一種基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法，屬于組合導(dǎo)航領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 陽光在進(jìn)入大氣層之后，受到大氣分子的散射作用產(chǎn)生了不同的偏振狀態(tài)。1871 年英國著名物理學(xué)家瑞利提出了瑞利散射定律，揭示了光線散射特性，隨后人們基于瑞利 散射定律獲得了全空域大氣偏振分布模式。大氣偏振分布模式相對(duì)穩(wěn)定，其中蘊(yùn)涵著豐富 的導(dǎo)航信息，自然界中很多生物都能夠利用天空偏振光進(jìn)行導(dǎo)航或輔助導(dǎo)航。偏振導(dǎo)航機(jī) 制是一種非常有效的導(dǎo)航手段，具有無源、無福射、隱蔽性好等特點(diǎn)，能夠?yàn)閺?fù)雜環(huán)境下的 導(dǎo)航任務(wù)提供新的解決途徑，如火星表面探測、火星著陸等，如何能像其它生物一樣完美利 用偏振光實(shí)現(xiàn)精確導(dǎo)航，是21世紀(jì)導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展的一個(gè)新方向。
[0003] 傳統(tǒng)偏振輔助導(dǎo)航僅利用偏振傳感器提供的航向信息進(jìn)行姿態(tài)信息的修正，未能 充分利用大氣中的偏振信息?，F(xiàn)有偏振導(dǎo)航定位方法多采用基于偏振分布模式匹配方法， 受外界環(huán)境氣象影響較大。一種SINS/GPS/偏振光組合導(dǎo)航系統(tǒng)建模及動(dòng)基座初始對(duì)準(zhǔn)方 法，專利號(hào)；201310069511. 4,僅利用偏振傳感器輸出的偏振方位角信息建立量測方程，未 充分利用大氣偏振信息，且建立非線性模型，在解算難度大，計(jì)算量大。一種基于天空偏振 光分布模式的導(dǎo)航定位方法，專利號(hào)；201410012966. 7,提出一種基于偏振分布模式的導(dǎo)航 定位方法，利用測試的全天空分布模式與建立的模型進(jìn)行數(shù)據(jù)匹配，但建立天空偏振光分 布模式受外界環(huán)境影響大，且不同地區(qū)數(shù)據(jù)庫不全，匹配數(shù)據(jù)量大，在線計(jì)算存在困難。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是；克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供基于太陽矢量的偏振輔助 組合導(dǎo)航方法，利用載體上攜帶的偏振傳感器得到模塊坐標(biāo)系下的單位太陽矢量S-，然后 根據(jù)天文年歷值，依據(jù)載體所在的地理位置及時(shí)間信息計(jì)算出地理坐標(biāo)系下單位太陽矢量 St。最后利用得到的不同坐標(biāo)系下的單位太陽矢量建立偏振導(dǎo)航線性模型，通過卡爾曼濾 波器對(duì)導(dǎo)航參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案為；一種基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法，其實(shí)現(xiàn)步驟 如下：
[0006] (1)利用主偏振傳感器獲取偏振方位角，即可獲得傳感器模塊下的方位角為\然 后利用S傳感器測量天空中S個(gè)觀測點(diǎn)，利用S個(gè)觀測點(diǎn)的偏振信息即可獲得太陽高度角 ，進(jìn)而得到模塊坐標(biāo)系下單位太陽矢量S-;
[0007] (2)利用天文年歷根據(jù)載體所在的地理位置信息和時(shí)間信息確定太陽矢量方向在 地理系下的方位角4;和高度角，進(jìn)而得到地理系下單位太陽矢量SS
[0008] (3)利用偏振光觀測姿態(tài)誤差，計(jì)算出太陽矢量在地理坐標(biāo)系下投影樂，通過慣 性器件得到載體狀態(tài)方程，偏振觀測得到載體觀測方程，建立偏振導(dǎo)航線性模型；
[0009] (4)利用步驟（3)得到的線性模型，通過卡爾曼濾波器對(duì)導(dǎo)航參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。
[0010] 所述步驟（1)具體實(shí)現(xiàn)如下：
[0011] 利用主偏振傳感器獲取偏振方位角則單位太陽矢量在模塊坐標(biāo)系下的方位角 為"'可表示為：
