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專(zhuān)利名稱(chēng)：一種慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法。
背景技術(shù)：
現(xiàn)有的慣性/衛(wèi)星組合方法一般采用衛(wèi)星定位系統(tǒng)的速度、位置為觀(guān)測(cè)量，對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度誤差、位置誤差、失調(diào)角等參數(shù)進(jìn)行估計(jì)，其航向誤差需要經(jīng)過(guò)較長(zhǎng)時(shí)間才能收斂，尤其在非機(jī)動(dòng)情況下幾乎不可觀(guān)測(cè)，難以保證慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向精度。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是現(xiàn)有技術(shù)中難以保證慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向精度。 本發(fā)明的技術(shù)方案如下所述一種慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，該方法引入衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值作為觀(guān)測(cè)量，對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向誤差進(jìn)行補(bǔ)償；其具體包括以下步驟步驟1.初始姿態(tài)裝訂；步驟
2.航向融合。步驟I通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)在初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)，慣導(dǎo)系統(tǒng)采用衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值進(jìn)行粗對(duì)準(zhǔn)，并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行精對(duì)準(zhǔn)。所述粗對(duì)準(zhǔn)如式⑴所示A0, Ins — A0,gps(I)式⑴中:A0, Ins表示慣導(dǎo)初始姿態(tài)角矢量；A0,gps表示衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值矢量。作為優(yōu)選方案，所述衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值矢量Atl,m包括俯仰角信息和方位角信息。所述慣導(dǎo)系統(tǒng)可以為低精度慣性測(cè)量裝置。步驟2可以通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)在導(dǎo)航過(guò)程中，采用衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的航向角信息對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向角速率進(jìn)行補(bǔ)償，補(bǔ)償公式如式(2)所不
權(quán)利要求
1.一種慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于該方法引入衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值作為觀(guān)測(cè)量，對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向誤差進(jìn)行補(bǔ)償；其具體包括以下步驟步驟1.初始姿態(tài)裝訂；步驟2.航向融合。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于步驟I通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)在初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)，慣導(dǎo)系統(tǒng)采用衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值進(jìn)行粗對(duì)準(zhǔn)，并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行精對(duì)準(zhǔn)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于所述粗對(duì)準(zhǔn)如式(I)所示 A(|, Ins 一 A0, GPS(I) 式⑴中 At), Ins表示慣導(dǎo)初始姿態(tài)角矢量； A0,gps表示衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值矢量。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于所述衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值矢量Atheps包括俯仰角信息和方位角信息。
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于所述慣導(dǎo)系統(tǒng)為低精度慣性測(cè)量裝置。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于步驟2具體通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn) 在導(dǎo)航過(guò)程中，采用衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的航向角信息對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向角速率進(jìn)行補(bǔ)償，補(bǔ)償公式如式(2)所示
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于步驟2具體通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn) 在導(dǎo)航過(guò)程中，采用衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的航向角信息對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向角速率進(jìn)行補(bǔ)償，補(bǔ)償公式如式(3)所示
8.根據(jù)權(quán)利要求6或7所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于k= O.1。
9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法，其特征在于T= Is。
全文摘要
本發(fā)明屬于慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種慣性/衛(wèi)星姿態(tài)融合方法。該方法包括以下步驟步驟1.初始姿態(tài)裝訂在初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)，慣導(dǎo)系統(tǒng)采用衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的姿態(tài)角測(cè)量值進(jìn)行粗對(duì)準(zhǔn)，并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行精對(duì)準(zhǔn)；步驟2.航向融合在導(dǎo)航過(guò)程中，采用衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)的航向角信息對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向角速率進(jìn)行補(bǔ)償。本發(fā)明解決了現(xiàn)有技術(shù)中難以保證慣導(dǎo)系統(tǒng)航向精度的技術(shù)問(wèn)題。本發(fā)明對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航向誤差進(jìn)行了補(bǔ)償，獲得了準(zhǔn)確的航向信息。
文檔編號(hào)G01S19/40GK102997918SQ20111027348
公開(kāi)日2013年3月27日 申請(qǐng)日期2011年9月15日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月15日
發(fā)明者王黎斌, 尚克軍, 劉輝, 徐策, 王子靜, 李文耀, 扈光鋒, 周祖洋, 謝仕民, 李邦清, 劉峰 申請(qǐng)人:北京自動(dòng)化控制設(shè)備研究所