sn)，则导航星在星敏感器坐标系下的方向矢量为：

根据星敏感器的光轴指向，依据导航星库，模拟当前时刻星敏感器拍摄到的未发生大气折射的星图，将非折射模拟星图与实际拍摄星图做星图匹配，计算模拟星图与实际拍摄星图中各颗星的欧氏距离，当距离最小值大于设定阈值时，判定该星为折射星。

3.根据权利要求1所述的一种基于改进UKF的星光折射CNS/SINS组合导航方法，其特征在于，所述步骤二中，利用捷联惯性导航系统误差方程建立状态方程，利用导航星星点方向矢量误差、折射视高度误差和运动学约束建立组合导航量测方程，具体如下：

(1)CNS/SINS系统组合导航状态方程；

利用捷联惯性导航系统误差方程建立星光折射CNS/SINS组合导航系统状态方程，表示如下：

式中，[Φ_x,Φ_y,Φ_z]^T代表发射点惯性坐标系下的数学平台失准角，[δv_x,δv_y,δv_z]^T代表速度误差，[δx,δy,δz]^T代表位置误差，[ε_x,ε_y,ε_z]^T代表陀螺仪随机常值漂移，代表加速度计随机常值偏置；系统噪声矩阵其中和分别表示陀螺仪和加速度计的随机噪声；方差阵

(2)CNS/SINS系统组合导航量测方程；

1)导航星星点方向矢量误差量测方程的建立；

设星敏感器识别出n颗导航星，则实际星点矢量l_s＝[l_s1,l_s2,…,l_sn]，星点矢量预测值在导航系下分别为：

其中，Φ为数学平台失准角，l_ni为导航系下第i颗导航星的星点方向矢量，导航星i的星点方向矢量误差为：

因此，导航星星点方向矢量误差量测方程表示为：

其中，观测矩阵量测噪声矩阵V₁的方差阵R_k1随着量测值的输入实时更新；

2)折射星折射视高度误差量测方程的建立；

20km-50km连续高度变化的大气模型中，真实折射视高度h_a表示为：

h_at＝h_ac+v_a＝57.081+2.531e^{[0.981ln(R)-8.689]}-6.441ln(R)+v_a

根据几何关系，导弹上星敏感器观测到的折射光线相对地球的视高度h_a表示为：

其中，R为星光折射角；表示导弹位置矢量r在折射星发生折射前的星光方向矢量上的投影，根据导航星库获得；R_e为地球半径；a为可忽略小量；

折射视高度误差：

式中，δr、δu为位置误差δx、δy、δz的组合，则折射视高度误差量测表示为：

利用量测扩增方法处理使量测噪声满足白噪声条件，得到折射视高度误差量测：

其中根据下式所示的表达式实时更新v_a高斯白噪声方差阵：

3)运动学约束量测方程的建立；

远程弹道导弹自由段飞行时期，导弹通常状态下只受地球引力作用，处于完全失重状态，理论上加速度计输出值应为零，因此，此时加速度计的实际输出值反映了加速度计的常值偏置等误差的特性，满足：

其中，f^b表示载体系下的理论加速度值，在自由段内一般f^b＝0；为加速度计的常值偏置误差；δf^b表示加速度计其他造成实际输出值非零的误差项；

因此，自由段中导弹完全失重状态时，根据运动学约束建立量测方程：

其中，观测矩阵H₃＝[0_3×12 I_3×3]，量测噪声矩阵V₃与加速度计的误差有关。