[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

CN113932803B - 适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统 - Google Patents

适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统 Download PDF

Info

Publication number
CN113932803B
CN113932803B CN202111015230.1A CN202111015230A CN113932803B CN 113932803 B CN113932803 B CN 113932803B CN 202111015230 A CN202111015230 A CN 202111015230A CN 113932803 B CN113932803 B CN 113932803B
Authority
CN
China
Prior art keywords
filter
state
subsystem
sub
equation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111015230.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113932803A (zh
Inventor
龙达峰
孙俊丽
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Huizhou University
Original Assignee
Huizhou University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Huizhou University filed Critical Huizhou University
Priority to CN202111015230.1A priority Critical patent/CN113932803B/zh
Publication of CN113932803A publication Critical patent/CN113932803A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113932803B publication Critical patent/CN113932803B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/04—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by terrestrial means
    • G01C21/08—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by terrestrial means involving use of the magnetic field of the earth
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/45—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/45—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement
    • G01S19/47—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement the supplementary measurement being an inertial measurement, e.g. tightly coupled inertial

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Geology (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供一种适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统，至少包括：第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器，以及三轴地磁传感器，两轴陀螺和三轴加速度计；通过惯性/地磁第一子系统滤波器，惯性/卫星第二子系统滤波器进行滤波过程，再将结果传递给主滤波器融合中心，主滤波器根据各子滤波器的滤波数据进行组合导航滤波计算出全局最优解，从而获得适用于高过载、高自旋和高动态运动特征的飞行器的导航中，进一步提高测量精度和数据有效性。

