专利名称：用于组合导航系统的动基座对准方法及系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及导航系统领域，特别涉及一种用于组合导航系统的动基座对准方法及系统。
背景技术：
MEMS/GPS (Micro-Electro-Mechanical Systems 微机电系统 /GlobalPositioning System全球定位系统)组合导航系统是指以基于MEMS技术的惯性测量单元(IMU)作为传感器，由GPS卫星导航系统进行位置速度等参考信息辅助的导航系统。MEMS/GPS组合导航系统因其体积小、重量轻、功耗小、成本低在未来的车载、航空应用中有着良好的前景。动基座自对准是指在载体机动情况下，不依靠外部信息(如高精度惯导的导航信息)完成系统初始对准的方法，是得到系统初始航向的重要过程。Scherzinger和Rogers提出对原有的线性化误差模型进行修改,利用两个变量来表示方位角误差即可以用线性模型解决非线性问题，利用仅有的GPS提供的速度+位置信息及卡尔曼滤波实现对准。这种方法可以完成180°全角度范围的对准，但是修改后的误差模型更加复杂， 计算量增大。Hong基于修正后的航向角误差模型，利用基线方法解决初始对准中大失准角问题，但基线选择会影响对准的实用性，而且仍对初始误差有要求。Crassidis提出基于大失准角情况下的非线性误差模型，利用无轨迹卡尔曼滤波完成对准，但无轨迹滤波很难从理论上证明其稳定性。

发明内容
本发明的目的旨在至少解决上述的技术缺陷之一。为达到上述目的，本发明一方面的实施例提出一种用于组合导航系统的动基座对准方法，包括以下步骤:s1:获取导航信息和GPS观测信息，其中，所述导航信息通过惯性测量单元获取，并对所述导航信息进行惯性导航解算；S2:建立动基座对准的误差模型；S3:建立卡尔曼观测控制器，其中，所述卡尔曼观测控制器的工作被划分为多个阶段，且每个阶段对应一个状态协方差矩阵；S4:卡尔曼观测控制器根据所述导航信息、GPS观测信息和误差模型，计算出所述多个阶段中每个阶段的控制增益；S5:判断所述控制增益是否满足利亚普诺夫稳定性条件，若不满足，则返回步骤S3，若满足，则进入步骤S6 ；S6:根据所述控制增益计算补偿向量，并将所述补偿向量反馈给所述惯性测量单元，并由所述惯性测量单元进行调整。根据本发明实施例的方法，通过采用卡尔曼观测控制器，能够迅速将航向角误差压低到很小的范围，从而大大降低对准时间，提高对准精度。在本发明的一个实施例中，所述误差模型和卡尔曼观测控制器采用至少9维状态量。在本发明的一个实施例中，所述误差模型的状态量表示为，
权利要求
1.一种用于组合导航系统的动基座对准方法，其特征在于，包括以下步骤: 51:获取导航信息和GPS观测信息，其中，所述导航信息通过惯性测量单元获取，并对所述导航信息进行惯性导航解算； 52:建立动基座对准的误差模型； 53:建立卡尔曼观测控制器，其中，所述卡尔曼观测控制器的工作被划分为多个阶段，且每个阶段对应一个状态协方差矩阵； 54:卡尔曼观测控制器根据所述导航信息、GPS观测信息和误差模型，计算出所述多个阶段中每个阶段的控制增益； 55:判断所述控制增益是否满足利亚普诺夫稳定性条件，若不满足，则返回步骤S3，若满足，则进入步骤S6 ； 56:根据所述控制增益计算补偿向量，并将所述补偿向量反馈给所述惯性测量单元，并由所述惯性测量单元进行调整。
2.如权利要求1所述的用于组合导航系统的动基座对准方法，其特征在于，所述误差模型和卡尔曼观测控制器采用至少9维状态量。
3.如权利要求1所述的用于组合导航系统的动基座对准方法，其特征在于，所述误差模型的状态量表示为，X = [(^jy δφΕ δφ Wn SVe Wjy SL δλ Sh ~f, 其中，N, E, D分别为当地导航坐标系的北向、东向和地向，Φ为姿态角，δ为误差表示，δφΝ, δφΕ, 分别为北向、 东向和地向的速度误差，L、λ和h分别为纬度、经度和高度为，δ L, δ λ , Sh分别为纬度误差、经度误差和高度误差，T为矩阵转置表示。
