針對慣性導(dǎo)航的雷達(dá)高度表輔助方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種針對慣性導(dǎo)航的雷達(dá)高度表輔助方法，該方法中量測量的構(gòu)建方法是，根據(jù)慣性導(dǎo)航輸出的位置矢量計算得到飛行器地心高度，減去地球橢球半徑獲得飛行器計算海拔高度，雷達(dá)高度表測量值結(jié)合其它算法獲得觀測海拔高度，計算海拔高度減去觀測海拔高度得到的差值作為量測量，并推導(dǎo)出量測量的全微分方程。本發(fā)明給出了一個【具體實施方式】，基于該量測量組成捷聯(lián)慣導(dǎo)/雷達(dá)高度表組合導(dǎo)航系統(tǒng)，利用間接法帶反饋校正的卡爾曼濾波實現(xiàn)了對位置誤差狀態(tài)量的估計，抑制了位置誤差的發(fā)散，提高了定位精度。
【專利說明】
針對慣性導(dǎo)航的雷達(dá)高度表輔助方法 (一)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明提供一種針對慣性導(dǎo)航的雷達(dá)高度表輔助方法，屬于導(dǎo)航領(lǐng)域，為提高飛 行器導(dǎo)航定位精度提供了一種有效方法。 (二)
【背景技術(shù)】
[0002] 慣性導(dǎo)航作為一種完全自主導(dǎo)航系統(tǒng)，其基本原理是通過陀螺儀和加速度計敏感 載體的旋轉(zhuǎn)和平移信息，經(jīng)過公式編排完成飛行器的姿態(tài)、速度和位置解算，具有輸出連 續(xù)、可靠性強(qiáng)、短時精度高等顯著優(yōu)點，但也存在著誤差隨時間發(fā)散的缺點。
[0003] 雷達(dá)高度表是一種主動式距離傳感器，雷達(dá)有不同的體制，比如:激光雷達(dá)或無線 電雷達(dá)，用以測量飛行器和某一目標(biāo)物體的距離。隨著制導(dǎo)導(dǎo)航與控制技術(shù)在深空探測、航 天航空的迅猛發(fā)展，雷達(dá)測距技術(shù)己經(jīng)成功應(yīng)用于軌道測量、彈道修正、衛(wèi)星定位、交會對 接、巡航制導(dǎo)、航天著陸、大地測量、微波遙感等方面。
[0004] 如何在自主飛行過程中提高導(dǎo)航精度一直以來都是熱點研究問題，慣性導(dǎo)航與星 敏感器的組合是一種常用的自主導(dǎo)航解決方案，該方案機(jī)理在于通過融合星敏感器高精度 定姿結(jié)果從而提高慣導(dǎo)系統(tǒng)基準(zhǔn)坐標(biāo)系的精度，并降低加速度計的交叉耦合效應(yīng)，一定程 度上可以減小加速度積分法帶來的速度及位置誤差，但不能從根本上解決速度和位置誤差 的發(fā)散問題。慣性導(dǎo)航也可以和GPS組合，GPS定位結(jié)果沒有漂移誤差，但通常不認(rèn)為GPS是 完全自主的導(dǎo)航方式，兩者組合也就不是完全自主導(dǎo)航方式。本發(fā)明針對慣導(dǎo)系統(tǒng)提供一 種雷達(dá)高度表與慣組的卡爾曼濾波數(shù)據(jù)融合方法。 (三)

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于提供一種基于雷達(dá)高度表的量測模型，利用卡爾曼濾波輔助慣 性導(dǎo)航系統(tǒng)獲取更高的速度、位置精度。
[0006] 飛行器在飛行過程中，利用雷達(dá)測得飛行器至反射表面(海平面或地表平面）的垂 直高度值。結(jié)合其它方法進(jìn)一步獲得飛行器觀測海拔高度，如圖1所示。根據(jù)慣性導(dǎo)航系統(tǒng) 輸出的位置矢量計算得到飛行器地心高度，減去地球橢球半徑獲得飛行器計算海拔高度， 計算海拔高度減去觀測海拔高度得到的差值作為量測量。
[0007]慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算的飛行器位置有隨時間不斷加大的漂移誤差，本發(fā)明方法提供 的量測量與位置漂移誤差具有函數(shù)關(guān)系，結(jié)合慣性導(dǎo)航系統(tǒng)狀態(tài)方程進(jìn)行卡爾曼濾波，可 以起到補(bǔ)償位置漂移誤差的作用，提高飛行器的定位精度。其組合導(dǎo)航系統(tǒng)原理圖如圖2所 不。 (四）
【附圖說明】
[0008] 圖1為發(fā)射慣性系下飛行器位置P與雷達(dá)測距獲得海拔觀測高度H。的幾何關(guān)系。
