专利名称：一种基于sins/gps的组合导航方法
技术领域：
本发明涉及一种新型的捷联惯性导航系统(SINS)和全球定位系统(GPS)的组合导航方法。此部分属于航空应用领域中无人机自驾仪上的导航计算模块，可应用于各种无人机导航系统中。
背景技术：
捷联惯导系统(SINS)能够连续实时地提供位置、速度、姿态等导航信息，且不受任何外界信息的干扰，是一种完全自主式的导航系统。但导航误差随时间积累的缺点使捷联惯导系统不能够单独完成长时间高精度的导航任务，需要其他辅助系统从旁协助。全球定位系统(GPS)则具有定位精度高，导航误差不随时间积累等优点，但是数据更新频率低、易受外界环境的干扰。因而SINS/GPS组合导航系统应运而生，目前已广泛应用于军事民用等的航空领域中。 组合导航系统中，实际系统总是存在不同程度的非线性，虽然有些系统可以近似看作线性系统，但是大部分系统难以用线性微分或差分方程描述。此外，实际系统中通常还存在高斯或非高斯随机噪声干扰。非线性随机动态系统广泛存在于工程实践，如飞机和舰船的惯性导航系统、组合导航系统等都属于这类系统。在这类非线性随机动态系统中，如何进行有效甚至最优状态估计尤为重要，这就需要采用非线性滤波技术。然而，每种非线性滤波方法都有其各自的局限性，因此仅依靠滤波技术在恶劣的飞行条件下不能得到准确的导航参数估计。对于惯性导航系统，建立准确的误差方程是采用滤波技术进行对准和状态误差估计的基础，若系统模型存在误差，则会影响滤波精度，甚至使滤波发散。通常采用的线性误差方程都是在假定平台失准角(即姿态误差角)为小量的条件下导出的，当失准角较大时，系统误差呈现较严重的非线性特性，这些线性方程已不能准确描述捷联惯导系统的误差传播特性，如果继续使用可能致使滤波误差较大甚至发散，因此，需要寻找更为精确的非线性误差方程来代替。

发明内容
在方位误差角为大失准角时，组合导航系统的线性模型已经无法描述实际系统的特性，不能满足导航精度的要求。扩展卡尔曼滤波在运用过程中往往采用对非线性模型进行泰勒级数展开近似真实系统，这样做不可避免地会产生截断误差，加之计算过程中积分误差的积累，很容易造成扩展卡尔曼滤波的不稳定甚至发散。基于以上考虑，本发明首先在方位误差角为大失准角的情况下推导了 SINS/GPS组合导航系统的非线性模型，然后应用PI控制器和扩展卡尔曼滤波相结合的方法进行数据融合，得到组合导航参数的最优估计。本发明的目的是通过下述技术方案实现的。步骤一、使用PI (比例积分)控制器补偿角速率ω。
第一种情况飞行器的航向角误差为yawerror = yaw_SINS X yaw_GPS其中，yaw—SINS= [C11 C21 0]T ；yaw_GPS = [cog—x cog—y0]T，cog 为 GPS 给出的航向角。重力加速度g= acc-ω XV_GPS其中，VGPS为GPS给出的飞行器速度；ω为角速率，acc为加速度。飞行器的横滚角和俯仰角误差为rollpitcherror = g—SINSXg其中，g_SINS= [C31 C32 C33It总误差totalerror = ω Yyawerror+ ω EProI lpitcherror其中，0^和ωκρ分别为航向角误差，横滚俯仰角误差的权重系数。第二种情况当GPS数据没有给出的时刻，yawerror = O则总误差 totalerror = ω EProI lpitcherror比例(P)补偿oPMpOTtim= Kptotalerror积分(I)补偿:CJlntegral= ω Jntegra^Kjtotalerror Δ t其中，Kp为比例系数^为积分系数；Λ t为采样间隔。对角速率ω进行PI补偿，得到补偿后的角速率为ω +. =qd +. + ω τ + ,
Lvv _,jcorrectionProportion Integral将补偿后的角速率ω 作为SINS的输入进行运算，得到姿态角(航向角V，俯仰角Θ和横滚角Y )，速度(东向Vx，北向Vt，天向Vz)，位置(纬度L，经度λ，高度h)。步骤二、在方位误差角为大失准角时，推导出姿态非线性误差方程、速度非线性误差方程以及位置误差方程。从中选取状态变量，建立组合导航系统的非线性误差模型。姿态非线性误差方程为
.γfγ ^ γ、φχ = —(I - cos φζ)-----sin φ, o)je cos L + —— ~ + φ mie sin Z +-— tan L
Rm+hR11+h J -\R +h J
IVr— —~^ + —~τ Sh-sTEnx
R,r, +f> ■ (R, +hY
. Vr / V ) f V )φ =- sin Φ.-:——+ (I - cos (t). I CO,. cos L - ------ - φ,. ω . sm /. -I----- tan I. \ - corJ sin I. dl.
'Rm+k' IRn+h) ΛRnJ

权利要求
1.一种基于SINS/GPS的组合导航方法，其特征在于包括如下步骤 步骤一、使用PI控制器补偿角速率ω ； 将飞行器的姿态矩阵记为q
2.根据权利要求I所述的一种基于SINS/GPS的组合导航方法，其特征在于在步骤I中，当GPS数据没有给出的非组合时刻，yawerror = O,总误差totalerror =ω RProllpitcherror0
3.根据权利要求I所述的一种基于SINS/GPS的组合导航方法，其特征在于整个导航解算过程中，PI控制器对角速率的补偿频率与SINS的更新频率相同，且大于扩展卡尔曼滤波对角速率的修正频率。
4.根据权利要求I所述的一种基于SINS/GPS的组合导航方法，其特征在于在SINS/GPS组合时刻，角速率的修正在扩展卡尔曼滤波方法对陀螺进行误差补偿的基础上加入PI控制器对角速率再次进行补偿；而在非组合时刻，陀螺输出的角速率值由PI控制器进行修正。
全文摘要
本发明涉及一种新型的捷联惯性导航系统(SINS)和全球定位系统(GPS)的组合导航方法。此部分属于航空应用领域中无人机自驾仪上的导航计算模块，可应用于各种无人机导航系统中。本发明首先在方位误差角为大失准角的情况下推导了多阶SINS/GPS组合导航系统的非线性模型，在SINS解算之前引入PI控制器保证每一时刻进行姿态计算的角速率都是当前最优值。在SINS/GPS组合时刻，角速率的修正是在扩展卡尔曼滤波算法对陀螺进行了一定的误差补偿的基础上加入PI控制器对角速率进行再次精确补偿；而在非组合时刻，陀螺输出的角速率值仍可以由PI控制器进行修正，得到组合导航参数的最优估计。
文档编号G01S19/49GK102830414SQ20121024335
公开日2012年12月19日 申请日期2012年7月13日 优先权日2012年7月13日
发明者耿庆波, 李楠, 李保奎, 杨淑媛, 费庆 申请人:北京理工大学