Description

适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统
技术领域
本发明涉及常规弹药、高速旋转弹、高动态飞行器等飞行姿态测量技术领域，尤其是涉及一种适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统。
背景技术
常规弹药发射后依靠惯性飞行，具有很大的初始速度，发射大过载，且其通过高速自旋以提高弹体飞行的稳定性。在其智能化导航控制改造中，弹体轴向高达14000°/s的滚转角速率，使得现有陀螺的量程与精度很难同时满足其测试的要求，另外高达10000g的发射大过载，极易造成机载传感器出现测量大误差、短时输出失效、甚至器件损坏等现象。恶劣应用环境使得现有成熟的飞行器机载导航系统很难直接移植应用于此类高动态飞行器的智能化改造中，存在飞行参数测试不全、测量精度低或系统的可靠性差等问题。因此，寻求一种适用于具有高过载、高自旋和大初速等“高动态”运动特征的飞行器的导航系统，是其智能化导航改造亟需解决的关键技术之一。
发明内容
针对上述问题，本专利提出了一种适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统，采用三轴地磁传感器、两轴陀螺仪和卫星接收机组成高动态飞行器机组合测量方案，通过组合滤波器由惯性/地磁第一子系统滤波器、惯性/卫星第二子系统滤波器和主滤波器三个滤波器组成，各子滤波器首先独立完成各自的滤波过程，然后将结果传递给主滤波器融合中心，主滤波器根据各子滤波器的滤波数据完成飞行姿态的最优估计。
具体的，所述系统至少包括：
第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器；所述第一子系统滤波器用于获取惯性导航系统和磁测姿态系统的数据并进行一次滤波后将结果传递给主滤波器；所述第二子系统滤波器用于获取惯性导航系统和卫星导航系统的数据并进行二次滤波后将结果传递给主滤波器，所述主滤波器根据所述第一子系统滤波器和第二子系统滤波器的结果进行组合导航滤波计算；以及，
所述惯性导航系统的输入数据为三轴加速度计所测量的载体加速度fb，和角速率滤波器解算的状态变量X(k)最优滤波估计所述角速率滤波器的输入数据为两轴陀螺实测值/>和/>和三轴地磁传感器的测量值/>
所述磁测姿态系统的输入数据为三轴地磁传感器的测量值Hb。
其中，所述两轴陀螺包括分别安装于飞行器载体坐标系XbYbZb的X轴位置的单轴陀螺Gx 和Z轴位置的单轴陀螺Gz；所述三轴地磁传感器的三轴敏感方向与所述三轴加速度计的计敏感方向均与飞行器载体坐标系XbYbZb三轴方向完全重合；所述卫星导航系统的接收机天线安装于飞行器壳体表面。
上面所述的主滤波器根据所述第一子系统滤波器和第二子系统滤波器的结果进行组合导航滤波计算，还包括以下步骤：
S1：进行子滤波器的信息分配计算过程；
S2：进行子滤波器的时间更新计算过程；
S3：进行子滤波器的量测更新计算过程；
S4:进行主滤波器信息融合。
优选的，所述S1中子滤波器的信息分配，采用计算公式为：
式中，P(k-1)和Q(k-1)分别表示为主滤波器的全局估计误差方差阵和系统噪声方差阵； Pi(k-1)和Qi(k-1)i＝1,2表示子滤波器的估计误差方差阵和系统噪声方差阵，其中公式中下标 i＝1,2分别用于表示第一子系统滤波器和第二子系统滤波器；β1,β2为子滤波器的信息分配系数；X1(k-1),X2(k-1),X(k-1)分别表示第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器的状态变量。
其中，所述第一子系统滤波器的状态变量，还包括：选取载体的三维姿态作为状态变量
以载体的姿态微分方程作为状态方程，公式为：
X1(k)＝Φ1(k,k-1)X1(k-1)+w1(k)；
其中，Φ1(k,k-1)为状态转移矩阵，计算公式为：
式中，w1(k)为系统量测噪声；T为滤波周期T(T＝tk-tk-1)；ωx，ωy，ωz为载体各轴角速率信息；γ,θ分别代表载体的偏航角、俯仰角和滚转角。
其中，所述S2中的子滤波器的时间更新，采用计算公式为：
式中，为状态一步预测；/>为k-1时刻状态估计值；Pi(k,k-1)为一步预测均方误差；Φi(k,k-1)为状态转移矩阵；Qi(k)噪声方差阵。
所述S3中的子滤波器的量测更新，采用计算公式为：
式中，Ki(k)表示滤波增益；Ri(k)为量测噪声阵；I为单位矩阵；Pi(k)为估计均方误差； Hi(k)为系统的观测矩阵；为子滤波器状态估计；Zi(k)为系统的观测量。
所述Zi(k)为系统的观测量，还包括：
所述第一子系统滤波器的观测量为：选取所述三轴地磁传感器的测量输出作为观测变量其观测方程为：
Z1(k)＝H1(k)X1(k)+v1(k)；
