基于ins修正的机载长航时天文导航系统的方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种基于纯惯性导航系统（Inertial navigation system, IN巧的含 误差项修正机载长航时高精度天文导航系统（Celastial navigation system, CN巧的方 法，用于长航时航空飞行器导航技术领域。
【背景技术】
[0002] 天文导航是一口既古老又年轻的技术，它W自主性强、抗干扰性好、精度高等特点 受到人们的普遍重视。天文导航系统利用恒星作为导航信息源，隐蔽性好。天文导航系统可 W输出被观测星的赤经、赤绅和旋角，对该些信息进行解算可W得到载体的位置信息和姿 态信息。虽然卫星导航系统刚刚出现时，天文导航在一定程度上被冷落，但是随着卫星导航 系统暴露出易受干扰和攻击等缺陷，同时随着天文观测恒星点目标技术的进步，出现了全 天候应用的紫外天文敏感器后，天文导航技术再次被人们重视。在天文导航定位算法方面， 主要有基于等高圆的定位算法和基于纯天文几何解析法的定位算法，但是该些算法都需要 同时观测两颗W上恒星，才能确定载机在惯性空间的位置信息。
[0003] 捷联式惯性导航系统是巧螺仪和加速度计直接安装在载体上的惯性导航系统，利 用巧螺仪建立空间坐标基准（导航坐标系），利用加速度计测量载体的运动加速度，将运动 加速度转换到导航坐标系，经过两次积分运算，最终确定出载体的位置和速度等运动参数。 惯性导航系统部W来任何外界信息，也不向外界福射能量，具有短时间精度高、运动信息全 面、隐蔽性好、不易受干扰等优点，在导航领域已得到广泛的应用。但是惯导系统中的巧螺 漂移和加速度计零偏等误差，随着时间的推移导致惯导系统定位精度下降，也影响天文定 位的精度。
【发明内容】
[0004] 为了解决现有天文导航的定位算法需要同时观测两颗恒星，而惯导系统定位精度 低的技术问题，本发明提供一种基于INS的含误差修正项提高机载长航时天文导航系统的 方法。
[0005] 本发明的技术解决方案如下：
[0006] 一种基于INS修正W提高机载长航时天文导航系统的方法，其特殊之处在于；当 天文导航系统只能观测到一颗导航恒星时，该方法包括W下步骤：
[0007] 1】载机的惯导系统提供载机的的位置信息1.和2;
[000引 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；
[0009] 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 ;
[0010] 2. 2】通过惯导系统提供的经绅度，W及从星历表获得的最佳导航恒星的赤绅5 a 和时角t。，通过式（1)可w计算得到导航恒星的计算高度角^和方位角i，即 [0011]
【主权项】
1. 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i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炜度，以及从星历表获得的最佳导航恒星的赤炜SA和时 角k，通过式（1)可以计算得到导航恒星的计算高度角A和方位角J，即
其中，i和I表示INS输入的经度和炜度； 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A之差，如 下：
2. 4】设AA和AL为惯导系统的输出的经炜度误差，根据下式（2)计算AA和AL:
3】通过下式计算经天文导航系统修正后的载机的地理经炜度信息如下：
2.根据权利要求1所述的基于INS修正的机载长航时天文导航系统的方法，其特征在 于： 还包括步骤4】，将步骤3修正后的载机的地理炜度信息作为天文导航系统的输入值， 再重复步骤2. 1-2. 4的方法进行计算得出新的经炜度误差从而输出载机的地理经炜度信 息，可设置AX和AL的阈值作为迭代终止条件，具体表达式如下式所示：
3.根据权利要求1所述的基于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： 当步骤2】中天文导航系统同时观测到多颗恒星时，按照步骤2. 1-2. 4计算出通过每一 颗恒星所得出的修正系数，给出多颗导航恒星时的矩阵描述，即 Y=M? 〇 +e (4) 其中
〇 = [A入AL]t 由加权最小二乘原理，可以得到上式的解为 〇 = (MtM)_1MXY (5) 其中e表示由高度角和方位角的观测噪声误差； 计算出〇后，即可根据
进行迭代，得到天文导航输出的经炜度，为提高精度，设置〇的阈值作为迭代终止条 件。
【专利摘要】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。
【IPC分类】G01C21-02
【公开号】CN104567868
【申请号】CN201410850164
【发明人】邓小国, 杨晓许, 谢梅林, 魏宇, 江波, 唐慧君
【申请人】中国科学院西安光学精密机械研究所
【公开日】2015年4月29日
【申请日】2014年12月30日