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CN104570033B - 一种飞机机载gps与惯性导航系统组合定位方法 - Google Patents

一种飞机机载gps与惯性导航系统组合定位方法 Download PDF

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CN104570033B
CN104570033B CN201510003803.7A CN201510003803A CN104570033B CN 104570033 B CN104570033 B CN 104570033B CN 201510003803 A CN201510003803 A CN 201510003803A CN 104570033 B CN104570033 B CN 104570033B
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候静
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CETC Avionics Co Ltd
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    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
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Abstract

本发明公布了一种飞机机载GPS与惯性导航系统组合定位方法，包括如下构建步骤：首先，构建惯导角速度误差模型，通过GPS修正惯导角速度误差；即构建陀螺仪输出角速度误差模型，通过静态或水平直线运动修正惯导角速度零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器线性拟合修正惯导角速度线性误差，最终实现对惯导角速度的误差修正；其次，构建加速度计输出加速度误差模型，通过修正惯导加速度零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器拟合修正惯导加速度线性误差，以实现对惯导加速度的误差修正。本发明通过建立陀螺仪输出角速度误差模型、加速度计输出加速度误差模型，并通过GPS动态修正INS三轴角速和三轴加速，能有效将GPS与INS技术结合起来。

Description

一种飞机机载GPS与惯性导航系统组合定位方法
技术领域
本发明涉及一种飞机机载GPS与惯性导航系统组合定位方法。
背景技术
目前的机载导航系统主要有GPS导航系统、惯性导航系统。GPS导航系统是飞机无线电导航系统的核心系统，为飞机整个航电系统提供位置、速度和时间信息；惯导系统为飞机提供当前时刻的三轴加速度和三轴角速度信息。
目前我国的民用飞机研制还处于起步阶段，机载GPS和机载惯性导航组合定位的研制尚属空白，组合定位的相关设计主要采用硬切换，未能有效将GPS与INS技术结合起来。
发明内容
本发明目的是针对现有技术存在的缺陷提供一种飞机机载GPS与惯性导航系统组合定位方法。
本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：一种飞机机载GPS与惯性导航系统组合定位方法，包括如下构建步骤：
a、构建惯导角速度误差模型，通过GPS修正惯导角速度误差；即构建陀螺仪输出角速度误差模型，通过静态或水平直线运动修正惯导角速度零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器线性拟合修正惯导角速度线性误差，最终实现对惯导角速度的误差修正；
b、构建惯导加速度误差模型，通过GPS修正惯导加速度误差；即加速度计输出加速度误差模型，通过静态或水平直线运动修正惯导加速度姿态和零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器线性拟合修正惯导加速度线性误差，最终实现对惯导加速度的误差修正；
c、构建惯性导航与GPS组合定位模型；即通过GPS输出信号强度、水平精度因子、信号完好性参数，并指定GPS与惯导组合定位权重设计策略，最终实现GPS与惯导的组合定位。
本发明的有益效果：
1、建立陀螺仪输出角速度误差模型，并通过GPS动态修正INS陀螺仪三轴角速度。
2、建立加速度计输出加速度误差模型，并通过GPS动态修正INS加速度计三轴加速度。
3、GPS与惯导定位权重设计。
4、GPS与INS采用KALMAN滤波器实现数据融合，提高定位精度和可靠性。
附图说明
图1为本发明的GPS与惯性导航组合定位功能原理图。
图2为本发明的GPS建模修正INS角速度误差原理图。
图3为本发明的GPS建模修正INS加速度误差原理图。
图4为本发明的GPS与惯性导航组合定位流程原理图。
具体实施方式
图1中，为本发明的GPS与惯性导航组合定位功能原理图。图中所示，PVT表示GPS接收机输出的位置、速度和时间信息；惯性导航(简称惯导或INS)输出ωxωyωZ表示惯导系统陀螺仪输出三轴角速度，惯导输出axayaz表示惯导系统加速度即输出三轴加速度，数据融合主要包括GPS与惯导权重设计，以及KALMAN数据融合。
图2至图4所示，涉及本发明的一种飞机机载GPS与惯性导航系统组合定位方法，其包括如下构建步骤：
a、构建惯导角速度误差模型，通过GPS修正惯导角速度误差；即构建陀螺仪输出角速度误差模型，通过静态或水平直线运动修正惯导角速度零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器线性拟合修正惯导角速度线性误差，最终实现对惯导角速度的误差修正；
b、构建惯导加速度误差模型，通过GPS修正惯导加速度误差；即构建加速度计输出加速度误差模型，通过静态或水平直线运动修正惯导加速度姿态和零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器线性拟合修正惯导加速度线性误差，最终实现对惯导加速度的误差修正；
c、构建惯性导航与GPS组合定位模型；即通过GPS输出信号强度、水平精度因子、信号完好性参数，并指定GPS与惯导组合定位权重设计策略，最终实现GPS与惯导的组合定位。在组合定位过程中，采用Kalman实现两种定位轨迹的数据融合，保证定位的可靠性和精度。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种飞机机载GPS与惯性导航系统组合定位方法，其特征在于，包括如下构建步骤：
a、构建惯导角速度误差模型，通过GPS修正惯导角速度误差；即构建陀螺仪输出角速度误差模型，通过静态或水平直线运动修正惯导角速度零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器线性拟合修正惯导角速度线性误差，最终实现对惯导角速度的误差修正；
b、构建惯导加速度误差模型，通过GPS修正惯导加速度误差；即构建加速度计输出加速度误差模型，通过静态或水平直线运动修正惯导加速度的姿态和惯导加速度的零点漂移误差，通过卡尔曼滤波器线性拟合修正惯导加速度线性误差，最终实现对惯导加速度的误差修正；
c、构建惯性导航与GPS组合定位模型；即通过GPS输出信号强度、水平精度因子、信号完好性参数，并指定GPS与惯导组合定位权重设计策略，最终实现GPS与惯导的组合定位。
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