式中，v1(k)是量测噪声；观测阵为雅可比矩阵；其中：
分别表示为方程式h11，h12，h13对状态变量；
的一阶偏导数；/>为状态一步预测；v1(k)为量测噪声；所述第二子系统滤波器的观测量为：选取卫星导航系统速度和位置作为观测量 Z2(t)＝[vx,vy,vz,x,y,z]T，观测方程为：
Z2(k)＝H2(k)X2(k)+v2(k)；
式中，观测阵H2(k)＝I是单位矩阵；v2(k)是量测噪声。
所述S4中的主滤波器信息融合，采用计算公式为：
式中，Pg为主滤波器的估计误差方差阵；/>为主滤波的状态估计结果。
综上所述，本发明提供一种适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统，至少包括：第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器，以及三轴地磁传感器，两轴陀螺和三轴加速度计；通过惯性/地磁第一子系统滤波器，惯性/卫星第二子系统滤波器进行滤波过程，再将结果传递给主滤波器融合中心，主滤波器根据各子滤波器的滤波数据进行组合导航滤波计算出全局最优解，从而获得适用于高过载、高自旋和高动态运动特征的飞行器的导航中，进一步提高测量精度和数据有效性。
附图说明
图1为惯性/地磁/卫星组合导航系统示意图。
图2为传感器测量安装示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，为本发明提出了一种适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统，所述系统至少包括：第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器；所述第一子系统滤波器用于获取惯性导航系统和磁测姿态系统的数据并进行一次滤波后将结果传递给主滤波器；所述第二子系统滤波器用于获取惯性导航系统和卫星导航系统的数据并进行二次滤波后将结果传递给主滤波器，所述主滤波器根据所述第一子系统滤波器和第二子系统滤波器的结果进行组合导航滤波计算；以及，
所述惯性导航系统的输入数据为三轴加速度计所测量的载体加速度fb，和角速率滤波器解算的状态变量X(k)最优滤波估计所述角速率滤波器的输入数据为两轴陀螺实测值/>和/>和三轴地磁传感器的测量值/>
所述磁测姿态系统的输入数据为三轴地磁传感器的测量值Hb。
进一步的，所述系统上还安装有机载捷联导航传感器，分别包括三轴地磁传感器，两轴陀螺和三轴加速度计；所述惯性导航系统获取所述三轴加速度计和角速率滤波器的数据参数，所述角速率滤波器用来接收所述两轴陀螺和三轴地磁传感器的数据并进行角度率滤波；所述磁测姿态系统获取来自三轴地磁传感器的数据。
如图2所示，所述两轴陀螺包括分别安装于飞行器载体坐标系XbYbZb的X轴位置的单轴陀螺Gx和Z轴位置的单轴陀螺Gz；所述三轴地磁传感器的三轴敏感方向与所述三轴加速度计的计敏感方向均与飞行器载体坐标系XbYbZb完全重合；所述卫星导航系统的接收机天线安装于飞行器壳体表面。
优选的，本发明所述系统主要是由惯性/地磁第一子系统滤波器和惯性/卫星第二子系统滤波器首先独立完成各自的滤波过程，然后将结果传递给主滤波器融合中心，主滤波器根据各子滤波器的滤波数据计算出全局最优解。具体过程如下：
角速率滤波器的工作原理：
由于机载陀螺仪测量输出(和/>)及通过磁测辅助信息计算得到滚转速率均存在测量误差，其误差模型可表示为：
公式(1)：
上式(1)中，为各轴向角速率测量值，ωx，ωy，ωz为各轴向理想角速率， w(t)＝[nx,ny,nz]T，nx，ny，nz表示为各轴陀螺量测噪声。
本发明选取角速率作为系统的状态变量X(t)＝[ωx,ωy,ωz]T，则系统的离散化状态方程可以表示为：
公式(2)：
X(k)＝Φk,k-1X(k-1)+w(k)。
上式(2)中，状态转移矩阵Φk,k-1＝I3×3；系统量测噪声w(k)，满足均值为 E[w(k)]＝0，方差为E[w(k),wT(j)]＝Q(k)，Q(k)为系统噪声序列方差阵。
选取为各轴向角速率测量值作为滤波系统的观测量/>则角速率滤波器的观测方程可表示为：
公式(3)：
Z(k)＝H(k)X(k)+v(k)。
上式(3)中，量测阵H(k)＝I3×3；v(k)为系统的量测噪声，满足均值为E[v(k)]＝0，方差为E[v(k),vT(j)]＝R(k)，R(k)为量测噪声序列方差阵。
本发明由状态方程式(2)和观测方程式(3)共同组成角速率滤波方程，并采用卡尔曼滤波算法(KF)完成状态变量X(k)最优滤波估计为飞行姿态高精度滤波器提供精确的飞行器载体角速率信息。
因此，角速率滤波器的滤波算法包括如下两个更新过程：
1)时间更新过程：
公式(4)：
2)量测更新过程：
公式(5)：
