專利名稱：用于組合導航系統的動基座對準方法及系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及導航系統領域，特別涉及一種用于組合導航系統的動基座對準方法及系統。
背景技術：
MEMS/GPS (Micro-Electro-Mechanical Systems 微機電系統 /GlobalPositioning System全球定位系統)組合導航系統是指以基于MEMS技術的慣性測量單元(IMU)作為傳感器，由GPS衛星導航系統進行位置速度等參考信息輔助的導航系統。MEMS/GPS組合導航系統因其體積小、重量輕、功耗小、成本低在未來的車載、航空應用中有著良好的前景。動基座自對準是指在載體機動情況下，不依靠外部信息(如高精度慣導的導航信息)完成系統初始對準的方法，是得到系統初始航向的重要過程。Scherzinger和Rogers提出對原有的線性化誤差模型進行修改,利用兩個變量來表示方位角誤差即可以用線性模型解決非線性問題，利用僅有的GPS提供的速度+位置信息及卡爾曼濾波實現對準。這種方法可以完成180°全角度范圍的對準，但是修改后的誤差模型更加復雜， 計算量增大。Hong基于修正后的航向角誤差模型，利用基線方法解決初始對準中大失準角問題，但基線選擇會影響對準的實用性，而且仍對初始誤差有要求。Crassidis提出基于大失準角情況下的非線性誤差模型，利用無軌跡卡爾曼濾波完成對準，但無軌跡濾波很難從理論上證明其穩定性。
發明內容
本發明的目的旨在至少解決上述的技術缺陷之一。為達到上述目的，本發明一方面的實施例提出一種用于組合導航系統的動基座對準方法，包括以下步驟:s1:獲取導航信息和GPS觀測信息，其中，所述導航信息通過慣性測量單元獲取，并對所述導航信息進行慣性導航解算；S2:建立動基座對準的誤差模型；S3:建立卡爾曼觀測控制器，其中，所述卡爾曼觀測控制器的工作被劃分為多個階段，且每個階段對應一個狀態協方差矩陣；S4:卡爾曼觀測控制器根據所述導航信息、GPS觀測信息和誤差模型，計算出所述多個階段中每個階段的控制增益；S5:判斷所述控制增益是否滿足利亞普諾夫穩定性條件，若不滿足，則返回步驟S3，若滿足，則進入步驟S6 ；S6:根據所述控制增益計算補償向量，并將所述補償向量反饋給所述慣性測量單元，并由所述慣性測量單元進行調整。根據本發明實施例的方法，通過采用卡爾曼觀測控制器，能夠迅速將航向角誤差壓低到很小的范圍，從而大大降低對準時間，提高對準精度。在本發明的一個實施例中，所述誤差模型和卡爾曼觀測控制器采用至少9維狀態量。在本發明的一個實施例中，所述誤差模型的狀態量表示為，
權利要求
1.一種用于組合導航系統的動基座對準方法，其特征在于，包括以下步驟: 51:獲取導航信息和GPS觀測信息，其中，所述導航信息通過慣性測量單元獲取，并對所述導航信息進行慣性導航解算； 52:建立動基座對準的誤差模型； 53:建立卡爾曼觀測控制器，其中，所述卡爾曼觀測控制器的工作被劃分為多個階段，且每個階段對應一個狀態協方差矩陣； 54:卡爾曼觀測控制器根據所述導航信息、GPS觀測信息和誤差模型，計算出所述多個階段中每個階段的控制增益； 55:判斷所述控制增益是否滿足利亞普諾夫穩定性條件，若不滿足，則返回步驟S3，若滿足，則進入步驟S6 ； 56:根據所述控制增益計算補償向量，并將所述補償向量反饋給所述慣性測量單元，并由所述慣性測量單元進行調整。
2.如權利要求1所述的用于組合導航系統的動基座對準方法，其特征在于，所述誤差模型和卡爾曼觀測控制器采用至少9維狀態量。
3.如權利要求1所述的用于組合導航系統的動基座對準方法，其特征在于，所述誤差模型的狀態量表示為，X = [(^jy δφΕ δφ Wn SVe Wjy SL δλ Sh ~f, 其中，N, E, D分別為當地導航坐標系的北向、東向和地向，Φ為姿態角，δ為誤差表示，δφΝ, δφΕ, 分別為北向、 東向和地向的速度誤差，L、λ和h分別為緯度、經度和高度為，δ L, δ λ , Sh分別為緯度誤差、經度誤差和高度誤差，T為矩陣轉置表示。
