[发明专利]基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法

摘要

本发明涉及基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法，用于长航时航空飞行器导航技术领域。通过纯惯导输出的位置信息，引导具有二维转动自由度物理平台上的天文观测子系统，对天空中的恒星目标进行观测，并进行恒星点目标图像在地理坐标系的位置信息解算，利用解算出的位置信息修正惯导输出的含有随时间积累的数据。本方法实现了基于INS的含误差项修正的机载长航时高精度天文定位系统，适用于机载物理平台上的天文定位导航。

主权项

一种基于INS修正以提高机载长航时天文导航系统的方法，其特征在于：当天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括以下步骤：1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息和2】天文导航系统根据接收到的惯导系统信息确定导航恒星；当确定的导航恒星仅有一颗时，按照步骤2.1‑2.4计算惯导系统的输出误差；2.1】跟踪观测到导航恒星；得到导航恒星在地理坐标系下的观测方位角A和高度角h；2.2】通过惯导系统提供的经纬度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤纬δA和时角tG，通过式(1)可以计算得到导航恒星的计算高度角和方位角即sinh^=sinδAsinL^+cosδAcosL^cos(tG+λ^)]]>cosA^=cosL^sinδA-sinL^cosδAcos(tG+λ^)cosh^---(1)]]>其中，和表示INS输入的经度和纬度；2.3】计算导航恒星的观测方位角A与高度角h和其计算方位角与高度角之差，如下：Δh=h^-h]]>ΔA=A^-A]]>2.4】设△λ和△L为惯导系统的输出的经纬度误差，根据下式(2)计算△λ和△L：Δλ=α1(-cosAsinh·Δh-sinAcosh·ΔA)-β2·cosh·Δhα1β2-α2β1ΔL=β1(-cosAsinh·Δh-sinAcosh·ΔA)-β2·cosh·Δhα2β1-α1β2]]>其中：α1=cosL^sinδA-sinL^cosδAcos(tG+λ^)]]>β1=-cosL^cosδAsin(tG+λ^)]]>α2=-sinL^sinδA-cosL^cosδAcos(tG+λ^)]]>β2=sinL^cosδAsin(tG+λ^)]]>3】通过下式计算经天文导航系统修正后的载机的地理经纬度信息如下：L=L^-ΔL]]>λ=λ^-Δλ.]]>