上式(4)-(5)中，为状态一步预测；Φk,k-1为状态转移矩阵；P(k,k-1)为一步预测均方误差；Kk表示滤波增益；R(k)为量测噪声阵；Q(k-1)为k-1时刻系统噪声方差阵；I为单位矩阵；Pk为估计均方误差；/>为状态滤波结果。
组合滤波器的工作原理：
(1)第一子系统滤波器：惯性/地磁组合导航模型；
根据磁测原理，捷联载体的磁传感器的测量输出可表示为：
公式(6)：
上式中，为三轴磁传感器测量输出；/>为东北天导航坐标系下的地磁场矢量；/>为姿态变换矩阵，
选取载体的三维姿态作为状态变量并以载体的姿态微分方程作为状态方程，则系统的状态方程式为：
公式(7)：
上式中，ωx，ωy，ωz为载体各轴角速率信息；γ,θ分别代表载体的偏航角、俯仰角和滚转角。
系统的状态方程式(7)可简写为一般形式：
公式(8)：
上式中，w1(t)系统噪声；
状态转移矩阵Φ1(k,k-1)计算公式如下：
公式(9)：
上式中，Φ1(k,k-1)为雅可比矩阵， 分别表示为方程式f11，f12，f13对状态变量/>的一阶偏导数；/>为状态一步预测。
则其状态方程可表示为公式(10)：
X1(k)＝Φ1(k,k-1)X1(k-1)+w1(k)。
选取磁传感器的测量输出作为观测变量并选取磁传感器测量输出方程式(6)作为系统的观测方程，则其可简写为公式(11)：
Z1(k)＝H1(k)X1(k)+v1(k)。
上式中，观测阵H1(k)为雅可比矩阵，
分别表示为方程式h11，h12，h13对状态变量/>的一阶偏导数；/>为状态一步预测；v1(k)为量测噪声。
(2)第一子系统滤波器：惯性/卫星组合导航模型。
选取载体的姿态、速度和位置作为状态变量并以载体的姿态方程、速度和位置微分方程作为系统的状态方程。
速度方程公式(12)：
上式中，fb为加速度计测量比力输出；gn为重力矢量；为姿态变换阵。
位置方程，公式(13)：
上式中，v＝[vx,vy,vz]T为导航系下的载体速度；x,y,z导航系下的位置。
因此，综合上述式(7)、(12)和(13)组成子滤波器的状态方程组，其简写形式，公式(14)：
上式中，w2(t)系统噪声；
当滤波周期T(T＝tk-tk-1)较短时，状态转移矩阵Φ2(k,k-1)按如下公式计算，公式(15)：
上式中，Φ2(k,k-1)为雅可比矩阵，vx,vy,vz,x,y,z表示为方程组f2[X2(t),t]对各状态变量/>的一阶偏导数；/>为状态一步预测。
因此，系统的状态方程组进行离散化后，可写成其一般形式，公式(16)：X2(k)＝Φ2(k,k-1)X2(k-1)+w2(k)。
上式中，w2(k)系统噪声；
选取卫星导航系统速度和位置作为观测量Z2(t)＝[vx,vy,vz,x,y,z]T，观测方程为，公式(17)：
Z2(k)＝H2(k)X2(k)+v2(k)
上式中，观测阵H2(k)＝I是单位矩阵；v2(k)是量测噪声。
(3)主滤波器：惯性/地磁/卫星组合导航滤波算法。
本发明所述组合滤波算法主要包括滤波器的信息分配、时间更新、量测更新和主滤波器信息融合估计四个过程。各子滤波器首先独立完成各自的滤波过程，然后将结果传递给主滤波器进行信息融合，主滤波器根据各子滤波器的滤波数据计算出全局最优解，滤波算法具体步骤如下：
S1：进行子滤波器的信息分配计算过程；
S2：进行子滤波器的时间更新计算过程；
S3：进行子滤波器的量测更新计算过程；
S4:进行主滤波器信息融合。
其中，S1：进行子滤波器的信息分配计算过程，采用公式公式(18)：
上式中，P(k-1)和Q(k-1)分别表示为主滤波器的全局估计误差方差阵和系统噪声方差阵；Pi(k-1)、Qi(k-1)i＝1,2表示子滤波器的估计误差方差阵和系统噪声方差阵，本发明所述滤波算法所有公式中下标i＝1,2用于表示子滤波器1和子滤波器2；β1,β2为子滤波器的信息分配系数；X1(k-1),X2(k-1),X(k-1)分别表示滤波器1、滤波器2和主滤波器的状态变量。
S2：进行子滤波器的时间更新计算过程，采用公式公式(19)：
上式中，为状态一步预测；/>为k-1时刻状态估计值；Pi(k,k-1)为一步预测均方误差；Φi(k,k-1)为状态转移矩阵；Qi(k)噪声方差阵。
S3：进行子滤波器的量测更新计算过程，采用公式公式(20)：
上式中，Ki(k)表示滤波增益；Ri(k)为量测噪声阵；I为单位矩阵；Pi(k)为估计均方误差；Hi(k)为系统的观测矩阵；为子滤波器状态估计；Zi(k)为系统的观测量。
S4:进行主滤波器信息融合，采用公式公式(21)：
上式中，Pg为主滤波器的估计误差方差阵；为主滤波的状态估计结果。
因此，通过上述四个步骤，实现基于惯性/地磁/卫星组合导航的飞行姿态高精度滤波估计。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (9)

