一体化无陀螺捷联惯导系统与gps系统组合导航方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及组合导航技术领域，尤其涉及一种一体化无陀螺捷联惯导系统（gyro free strapdown inertial navigation system, GFSINS)与 GPS 系统的组合导航方法。
【背景技术】
[0002] 随着飞机、导弹、潜艇及机器人技术的现代化发展，军事和民用领域对导航新技术 的需求越来越迫切，对导航精度的要求越来越高，对导航系统其他各项性能，如自主性、稳 定性、抗干扰能力等的要求也越来越全面。以现有导航技术来看，单一类型的导航系统几乎 不可能同时满足以上要求，因而近年来组合导航技术得到了飞速的发展。组合导航是指两 种或两种以上导航技术的结合，组合后的系统称为组合导航系统。目前应用于组合导航系 统的导航类型主要有惯性导航、卫星导航、天文导航等。根据不同的导航需求，会将上述的 单类型导航按各自的优缺点进行不同方式的组合。
[0003] 惯性导航系统（inertial navigation system, INS)利用自身的惯性敏感元件测 量航行体相对惯性空间的运动参数，在给定的运动初始条件下，由计算机解算出航行体的 位置、姿态、速度等参数，从而引导航行体完成预定的航行任务。惯性导航最主要的惯性敏 感元件是加速度计和陀螺仪，利用这两种惯性元件与其它控制元件组成测量系统完成导航 参数的测量。它不依赖于任何外界信息，不受天然或人为的干扰，具有很好的隐蔽性，是一 种完全自主式的导航系统。无陀螺捷联惯导系统由于摒弃了结构复杂，维护困难的陀螺，依 靠加速度计的空间位置组合即可代替陀螺测量载体的角运动参数，因而在承载惯性导航固 有优势的基础上，更具有结构简单、成本低廉、使用方便，可靠性高等特征，继而成为惯性导 航研宄的新热点。随着科学技术的进步和工艺水平的提高，捷联惯导系统的各项性能已有 了大幅提升，但其固有的结构特点使其在实际的工程应用过程中也遇到一些新问题。例如， 由于惯性敏感器直接与运载体固连，运载体的角运动将直接传递给惯性敏感器而引起动态 误差；需进行大量的坐标变换计算及动态误差补偿计算；对信号处理系统的容量、速度和 精度的要求较高等；但其最重要的缺点是误差随时间累积，这是惯导的通病，也是惯导系统 目前只能应用于短程导航的关键原因，因此需要外部辅助定位的方法对其进行修正。
[0004] 现行的外部辅助导航技术中，卫星导航系统，尤其是全球定位系统成为最理想的 辅助定位方法。全球定位系统（inerglobal position system, GPS)是美国国防部研制的 第二代卫星导航系统，它以空间卫星为基础，能为海、陆、空各种载体提供全天候、高精度的 三维位置、速度信息，并且还可以在载体上安装多个天线来测量载体的姿态信息。与惯性导 航相比，它的优点是技术趋于成熟，精度高且成本低，缺点是自主性差和抗干扰能力弱。这 与惯导系统在性能上正好形成优势互补，因而近年来，基于惯性导航和GPS组成的组合导 航系统成为了国内外组合导航研宄的主流。
[0005] 组合后的导航系统不仅可以同时发挥两个导航子系统的优势，在定位精度、性能、 和可靠性等方面都要优于单独的导航子系统。由于惯导系统能够提供比较多的导航参数和 全姿态信息参数，且不受外界干扰、隐蔽性和连续性好，因此一般在以惯性导航和GPS结合 的组合导航系统中，惯导系统多作为主要子系统，高精度的GPS导航信息则作为外部输入， 在运动过程中不断修正惯导系统。在组合导航系统的信息融合算法上，目前使用最为广泛 的是卡尔曼滤波算法。两个子系统将各自的导航参数信息输入到滤波器中，系统选取合适 的状态变量，建立组合系统的状态空间模型，推导滤波迭代方程，通过前一时刻的估计值和 新时刻的观测值来对状态变量进行估计，从而得到最优解，来校正单个子系统的参数误差。
【发明内容】
[0006] 本发明所要解决的技术问题是针对现有基于惯导系统与GPS系统的组合导航系 统存在计算复杂、解算效率低的不足，提出一种基于一体化无陀螺捷联惯导系统和GPS系 统的组合导航方法，其结构简单、计算效率高、系统稳定性好。
[0007] 本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
[0008] 一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法，包含以下步骤：
[0009] 步骤1)，将六维加速度传感器引入捷联惯导系统中充当惯性敏感元件，根据六维 加速度传感器输出的六维加速度进行相应的捷联解算，获得载体的导航位置、速度和姿态 参数；
[0010] 步骤2)，采用GPS系统对载体的运动进行跟踪，获取载体的位置、速度和姿态导航 信息；
[0011] 步骤3)，将步骤1)和步骤2)分别获取的导航参数值对应相减后得到的差值输入 组合导航滤波器；
[0012] 步骤4)，组合导航滤波器对输入的差值进行相应的滤波处理，得到捷联惯导系统 导航参数的最优误差；
[0013] 步骤5)，将步骤1)得到的各导航参数值与步骤4)得到的最优误差对应相减，得到 载体此时的最优位置、速度和姿态，并输出。
[0014] 作为本发明一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法进一步的优化 方案，步骤1)中所述根据六维加速度传感器输出的六维加速度进行相应的捷联解算的详 细步骤如下：
[0015] 步骤1. 1)，获取六维加速度传感器输出的以下参数：外壳{S}相对于相对惯性系 {〇}的线加速度°as、角加速度°a s、角速度°%、°?在外壳系{S}中的投影s(°?s)以及姿 态矩阵
[0016] 步骤1. 2)，根据以下公式将步骤1. 1)中得到的参数转换为以载体系{B}为运动主 体的参量：
[0017]
【主权项】
1. 一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法，其特征在于，包含以下步骤： 步骤1)，将六维加速度传感器引入捷联惯导系统中充当惯性敏感元件，根据六维加 速度传感器输出的六维加速度进行相应的捷联解算，获得载体的导航位置、速度和姿态参 数； 步骤2)，采用GPS系统对载体的运动进行跟踪，获取载体的位置、速度和姿态导航信 息； 步骤3)，将步骤1)和步骤2)分别获取的导航参数值对应相减后得到的差值输入组合 导航滤波器； 步骤4)，组合导航滤波器对输入的差值进行相应的滤波处理，得到捷联惯导系统导航 参数的最优误差； 步骤5)，将步骤1)得到的各导航参数值与步骤4)得到的最优误差对应相减，得到载体 此时的最优位置、速度和姿态，并输出。
2. 根据权利要求1所述的一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法，其特 征在于，步骤1)中所述根据六维加速度传感器输出的六维加速度进行相应的捷联解算的 详细步骤如下： 步骤1. 1)，获取六维加速度传感器输出的以下参数：外壳{S}相对于相对惯性系{0} 的线加速度°as、角加速度°as、角速度°〇^、°〇^在外壳系{S}中的投影s(°?s)以及姿态矩 阵3 ; 步骤1.2)，根据以下公式将步骤1.1)中得到的参数转换为以载体系{B}为运动主体的 参量：
Bfc^)=b(〇〇b) =s(〇Ws) 式中，、，\分别表示导航系{N}和载体系{B}相对于绝对惯性系{1}的加速度，# 为绝对惯性系{1}和相对惯性系{〇}之间的方位矩阵，Brs为传感器的安装位置矢量，BCc^) 表示载体系{B}相对于绝对惯性系{1}的角速度在载体系{B}中的投影，B(°uB)表示载体 系{B}相对于相对惯性系{0}的角速度在载体系{B}中的投影； 步骤1. 3)，根据以下公式推导捷联惯导系统的惯导基本方程，并根据步骤1. 2)中得到 的各项参数值求解载体的导航加速度：