[0012] 4"'=巧/2-界
[0013]利用S傳感器獲取散射角0，則單位太陽矢量在模塊坐標(biāo)系下的方位角''可表 示為：
[0014] h:二 71! 2 -Q
[0015] 模塊坐標(biāo)系下單位太陽矢量可表示為：
[0016]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法，其特征在于，實(shí)現(xiàn)步驟如下： (1) 利用偏振傳感器陣列主偏振傳感器獲取偏振方位角，即可獲得傳感器模塊下的方 位角為，然后利用偏振傳感器陣列測量天空中三個(gè)觀測點(diǎn)，利用三個(gè)觀測點(diǎn)的偏振信息即 可獲得太陽高度角V，進(jìn)而得到模塊坐標(biāo)系下單位太陽矢量Sm; (2) 利用天文年歷根據(jù)載體所在的地理位置信息和時(shí)間信息確定太陽矢量方向在地理 系下的方位角4和高度角K，進(jìn)而得到地理系下單位太陽矢量S t; (3) 利用偏振光觀測姿態(tài)誤差，計(jì)算出太陽矢量在地理坐標(biāo)系下投影f ,通過慣性器 件得到載體狀態(tài)方程，偏振觀測得到載體觀測方程，建立偏振導(dǎo)航線性模型； (4) 利用步驟（3)得到的線性模型，采用卡爾曼濾波器得到載體位置、姿態(tài)、速度及慣 性器件誤差的估計(jì)值。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法，其特征在于：所述步驟 (1) 具體實(shí)現(xiàn)如下： 利用主偏振傳感器獲取偏振方位角則單位太陽矢量在模塊坐標(biāo)系下的方位角為" 可表示為： A7s' = π/2-φ 利用偏振傳感器陣列獲取散射角θ，則單位太陽矢量在模塊坐標(biāo)系下的方位角/<"可 表示為： h"' =π/2-θ 模塊坐標(biāo)系下單位太陽矢量可表示為：
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法，其特征在于：所述步驟 (2) 利用載體位置信息和時(shí)間信息根據(jù)天文年歷計(jì)算出地理系下的單位太陽矢量，具體實(shí) 現(xiàn)如下： 根據(jù)天文年歷，地理系下太陽高度角可由下式計(jì)算得到： sin hrx = sin L sin S + cos L cos S cos Ω 其中，e[0,;r/2]為地理系下太陽高度角，L為地理煒度，δ為太陽赤煒，Ω為太陽 時(shí)角； 地理系下太陽方位角可由以下公式計(jì)算得到：
其中，4 正南方向?yàn)椹?向西偏為正，向東偏為負(fù)； 則地理系下的單位太陽矢量可表示為：
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法，其特征在于：所述步驟 (3)所建立的偏振線性模型具體實(shí)現(xiàn)如下： 由于姿態(tài)誤差的存在，載體坐標(biāo)系和地理系之間存在一個(gè)坐標(biāo)變換陣，由平臺(tái)誤差角 Φ = [Φχ Φγ Φζ]τ引起，Φ χ，Φγ，<^分別為X軸，y軸，z軸的平臺(tái)誤差角； 由St和S-可以建立線性量測模型，即：
其中為載體姿態(tài)矩陣?6的名義值。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種基于太陽矢量的偏振輔助導(dǎo)航方法，首先利用載體上攜帶的偏振傳感器陣列得到模塊坐標(biāo)系下的單位太陽矢量Sm，然后根據(jù)天文年歷值，依據(jù)載體所在的地理位置及時(shí)間信息計(jì)算出地理坐標(biāo)系下單位太陽矢量St。最后利用得到的不同坐標(biāo)系下的單位太陽矢量建立偏振導(dǎo)航線性模型，通過卡爾曼濾波器對(duì)導(dǎo)航參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。該方法利用大氣偏振模式得到太陽矢量進(jìn)行輔助導(dǎo)航，精度高，不受外界其他干擾，能夠?qū)崿F(xiàn)無源、無輻射、全自主導(dǎo)航。
【IPC分類】G01C21-16
【公開號(hào)】CN104880191
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510295505
【發(fā)明人】郭雷, 李晨陽, 楊健, 杜濤, 齊孟超
【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)
【公開日】2015年9月2日
【申請(qǐng)日】2015年6月2日