1.一种适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统，其特征在于，所述系统至少包括：
第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器；所述第一子系统滤波器用于获取惯性导航系统和磁测姿态系统的数据并进行一次滤波后将结果传递给主滤波器；所述第二子系统滤波器用于获取惯性导航系统和卫星导航系统的数据并进行二次滤波后将结果传递给主滤波器，所述主滤波器根据所述第一子系统滤波器和第二子系统滤波器的结果进行组合导航滤波计算；以及，
所述惯性导航系统的输入数据为三轴加速度计所测量的载体加速度fb，和角速率滤波器解算的状态变量X(k)最优滤波估计所述角速率滤波器的输入数据为两轴陀螺实测值/>和/>和三轴地磁传感器的测量值/>
所述磁测姿态系统的输入数据为三轴地磁传感器的测量值Hb；
所述第一子系统滤波器的状态变量，包括：选取载体的三维姿态作为状态变量以载体的姿态微分方程作为状态方程，公式为：
X1(k)＝Φ1(k,k-1)X1(k-1)+w1(k)；
其中，Φ1(k,k-1)为状态转移矩阵，计算公式为：
式中，w1(k)为系统量测噪声；T为滤波周期，T＝tk-tk-1；ωx，ωy，ωz为载体各轴角速率信息；γ,θ分别代表载体的偏航角、俯仰角和滚转角。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述两轴陀螺包括分别安装于飞行器载体坐标系XbYbZb的X轴位置的单轴陀螺Gx和Z轴位置的单轴陀螺Gz；所述三轴地磁传感器的三轴敏感方向与所述三轴加速度计的计敏感方向均与飞行器载体坐标XbYbZb三轴方向完全重合；所述卫星导航系统的接收机天线安装于飞行器壳体表面。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述主滤波器根据所述第一子系统滤波器和第二子系统滤波器的结果进行组合导航滤波计算，还包括以下步骤：
S1：进行子滤波器的信息分配计算过程；
S2：进行子滤波器的时间更新计算过程；
S3：进行子滤波器的量测更新计算过程；
S4:进行主滤波器信息融合。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述S1中子滤波器的信息分配，采用计算公式为：
式中，P(k-1)和Q(k-1)分别表示为主滤波器的全局估计误差方差阵和系统噪声方差阵；Pi(k-1)、Qi(k-1)i＝1,2表示子滤波器的估计误差方差阵和系统噪声方差阵，其中公式中下标i＝1,2分别用于表示第一子系统滤波器和第二子系统滤波器；β1,β2为子滤波器的信息分配系数；X1(k-1),X2(k-1),X(k-1)分别表示第一子系统滤波器，第二子系统滤波器和主滤波器的状态变量。
5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述第二子系统滤波器的状态变量，还包括：选取载体的姿态，速度和位置作为状态变量：
以载体的姿态方程、速度和位置微分方程作为系统的状态方程，公式为：
X2(k)＝Φ2(k,k-1)X2(k-1)+w2(k)
其中，Φ2(k,k-1)为状态转矩阵；计算公式为：
式中，Φ2(k,k-1)为雅可比矩阵，表示为方程组f2[X2(t),t]对各状态变量/>的一阶偏导数；/>为状态一步预测；w2(k)为系统噪声；fb为加速度计测量比力输出；gn为重力矢量；/>为姿态变换阵；vx,vy,vz导航系下的载体速度；x,y,z导航系下的位置；T为滤波周期。
6.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述S2中的子滤波器的时间更新，采用计算公式为：
式中，为状态一步预测；/>为k-1时刻状态估计值；Pi(k,k-1)为一步预测均方误差；Φi(k,k-1)为状态转移矩阵；Qi(k)噪声方差阵。
7.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述S3中的子滤波器的量测更新，采用计算公式为：
式中，Ki(k)表示滤波增益；Ri(k)为量测噪声阵；I为单位矩阵；Pi(k)为估计均方误差；Hi(k)为系统的观测矩阵；为子滤波器状态估计；Zi(k)为系统的观测量；Pi(k,k-1)为一步预测均方误差；/>为状态一步预测。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述Zi(k)为系统的观测量，还包括：
所述第一子系统滤波器的观测量为：选取所述三轴地磁传感器的测量输出作为观测变量其观测方程为：
Z1(k)＝H1(k)X1(k)+v1(k)
式中，观测阵为雅可比矩阵；
其中：
分别表示为方程式h11，h12，h13对状态变量；/>的一阶偏导数；/>为状态一步预测；v1(k)为量测噪声；
所述第二子系统滤波器的观测量为：选取卫星导航系统速度和位置作为观测量Z2(t)＝[vx,vy,vz,x,y,z]T，观测方程为：
Z2(k)＝H2(k)X2(k)+v2(k)；
式中，观测阵H2(k)＝I是单位矩阵；v2(k)是量测噪声。
9.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述S4中的主滤波器信息融合，采用计算公式为：
式中，Pg为主滤波器的估计误差方差阵；为主滤波的状态估计结果；Pi(k)为估计均方误差；/>为子滤波器状态估计。
CN202111015230.1A 2021-08-31 2021-08-31 适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统 Active CN113932803B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111015230.1A CN113932803B (zh) 2021-08-31 2021-08-31 适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111015230.1A CN113932803B (zh) 2021-08-31 2021-08-31 适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113932803A CN113932803A (zh) 2022-01-14
CN113932803B true CN113932803B (zh) 2023-10-20

