一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法
【技术领域】
[0001] 本发明公布了一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法，属于导航技 术领域。
【背景技术】
[0002] 惯性导航系统的导航精度受到导航初始误差和器件误差的综合影响，因此在惯性 导航系统正式工作之前必须对系统进行调整，以保证导航计算机在正式工作时有精确的初 始条件，如初始速度、初始位置和初始姿态等，这些工作称为惯导系统的初始化过程。
[0003] -般意义上的惯导自对准依靠陀螺和加速度计输出进行姿态初始对准，但其需要 GNSS(全球卫星导航系统)等外部方式提供载体的初始地理位置。但是在恶劣环境下，利用 GNSS进行定位可靠性不高，无法保证安全性。而以天体测量技术为基础的天文导航方式，利 用星敏感器对恒星进行观测，具有直接、自然、精确等优点，自主性强，抗干扰能力强，可靠 性高，目前广泛应用于航海、航空及航天领域。所以惯性/天文组合导航系统是一种高可靠 高自主的导航系统。
[0004] 在缺少GNSS提供的初始位置的情况下，采用惯性/天文互助的方式，利用頂U(惯 性测量单元）输出信息进行水平姿态自对准，结合星敏感器的定位完成惯性导航系统的完 全初始化过程：首先采用传统的惯导粗自对准方法进行初始水平姿态的确定，同时为天文 导航提供高精度的水平基准；在此基础上利用天文导航系统的高度差定位原理完成位置信 息初始化；得到初始位置后，结合陀螺和加速度计输出完成惯导系统的姿态粗对准及精对 准过程；并根据精对准过程中估计得到的加速度计器件误差，对加速度计输出进行修正以 提高加速度计精度，再次进行水平对准过程，进行多次迭代，提高最终的惯导系统初始化精 度。
【发明内容】
[0005] 本发明提出了一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法，可以减少惯 性导航系统初始化过程中对GNSS等外部辅助的依赖性，实现载体初始地理位置未知情况 下的惯性导航系统初始化，为捷联惯导的解算过程提供高精度的初始信息。
[0006] 本发明为解决其技术问题采用如下技术方案： 一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法，包括以下步骤： 步骤一、利用惯导系统的加速度计输出进行水平自对准，得到水平基准，利用该水平基 准，根据天文导航的高度差定位原理进行天文定位，得到载体的初始位置信息； 步骤二、结合步骤一得到的初始位置信息，完成惯导系统的姿态自对准，包括粗对准和 精对准两个步骤，得到初始姿态及陀螺、加速度计的器件误差估计值； 步骤三、根据步骤二估计得到的加速度计误差估计值，对惯导加速度计输出作修正，并 以得到的修正结果作为加速度计的输出信息，然后重复步骤一，以此方法进行迭代，具体迭 代次数依据本次定位结果和上次定位结果的差小于一个阈值来确定。
[0007] 所述步骤一中，得到载体的初始位置信息的具体步骤如下： 步骤A、在惯导系统开始工作后，获取加速度计输出信息，然后根据惯导水平粗对准原 理得到载体的初始水平姿态角； 步骤B、在步骤A所得到的水平基准的基础上，根据天文导航的高度差定位原理，建立 天文导航定位模型，利用星敏感器观测恒星，根据其输出的高度角信息，得到载体初始地理 位置。
[0008] 所述步骤二中，得到初始姿态及陀螺、加速度计的器件误差估计值的具体步骤如 下： 步骤a、由天文定位得到的初始地理位置，结合惯导系统陀螺和加速度计的输出，按照 惯导系统的粗对准原理进行初始姿态的粗对准，得到姿态角信息，作为精对准的初值； 步骤b、建立惯导系统精对准模型，采用多位置对准方法，将速度信息作为观测量，利用 卡尔曼滤波方法对惯导的平台误差角及陀螺、加速度计的器件误差进行估计，再根据估计 出的平台误差角得到载体的初始姿态矩阵。
[0009] 本发明的有益效果如下： 惯性/天文组合导航系统是一种不易受干扰的自主导航系统，本发明提出的方法可以 让惯性/天文组合导航系统在初始位置未知的情况下完成惯性导航系统全自主地初始化， 提高导航系统的安全性及可靠性，为惯导系统提供高精度的初始信息。
