[发明专利]弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法及装置

说明书

本发明一种弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法及装置，获取弹载捷联惯导测量数据，由惯导测量数据进行惯性导航解算，并建立状态方程；获取星敏测量数据，进行星像点坐标提取，并进行折射星检测；若检测出的是非折射星，则建立弹载捷联惯性与星光折射组合导航的非折射星测量方程；若检测出的是折射星，将折射星星像点坐标作为量测量，建立弹载捷联惯性与星光折射组合导航的折射星测量方程。在非折射星测量方程和折射星测量方程中均以获取的星像点坐标为量测量，建立了星像点坐标与位置误差之间的关系，有效地解决了测量噪声协方差矩阵实时估计的问题，同时避免了计算折射角引入的星敏感器系统性误差，提高了组合导航的精度。

技术领域

本发明属于组合导航技术领域，特别涉及一种弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法及装置。

背景技术

自主导航是航天器自主运行的核心技术，以其高精度和不易受干扰而受到越来越多的关注。惯性导航技术是一种常见的自主导航技术，其具有短时精度高、输出连续、抗干扰能力强、所提供导航信息全面等诸多优点，因此被广泛应用于海陆空天各个领域。但是由于其所提供的导航信息误差会随着时间积累，因此并不适合进行长时间独立导航工作。另一种自主导航技术是星光折射导航，其利用高精度的星敏感器间接敏感地平，从而确定出弹道导弹的位置。星光折射导航以恒星作为导航信息源，具有隐蔽性好、可靠性高、自主性强等优点，并且导航信息误差不随时间发生变化。但是星敏感器为了获取到准确的测量信息，必须工作在稳定的环境中。因此，为了实现弹道导弹高精度的自主导航，捷联惯性/星光折射组合导航无疑是一种有效的组合导航方式。

捷联惯性/星光折射组合导航包括星光定姿与折射定位两部分。对于这两部分，测量噪声的建模都是制约组合导航精度的一个关键因素。在星光定姿模块中，传统的方法通常假设由星敏感器确定的姿态误差是精确的，并且与地面测试一致。然而，在实际飞行过程中，姿态确定误差很大程度上依赖于恒星的几何构型，并且观测不同恒星时星敏感器的测量误差也不尽相同，这个假设会导致实际误差特性与地面测试结果的不匹配，从而造成较大的导航误差。在折射定位模块中，通常以视高度为量测量。然而，视高度是由折射角和大气模型得到的。以视高度为量测量，其测量误差会随着折射角的变化而进行相应的改变，这会导致测量噪声协方差矩阵的不确定性。同时，若以折射角为量测量，在折射星像点坐标计算折射角的过程中，不可避免的会引入星敏感器的系统性误差。因此，需要研究以原始观测量为量测量的弹载捷联惯性/星光折射全紧组合导航方法。

发明内容

针对冗余配置光纤陀螺旋转惯导的联合定位问题，本发明提出了一种弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法及装置。

为实现上述技术目的，本发明提出的技术方案为：

一方面，本发明提供一种弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法，包括：

弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法，其特征在于，包括：

获取弹载捷联惯导测量数据，由惯导测量数据进行惯性导航解算，并建立状态方程；

获取星敏测量数据，进行星像点坐标提取，并进行折射星检测；

根据折射星检测结果，以提取到的星像点坐标作为量测量，建立相应的弹载捷联惯性与星光折射组合导航测量方程，基于所述状态方程以及所述弹载捷联惯性与星光折射组合导航测量方程，利用扩展卡尔曼滤波进行捷联惯性与星光折射组合导航的信息融合，并计算导航误差，输出校正后的导航信息。

进一步地，若检测出的是非折射星，将非折射星的星像点坐标作为量测量，建立弹载捷联惯性与星光折射组合导航的非折射星测量方程，基于所述状态方程以及所述非折射星测量方程，利用扩展卡尔曼滤波进行捷联惯性与星光折射组合导航的信息融合，并计算导航误差，输出校正后的导航信息；