[发明专利]一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统及其实现方法

摘要

一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统，它包括捷联惯导、天文导航、惯导位置单元、惯导姿态单元及滤波器；捷联惯导将数学平台和位置矩阵提供给惯导姿态单元，同时还将经纬度信息提供给惯导位置单元，天文导航将惯性姿态矩阵传送给滤波器，惯导姿态单元将其构造的惯性姿态矩阵输入到滤波器，惯导位置单元将其构造的位置矢量信息输入到滤波器，滤波器将分别为天文导航子系统和捷联惯导子系统提供姿态和位置估计误差；其实现方法包括以下步骤：一：大视场星敏感器辅助捷联惯导系统获得高精度水平基准；二：基于高精度水平基准的天文位置矢量确定；三：建立组合导航系统的状态模型和量测模型；四：组合导航系统信息融合；五：通过信息反馈校正各子系统误差。

主权项

一种火星车的SINS/CNS深组合导航系统，其特征在于：包括捷联惯导子系统、天文导航子系统、惯导位置量测信息构造单元、惯导姿态量测信息构造单元以及组合导航滤波器；它们之间的关系是：捷联惯导子系统将数学平台和位置矩阵提供给惯导姿态量测信息构造单元，同时还将经纬度信息提供给惯导位置量测信息构造单元，天文导航子系统将惯性姿态矩阵传送给组合导航滤波器，惯导姿态量测信息构造单元将其构造的惯导的惯性姿态矩阵输入到组合导航滤波器，惯导位置量测信息构造单元将其构造的位置矢量信息输入到组合导航滤波器，组合导航滤波器将分别为天文导航子系统和捷联惯导子系统提供姿态和位置估计误差；所述捷联惯导子系统包括惯性测量元件和惯导解算单元，它们之间的关系是惯性测量元件将相对于惯性空间的角速度和比力提供给惯导解算单元，作为惯导解算单元的一个输入：惯性测量元件测量火星车相对于惯性空间的角速度和比力，将所得的角速度和比力信息传送到惯导解算单元；惯导解算单元根据载体的初始位置信息以及惯性测量组件传输的信息，通过力学编排实时解算火星车的位置和姿态矩阵；该惯性测量元件即为一个惯组，包括三个加速度计和三个陀螺仪；在现有惯组中，选取满足要求的元件，要求陀螺仪常值漂移为0.01^°/h，随机漂移为0.01^°/h，加速度计常值漂移为50μg，随机偏置为10μg，惯性器件数据输出周期为0.01s，通过正交安装，能够敏感相对于惯性空间的角速度和比力；该惯导解算单元是一个将惯性测量元件输出的比力和角速度信息经过一系列的计算和更新，解算出载体的实时位置、速度和姿态导航信息的算法，首先输入火星车的初始位置、速度和姿态信息，经过初始对准，并计算火星自转速率、位置速率，再根据惯性测量单元输出的角速度和比力，计算姿态速率，从而更新姿态矩阵，然后使用惯导基本方程计算速度增量，并二次积分得到经纬度信息，最后计算姿态角，如此循环，直到系统停止工作，即能实时解算出惯导提供的导航信息，为后续的组合导航提供数据支持；所述天文导航子系统包括大视场星敏感器、多矢量定姿模块和天文位置矢量构造单元，它们之间的关系是：大视场星敏感器将其观测到的多个恒星星光矢量提供给多矢量定姿模块，作为多矢量定姿模块的输入，多矢量定姿模块将其输出的惯性姿态矩阵作为天文位置矢量构造单元的一个输入，天文位置矢量构造单元再结合高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量：该大视场星敏感器由CCD器件、外围采样电路、信号处理电路和光学镜头四部分组成，在现有的大视场星敏感器中，按要求选取：其视场为20°×20°，量测噪声为2″，数据输出周期为1s；它在同一时刻能够观测到三颗及以上的恒星星光矢量，并将其观测信息送入多矢量定姿模块；多矢量定姿模块处理接收到的星光矢量信息，得到火星车车体坐标系相对于惯性空间的姿态矩阵；天文位置矢量构造单元结合多矢量定姿模块得到的惯性姿态矩阵以及高精度的数学水平基准，构造出天文位置矢量；该大视场星敏感器是一种常用的星敏感器，它具有较大的视场，能同时观测多颗恒星的星光矢量；恒星星光通过透镜投影到CCD面阵上，根据光学成像原理以及几何知识，能得到恒星星光在星敏感器坐标系下的表示，而假设星敏感器坐标系与车体坐标系完全一致，因此，能通过星敏感器所获得的信息，得到多颗恒星矢量在车体坐标系下的表示，为多矢量定姿模块提供了信息；该多矢量定姿模块根据星敏感器的测姿原理，能得到等式S＝G·A，其中G为大视场星敏感器输出的n个星光矢量组成的维数为n×3的矩阵，S为对应于G中n个恒星在惯性空间中的坐标组成的维数为n×3的矩阵，通过采用最小二乘法求解星敏感器的惯性姿态矩阵A＝(G^TG)^‑1(G^TS)；该天文位置矢量构造单元是一个计算单元，它根据姿态四元数与刚体旋转的关系，将机体系下的轴旋转到与地理坐标系下的Z轴重合，得到矢量由于姿态四元数与姿态转换矩阵之间在该转换情况下存在预定的等价关系，上述的姿态四元数可由高精度的数学平台代替，然后，通过惯性姿态矩阵将矢量投影到火星惯性坐标系，得到位置矢量从而构造出了天文位置矢量；所述惯导位置量测信息构造单元根据捷联惯导子系统确定的经纬度的位置信息，确定载体的位置矢量，并将其作为量测信息输入组合导航滤波器中；该惯导位置量测信息构造单元是一个计算单元，通过经纬度信息以及其与位置矢量的关系，计算出惯导位置量测信息所述惯导姿态量测信息构造单元根据捷联惯导子系统输出的位置和姿态矩阵的导航信息，确定从火星赤道惯性坐标系到载体坐标系的惯性姿态矩阵；该惯导姿态量测信息构造单元也是一个计算单元，它计算惯导捷联矩阵的转置、位置矩阵以及从火星惯性坐标系I转换到火星星固坐标系m的方向余弦矩阵的连乘积，并将该计算结果作为惯导构造的姿态量测信息；所述组合导航滤波器是卡尔曼滤波器，它是以SINS误差方程作为状态方程，以惯导姿态量测信息构造单元与多矢量定姿模块分别提供的惯性姿态矩阵之差作为一个观测量，同时，以惯导位置量测信息构造单元与天文位置矢量构造单元分别提供的载体位置矢量信息之差作为另一个观测量，通过组合导航滤波器得到火星车位置、姿态以及惯性测量组件误差的估计值。