【附图说明】
[0010] 图1为惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法示意图。
[0011] 图2 (a)为横滚角误差估计曲线图；图2(b)为俯仰角误差估计曲线图；图2(c)为 航向角误差估计曲线图。
[0012] 图3(a)为X轴加速度计误差估计曲线图；图3(b)为Y轴加速度计误差估计曲线 图。
【具体实施方式】
[0013] 下面结合附图对本发明创造做进一步详细说明。
[0014] 基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法的设计基本思路是：如图1所示， 首先根据加速度计输出完成捷联惯导系统自对准的水平粗对准部分，得到载体的水平姿态 信息，为天文导航提供高精度的水平基准；在此基础上利用星敏感器进行初始定位，得到载 体位置信息；最后依据得到的位置信息进行惯导姿态粗对准及精对准，得到载体姿态信息； 根据精对准过程中估计出的加速度计器件误差对加速度计输出作修正，并再次进行水平对 准过程，多次迭代，以提高惯导系统初始化精度。具体迭代次数可以依据本次定位结果和上 次定位结果的差小于一个阈值来确定。
[0015] 捷联惯导系统粗对准 在静基座条件下，地球自转角速度在导航系中的表示和重力加速度在导航系中的 表示均为已知。同时在静基座条件下，陀螺和加速度计的输出是 (1) (2) 其中，_表示是陀螺的输出，< 表示是加速度计的输出，< 表示A坐标系相对于/7坐 标系的姿态矩阵。
[0016] 再定义一个新的矢量：龙
[0017] 即有
(3) 其中，誠为重力加速度与地球自转角速度矢量的叉乘在本体系中的表示，康为重力 加速度与地球自转角速度矢量的叉乘在导航系中的表示；由矩阵的相似变化关系可得
(4) 对以上⑴式、（2)式和（4)式求其转置，然后合并，得
其中，·是炜度，漁当地重力加速度，为地球自转角速率。
[0018] 当初始地理位置未知时，由于地理系下的重力加速度矢量杏醫0: ,f:，结合 (5)式代入⑵式，有
(6) 其中，为俯仰角，f为横滚角。
[0019] 则可计算出
(7) 其中，为X轴加速度计的输出；为γ轴加速度计的输出；为z轴加速度计的 输出；因此，当初始地理位置未知时，采用（7)式进行水平自对准；在初始地理位置已知时， 采用（5)式进行姿态粗对准。
[0020] 惯性/天文互助的定位信息初始化 选取地球固联坐标系为参考系，该坐标系原点为地心，fli轴通过格林尼治经度线 与赤道的交点，似轴指向地球自转方向。定位时坐标系中的位置以经炜度表示，则位置圆 在该坐标系中的方程为
(8) 其中，篆與分别经度、炜度，％，分别代表恒星的赤炜、地方时角，其中地方时角絶 为恒星的格林时角(0°经线处的地方时角）与飞行器所在位置经度的和。心、4可 通过观测时间从星历表中获得，由心、G即可确定天体投影点的位置；孤为星敏感器观测 得到的天体高度值。
[0021] 当有多个天体的观测值时，根据观测到的多颗导航恒星，并参照概略位置信息，采 用线性化展开并多次迭代计算来获得真实定位值。
[0022] 式（8)是一个非线性方程，按照概略经炜度数值进行泰勒展开，可得如下增量方 程：
jup分别是迭代时的经度改正量、炜度改正量；:|、事指的是概略的经度值、概略 的炜度值；?为根据经炜度估计值求得的高度角，·为经度修正系数；1为炜度修正系数。
[0023] 当具有两颗或两颗以上的导航恒星时，根据式（9)可给出多颗导航恒星时的矩阵 描述：
为量测噪声，;％为第一颗星的高度角测量值;i为第一颗星的高度角估计值；％为第二颗 星体的高度角测量值；|:为第二颗星的高度角估计值为第一颗星的经度修正系数 为第二颗星的经度修正系数;％为第一颗星的炜度修正系数；％为第二颗星的炜度修正系 数。方程式（10)可使用加权最小二乘进行计算，当计算出夏后，然后执行%=_#赢， 可迭代固定次数或者改正量小于某一阈值即可完成迭代过程。
[0024]捷联惯导系统初始姿态精对准 (1)系统建模 在系统开环的情况下，平台误差角方程为
其中，成为滚动角误差；感.为俯仰角误差