4.如權利要求1所述的用于組合導航系統的動基座對準方法，其特征在于，所述誤差模型通過如下公式表示，其公式為，φ = —εη + δακ +φχ ω1} Ut ' litSVn = -δφη Xfn+C^fb+ SVn X (2 + )fy/ i1.-右+Vn Y.(2*-^ + <%)η ) + V"te enδΚτKt SL =——---5L—δΛ RM+h (RM+hr.5FV κ =---+---XmLBL 十 h) cos十 h)cosL —^l5/3 +hr cosL δ“-1D 其中，^為姿態微分矢量，ε n為陀螺零偏矢量，為當地導航坐標系相對地心慣性坐標系旋轉角速度誤差，P為姿態角奶力當地導航坐標系相對地心慣性坐標系旋轉角速度，JfV1為速度誤差微分矢量，#"為姿態角誤差，fb為加速度計輸出的比力，q為姿態矩陣，fn為加速度計輸出的比力在當地導航坐標系中的分量，SVn為速度誤差^為地球自轉角速度，《 Β為導航系相對地球系的角速度，Vn為載體相對地球的速度，V"為加速度計零偏矢量，為緯度誤差微分，δ Vn為北向速度誤差，Rm和Rn分別為當地地球子午圈和卯酉圈的曲率半徑，h為高度，Vn為北向速度，Sh為高度誤差，為經度誤差微分，3^為東向速度誤差，Ve為東向速度，δ L為緯度誤差，力高度誤差微分，δ Vd為地向速度誤差,上角標η表示該物理量在導航坐標系的投影，上角標b表示該物理量在載體坐標系的投影。
5.如權利要求1所述的用于組合導航系統的動基座對準方法，其特征在于，所述卡爾曼觀測控制器的控制方程通過如下公式表示，其公式為，
6.一種用于組合導航系統的動基座對準系統，其特征在于，包括: 獲取模塊，用于獲取導航信息和GPS觀測信息，其中，所述導航信息通過慣性測量單元獲取，并對所述導航信息進行慣性導航解算； 第一建立模塊，用于建立動基座對準的誤差模型； 第二建立模塊，用于建立卡爾曼觀測控制器，其中，所述卡爾曼觀測控制器的工作被劃分為多個階段，且每個階段對應一個狀態協方差矩陣； 計算模塊，用于卡爾曼觀測控制器根據所述導航信息、GPS觀測信息和誤差模型，計算出所述多個階段中每個階段的控制增益； 判斷模塊，用于判斷所述控制增益是否滿足利亞普諾夫穩定性條件，若不滿足，則通過第二建立模塊和計算模塊重新進行處理； 反饋調整模塊，用于根據所述控制增益計算補償向量，并將所述補償向量反饋給所述慣性測量單元，并由所述慣性測量單元進行調整。
7.如權利要求6所述的用于組合導航系統的動基座對準系統，其特征在于，所述誤差模型和卡爾曼觀測控制器采用至少9維狀態量。
8.如權利要求6所述的用于組合導航系統的動基座對準系統，其特征在于，所述誤差模型的狀態量表示為，
9.如權利要求6所述的用于組合導航系統的動基座對準系統，其特征在于，所述誤差模型通過如下公式表示，其公式為，
10.如權利要求6所述的用于組合導航系統的動基座對準系統，其特征在于，所述卡爾曼觀測控制器的控制方程通過如下公式表示，其公式為，
全文摘要
本發明提出一種用于組合導航系統的動基座對準方法及系統。其中，方法包括S1獲取導航信息和GPS觀測信息；S2建立動基座對準的誤差模型；S3建立卡爾曼觀測控制器，其中，卡爾曼觀測控制器的工作被劃分為多個階段，且每個階段對應一個狀態協方差矩陣；S4卡爾曼觀測控制器根據導航信息、GPS觀測信息和誤差模型，計算每個階段的控制增益；S5判斷控制增益是否滿足利亞普諾夫穩定性條件，若不滿足，返回步驟S3，若滿足，根據控制增益計算補償向量，并將補償向量反饋給慣性測量單元，并由慣性測量單元進行調整。根據本發明實施例的方法，通過采用卡爾曼觀測控制器，能夠迅速將航向角誤差壓低到很小的范圍，從而大大降低對準時間，提高對準精度。
文檔編號G01C25/00GK103226022SQ20131010285
公開日2013年7月31日 申請日期2013年3月27日 優先權日2013年3月27日
發明者郭美鳳, 包超, 張嶸, 劉剛 申請人:清華大學