Family

ID=79274905

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111015230.1A Active CN113932803B (zh) 2021-08-31 2021-08-31 适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113932803B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4333786A1 (en) 2021-05-04 2024-03-13 Concepts For Success (C4S) Hygiene article with suspenders

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109373999A (zh) * 2018-10-23 2019-02-22 哈尔滨工程大学 基于故障容错卡尔曼滤波的组合导航方法
CN109596018A (zh) * 2018-12-07 2019-04-09 惠州学院 基于磁测滚转角速率信息的旋转弹飞行姿态高精度估计方法
CN110095800A (zh) * 2019-04-19 2019-08-06 南京理工大学 一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10634692B2 (en) * 2017-04-10 2020-04-28 Rosemount Aerospace Inc. Inertially-aided air data computer altitude

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109373999A (zh) * 2018-10-23 2019-02-22 哈尔滨工程大学 基于故障容错卡尔曼滤波的组合导航方法
CN109596018A (zh) * 2018-12-07 2019-04-09 惠州学院 基于磁测滚转角速率信息的旋转弹飞行姿态高精度估计方法
CN110095800A (zh) * 2019-04-19 2019-08-06 南京理工大学 一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于INS/GPS/磁力计组合导航系统的航向角联邦滤波算法研究;陈晓智;《中国优秀硕士学位论文全文数据库信息科技辑》(第3期);I136-600-第24-27、41-42页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113932803A (zh) 2022-01-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2020220729A1 (zh) 基于角加速度计/陀螺/加速度计的惯性导航解算方法
CN109813311B (zh) 一种无人机编队协同导航方法
CN101413800B (zh) 导航/稳瞄一体化系统的导航、稳瞄方法
CN109596018B (zh) 基于磁测滚转角速率信息的旋转弹飞行姿态高精度估计方法
CN111121766B (zh) 一种基于星光矢量的天文与惯性组合导航方法
CN102692225A (zh) 一种用于低成本小型无人机的姿态航向参考系统
CN104697526A (zh) 用于农业机械的捷联惯导系统以及控制方法
CN111189442A (zh) 基于cepf的无人机多源导航信息状态预测方法
CN113959462B (zh) 一种基于四元数的惯性导航系统自对准方法
CN104697520A (zh) 一体化无陀螺捷联惯导系统与gps系统组合导航方法
CN111207745A (zh) 一种适用于大机动无人机垂直陀螺仪的惯性测量方法
CN114964222A (zh) 一种车载imu姿态初始化方法、安装角估计方法及装置
CN106885587A (zh) 旋翼扰动下惯性/gps组合导航外杆臂效应误差补偿方法
CN113008229A (zh) 一种基于低成本车载传感器的分布式自主组合导航方法
Zorina et al. Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications
Al-Jlailaty et al. Efficient attitude estimators: A tutorial and survey
CN113932803B (zh) 适用于高动态飞行器的惯性/地磁/卫星组合导航系统
CN108955671A (zh) 一种基于磁偏角、磁倾角的卡尔曼滤波导航方法
CN111780751A (zh) 一种信息冗余的提高惯性制导精度方法
CN110095117A (zh) 一种无陀螺惯性量测系统与gps组合的导航方法
Hua et al. Velocity-aided attitude estimation for accelerated rigid bodies
CN113984042B (zh) 一种适用高动态飞行器串联组合导航方法
CN108279025A (zh) 一种基于重力信息的光纤陀螺罗经快速精对准方法
CN110501029A (zh) 面向集群飞行器搭载mems陀螺仪载荷的在线标定方法
Ming et al. Research on the GFSINS/GPS/CNS integrated navigation technology for hypersonic vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant