一种基于太阳矢量的偏振辅助导航方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种基于太阳矢量的偏振辅助导航方法，属于组合导航领域。
【背景技术】
[0002] 阳光在进入大气层之后，受到大气分子的散射作用产生了不同的偏振状态。1871 年英国著名物理学家瑞利提出了瑞利散射定律，揭示了光线散射特性，随后人们基于瑞利 散射定律获得了全空域大气偏振分布模式。大气偏振分布模式相对稳定，其中蕴涵着丰富 的导航信息，自然界中很多生物都能够利用天空偏振光进行导航或辅助导航。偏振导航机 制是一种非常有效的导航手段，具有无源、无福射、隐蔽性好等特点，能够为复杂环境下的 导航任务提供新的解决途径，如火星表面探测、火星着陆等，如何能像其它生物一样完美利 用偏振光实现精确导航，是21世纪导航技术发展的一个新方向。
[0003] 传统偏振辅助导航仅利用偏振传感器提供的航向信息进行姿态信息的修正，未能 充分利用大气中的偏振信息。现有偏振导航定位方法多采用基于偏振分布模式匹配方法， 受外界环境气象影响较大。一种SINS/GPS/偏振光组合导航系统建模及动基座初始对准方 法，专利号；201310069511. 4,仅利用偏振传感器输出的偏振方位角信息建立量测方程，未 充分利用大气偏振信息，且建立非线性模型，在解算难度大，计算量大。一种基于天空偏振 光分布模式的导航定位方法，专利号；201410012966. 7,提出一种基于偏振分布模式的导航 定位方法，利用测试的全天空分布模式与建立的模型进行数据匹配，但建立天空偏振光分 布模式受外界环境影响大，且不同地区数据库不全，匹配数据量大，在线计算存在困难。
【发明内容】
[0004] 本发明的技术解决问题是；克服现有技术的不足，提供基于太阳矢量的偏振辅助 组合导航方法，利用载体上携带的偏振传感器得到模块坐标系下的单位太阳矢量S-，然后 根据天文年历值，依据载体所在的地理位置及时间信息计算出地理坐标系下单位太阳矢量 St。最后利用得到的不同坐标系下的单位太阳矢量建立偏振导航线性模型，通过卡尔曼滤 波器对导航参数进行估计。
[0005] 本发明的技术解决方案为；一种基于太阳矢量的偏振辅助导航方法，其实现步骤 如下：
[0006] (1)利用主偏振传感器获取偏振方位角，即可获得传感器模块下的方位角為\然 后利用S传感器测量天空中S个观测点，利用S个观测点的偏振信息即可获得太阳高度角 ，进而得到模块坐标系下单位太阳矢量S-;
[0007] (2)利用天文年历根据载体所在的地理位置信息和时间信息确定太阳矢量方向在 地理系下的方位角4;和高度角，进而得到地理系下单位太阳矢量SS
[0008] (3)利用偏振光观测姿态误差，计算出太阳矢量在地理坐标系下投影乐，通过惯 性器件得到载体状态方程，偏振观测得到载体观测方程，建立偏振导航线性模型；
[0009] (4)利用步骤（3)得到的线性模型，通过卡尔曼滤波器对导航参数进行估计。
[0010] 所述步骤（1)具体实现如下：
[0011] 利用主偏振传感器获取偏振方位角则单位太阳矢量在模块坐标系下的方位角 為"'可表示为：
[0012] 4"'=巧/2-界
[0013]利用S传感器获取散射角0，则单位太阳矢量在模块坐标系下的方位角''可表 示为：
[0014] h:二 71! 2 -Q
[0015] 模块坐标系下单位太阳矢量可表示为：
[0016]
【主权项】
1. 一种基于太阳矢量的偏振辅助导航方法，其特征在于，实现步骤如下： (1) 利用偏振传感器阵列主偏振传感器获取偏振方位角，即可获得传感器模块下的方 位角為，然后利用偏振传感器阵列测量天空中三个观测点，利用三个观测点的偏振信息即 可获得太阳高度角V，进而得到模块坐标系下单位太阳矢量Sm; (2) 利用天文年历根据载体所在的地理位置信息和时间信息确定太阳矢量方向在地理 系下的方位角4和高度角K，进而得到地理系下单位太阳矢量S t; (3) 利用偏振光观测姿态误差，计算出太阳矢量在地理坐标系下投影f ,通过惯性器 件得到载体状态方程，偏振观测得到载体观测方程，建立偏振导航线性模型； (4) 利用步骤（3)得到的线性模型，采用卡尔曼滤波器得到载体位置、姿态、速度及惯 性器件误差的估计值。
2. 根据权利要求1所述的基于太阳矢量的偏振辅助导航方法，其特征在于：所述步骤 (1) 具体实现如下： 利用主偏振传感器获取偏振方位角则单位太阳矢量在模块坐标系下的方位角為" 可表示为： A7s' = π/2-φ 利用偏振传感器阵列获取散射角θ，则单位太阳矢量在模块坐标系下的方位角/<"可 表示为： h"' =π/2-θ 模块坐标系下单位太阳矢量可表示为：
3. 根据权利要求1所述的基于太阳矢量的偏振辅助导航方法，其特征在于：所述步骤 (2) 利用载体位置信息和时间信息根据天文年历计算出地理系下的单位太阳矢量，具体实 现如下： 根据天文年历，地理系下太阳高度角可由下式计算得到： sin hrx = sin L sin S + cos L cos S cos Ω 其中，e[0,;r/2]为地理系下太阳高度角，L为地理炜度，δ为太阳赤炜，Ω为太阳 时角； 地理系下太阳方位角可由以下公式计算得到：
其中，4 正南方向为〇,向西偏为正，向东偏为负； 则地理系下的单位太阳矢量可表示为：
4.根据权利要求1所述的基于太阳矢量的偏振辅助导航方法，其特征在于：所述步骤 (3)所建立的偏振线性模型具体实现如下： 由于姿态误差的存在，载体坐标系和地理系之间存在一个坐标变换阵，由平台误差角 Φ = [Φχ Φγ Φζ]τ引起，Φ χ，Φγ，<^分别为X轴，y轴，z轴的平台误差角； 由St和S-可以建立线性量测模型，即：
其中为载体姿态矩阵?6的名义值。
【专利摘要】本发明涉及一种基于太阳矢量的偏振辅助导航方法，首先利用载体上携带的偏振传感器阵列得到模块坐标系下的单位太阳矢量Sm，然后根据天文年历值，依据载体所在的地理位置及时间信息计算出地理坐标系下单位太阳矢量St。最后利用得到的不同坐标系下的单位太阳矢量建立偏振导航线性模型，通过卡尔曼滤波器对导航参数进行估计。该方法利用大气偏振模式得到太阳矢量进行辅助导航，精度高，不受外界其他干扰，能够实现无源、无辐射、全自主导航。
【IPC分类】G01C21-16
【公开号】CN104880191
【申请号】CN201510295505
【发明人】郭雷, 李晨阳, 杨健, 杜涛, 齐孟超
【申请人】北京航空航天大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年6月2日