4.如权利要求1所述的用于组合导航系统的动基座对准方法，其特征在于，所述误差模型通过如下公式表示，其公式为，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，^为姿态微分矢量，ε n为陀螺零偏矢量，为当地导航坐标系相对地心惯性坐标系旋转角速度误差，P为姿态角奶力当地导航坐标系相对地心惯性坐标系旋转角速度，JfV1为速度误差微分矢量，#"为姿态角误差，fb为加速度计输出的比力，q为姿态矩阵，fn为加速度计输出的比力在当地导航坐标系中的分量，SVn为速度误差^为地球自转角速度，《 Β为导航系相对地球系的角速度，Vn为载体相对地球的速度，V"为加速度计零偏矢量，为纬度误差微分，δ Vn为北向速度误差，Rm和Rn分别为当地地球子午圈和卯酉圈的曲率半径，h为高度，Vn为北向速度，Sh为高度误差，为经度误差微分，3^为东向速度误差，Ve为东向速度，δ L为纬度误差，力高度误差微分，δ Vd为地向速度误差,上角标η表示该物理量在导航坐标系的投影，上角标b表示该物理量在载体坐标系的投影。
5.如权利要求1所述的用于组合导航系统的动基座对准方法，其特征在于，所述卡尔曼观测控制器的控制方程通过如下公式表示，其公式为，
6.一种用于组合导航系统的动基座对准系统，其特征在于，包括: 获取模块，用于获取导航信息和GPS观测信息，其中，所述导航信息通过惯性测量单元获取，并对所述导航信息进行惯性导航解算； 第一建立模块，用于建立动基座对准的误差模型； 第二建立模块，用于建立卡尔曼观测控制器，其中，所述卡尔曼观测控制器的工作被划分为多个阶段，且每个阶段对应一个状态协方差矩阵； 计算模块，用于卡尔曼观测控制器根据所述导航信息、GPS观测信息和误差模型，计算出所述多个阶段中每个阶段的控制增益； 判断模块，用于判断所述控制增益是否满足利亚普诺夫稳定性条件，若不满足，则通过第二建立模块和计算模块重新进行处理； 反馈调整模块，用于根据所述控制增益计算补偿向量，并将所述补偿向量反馈给所述惯性测量单元，并由所述惯性测量单元进行调整。
7.如权利要求6所述的用于组合导航系统的动基座对准系统，其特征在于，所述误差模型和卡尔曼观测控制器采用至少9维状态量。
8.如权利要求6所述的用于组合导航系统的动基座对准系统，其特征在于，所述误差模型的状态量表示为，
9.如权利要求6所述的用于组合导航系统的动基座对准系统，其特征在于，所述误差模型通过如下公式表示，其公式为，
10.如权利要求6所述的用于组合导航系统的动基座对准系统，其特征在于，所述卡尔曼观测控制器的控制方程通过如下公式表示，其公式为，
全文摘要
本发明提出一种用于组合导航系统的动基座对准方法及系统。其中，方法包括S1获取导航信息和GPS观测信息；S2建立动基座对准的误差模型；S3建立卡尔曼观测控制器，其中，卡尔曼观测控制器的工作被划分为多个阶段，且每个阶段对应一个状态协方差矩阵；S4卡尔曼观测控制器根据导航信息、GPS观测信息和误差模型，计算每个阶段的控制增益；S5判断控制增益是否满足利亚普诺夫稳定性条件，若不满足，返回步骤S3，若满足，根据控制增益计算补偿向量，并将补偿向量反馈给惯性测量单元，并由惯性测量单元进行调整。根据本发明实施例的方法，通过采用卡尔曼观测控制器，能够迅速将航向角误差压低到很小的范围，从而大大降低对准时间，提高对准精度。
文档编号G01C25/00GK103226022SQ20131010285
公开日2013年7月31日 申请日期2013年3月27日 优先权日2013年3月27日
发明者郭美凤, 包超, 张嵘, 刘刚 申请人:清华大学