[0009] 圖2為雷達(dá)高度表輔助慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的組合導(dǎo)航系統(tǒng)原理圖。 (五)【具體實施方式】
[0010]針對捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（SINS)，利用本發(fā)明基于雷達(dá)高度表（RA，Radar Altimeter)獲得的系統(tǒng)量測量建立了SINS/RA組合導(dǎo)航系統(tǒng)，采用間接反饋校正式Kalman 濾波，濾波結(jié)果一方面反饋到慣導(dǎo)系統(tǒng)修正偏差，另一方面校正當(dāng)前時刻狀態(tài)輸出量，實現(xiàn) 了對飛行器位置量的估計，減小了位置漂移誤差。
[0011] (1)建立量測模型
[0012]如圖1所示，Re為地球半徑。在發(fā)射慣性坐標(biāo)系O1-X1Y 1Z1(以下簡稱1系，并作為導(dǎo)航 坐標(biāo)系)下，位置矢量r與發(fā)射點水平面夾角Θ滿足
[0013]
⑴
[0014]式中，X、y、Z分別為SINS位置解算結(jié)果在1系下的坐標(biāo)。則該時刻海拔高度H。為：
[0015]
(2)
[0016] 設(shè)由雷達(dá)高度表獲得的海拔高度測量值為H。，則SINS解算高度H。與H。之差Δ H滿足 如下關(guān)系：
[0017]
(3)
[0018] 其中：
[0019]
(4)
[0020] Wh為雷達(dá)高度表的量測噪聲，其大小受姿態(tài)誤差及反射面起伏影響。δχ、δγ、δζ分 別為捷聯(lián)解算與標(biāo)稱軌道的位置誤差。
[0021] (2)建立卡爾曼濾波方程
[0022] 采用間接法帶反饋校正的卡爾曼濾波器，因此選取系統(tǒng)導(dǎo)航誤差參數(shù)作為狀態(tài)變 量，包含的具體元素為:捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)學(xué)平臺失準(zhǔn)角Φχ，Φγ，Φ ζ，1系三個軸上的速度誤 差δνχ，δνγ，δνζ和位置誤差51，5 7,52;，陀螺儀常值漂移6)[々々和加速度計常值偏置％，％， ▽ ζ，即：
[0023] (5)
[0024] 系統(tǒng)狀態(tài)方程為：
[0025]
(6)
[0026] 其中，F(xiàn)(t)為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，G(t)為系統(tǒng)噪聲驅(qū)動陣，W(t)為系統(tǒng)噪聲。
[0027] 以ΔΗ為觀測量，系統(tǒng)量測方程為：
[0028] Z(t)= AH=HX(t)+V(t) (7)
[0029] 式中，
[0030]
[0031] v(t) =Wh，為量測噪聲。
【主權(quán)項】
1. 針對慣性導(dǎo)航的雷達(dá)高度表輔助方法，其特征在于:根據(jù)慣性導(dǎo)航輸出的位置矢量 計算得到飛行器地心高度，減去地球橢球半徑獲得飛行器計算海拔高度，雷達(dá)高度表測量 值結(jié)合其它算法獲得觀測海拔高度，計算海拔高度減去觀測海拔高度得到的差值作為量測 量。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對慣性導(dǎo)航的雷達(dá)高度表輔助方法，其特征在于:基于該量 測量建立捷聯(lián)慣導(dǎo)/雷達(dá)高度表組合導(dǎo)航算法，將該量測量作為Kalman濾波的一維觀測量。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對慣性導(dǎo)航的雷達(dá)高度表輔助方法，其特征在于:基于該量 測量建立捷聯(lián)慣導(dǎo)/星敏感器/雷達(dá)高度表組合導(dǎo)航算法，由慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和星敏感器測量 所獲得的平臺失準(zhǔn)角與該量測量合并，作為Kalman濾波的四維觀測量。
【文檔編號】G01C21/16GK105841699SQ201610180539
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年3月28日
【發(fā)明人】王海涌, 高自謙
【申請人】北京航空航天大學(xué)