式中，为导航系{N}相对于绝对惯性系{1}的方位矩阵，为导航的位置矩阵， fi?为地球的自转矩阵，NV为导航速度，地球的自转角速度，E?N为载体的位置角速 率，ELN为地球系{E}到导航系{N}的位置矢量； 步骤1. 4)，利用步骤1. 3)中得到的载体导航加速度，通过数值积分运算分别求解出载 体的导航速度和位置； 步骤1. 5)，根据以下导航的姿态方程求解出姿态矩阵的各元素值：
式中，fif为载体的姿态矩阵； 步骤1.6)，求解姿态矩阵表达式，并将姿态矩阵表达式和步骤1. 5)中的元素值相互对 应，解算出载体的导航姿态角。
3.根据权利要求1所述的一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法，其特 征在于，步骤4)中所述组合导航滤波器对输入的差值进行相应的滤波处理的详细步骤如 下： 步骤2.1)，建立捷联惯导系统的误差模型，推导导航位置、速度和姿态的误差微分方 程，其中，位置误差方程为：
式中，A，（Kh为载体所处地球表面的经度、炜度、高度，￥￡，￥1<，￥11为载体沿东、北、天向 的速度，R为地球半径； 速度误差方程为：
式中，0为实际导航系{N}偏离理想导航系（地理坐标系{G})的误差角矢量； 姿态误差方程为：
式中，e为姿态误差角矢量，"C?N)为导航糸{N}相对于绝对惯性系{1}的角速率在 导航系{N}中的投影； 步骤2. 2)，选取捷联惯导系统与GPS系统组合导航系统的状态变量X为9维、状态噪声 变量W为6维、量测变量Z为9维、量测噪声变量V为9维，具体参量如下：
式中，0，y，免分别为载体的俯仰角、横滚角和航向角，NE，Nn，N"分别为GPS测量得到 的载体的位置沿东、北、天方向的距离误差； 步骤2. 3)，建立捷联惯导系统与GPS系统组成的组合导航系统的状态空间模型和量测 空间模型，根据步骤2.1)中的误差方程和步骤2.2)中的状态变量，分别求解模型中的状 态矩阵、系统噪声矩阵、量测矩阵和量测噪声矩阵，得到组合导航系统的状态方程和量测方 程； 步骤2. 4)，对步骤2. 3)中的状态方程和量测方程进行离散化处理，得到组合导航系统 的时间更新方程和量测更新方程； 步骤2. 5)，将输入的差值代入到步骤2. 4)的更新方程中，迭代求解出组合导航系统的 最优估计，并输出。
4. 根据权利要求1所述的一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法，其特 征在于，步骤4)中所述组合导航滤波器采用卡尔曼滤波器。
5. 根据权利要求1所述的一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法，其特 征在于，步骤1)中所述六维加速度传感器采用8-UPS型并联式六维加速度传感器。
【专利摘要】本发明公开了一种一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统组合导航方法，属于组合导航技术领域。本发明的主要特征为：首先选取六维加速度传感器作为惯性导航的惯性元件，并进行捷联解算，使其构成一体化无陀螺捷联惯导系统；其次是将该捷联惯导系统作为主要子系统，实现与GPS系统相结合的组合导航方法，选取组合导航系统的状态量，建立组合导航系统的状态方程和量测方程，采用卡尔曼滤波器完成信息融合，得到系统的最优估计，以此校正惯导系统输出的导航参数值，最终得到载体导航参数的最优解。本发明基于一体化无陀螺捷联惯导系统与GPS系统的组合导航方法，能提高单个导航系统的精度，有效提升导航系统的综合性能。
【IPC分类】G01C21-16, G01S19-49
【公开号】CN104697520
【申请号】CN201510061968
【发明人】李成刚, 谢志红, 王化明, 林家庆, 崔文
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年6月10日
【申请日】2015年2月5日