[发明专利]惯性导航系统中跨音速段气压高度计和GPS信息两步融合方法

摘要

本发明公开了一种惯性导航系统中跨音速段气压高度计和GPS信息两步融合方法，包括互补滤波和卡尔曼滤波，其中互补滤波采用大气/GPS高度通道互补融合滤波，以消除气压高度值剧烈变化；卡尔曼滤波通过建立气压高度计/GPS/惯性导航系统组合导航系统状态方程和量测方程，通过两步融合最终得到惯性高度通道的状态最优估计。本发明中气压高度计和GPS组成高度冗余和故障检测隔离系统，可以有效提高飞信过程中特别是跨音速阶段高度值得精度，为精确导航和飞行控制提供有力条件。

主权项

1.一种惯性导航系统中跨音速段气压高度计和GPS信息两步融合方法，其特征在于包括以下步骤：第一步：互补滤波融合；步骤（1），航空机载气压高度计测量的高度h_ADS和GPS测量的高度信息h_GPS，经过互补滤波器环节处理后进行融合，得到融合后的高度h_p为：hp=shADS+khGPSs+k---(1)]]>其中，k为截止频率，s为拉普拉斯变换；步骤（2），对步骤（1）模型离散化，可得到如下滤波方程其中，T为采样周期，为互补滤波融合高度；第二步：卡尔曼滤波融合；步骤（3），通过对惯性导航系统的性能及误差源的分析，建立基于大气辅助的航空机载惯性导航系统的误差状态方程为：X·(t)=F(t)X(t)+G(t)W(t)---(3)]]>其中，X(t)为连续系统在t时刻的状态矢量，F(t)为连续系统在t时刻的状态系数矩阵，G(t)为连续系统在t时刻的误差系数矩阵，W(t)为连续系统在t时刻的白噪声随机误差矢量；航空机载惯性导航系统误差状态量X定义为：X=[φE,φN,φU,δvE,δvN,δvU,δL,δλ,δh,ϵbx,ϵby,ϵbz,ϵrx,ϵry,ϵrz,▿x,▿y,▿z,δhp]T,]]>其中φ_E,φ_N,φ_U为平台误差角；δv_E,δv_N,δv_U为速度误差；δL,δλ，δh为纬度、经度和高度误差；ε_bx，ε_by,ε_bz为陀螺常值漂移误差，ε_rx,ε_ry,ε_rz为一阶马尔可夫漂移误差；为加速度计零偏，δhp为气压高度计经步骤(2)得到的互补滤波融合高度，其模型方程表达式为：δh·p=-vdTpδhp+ωp---(4)]]>式中，v_d为飞行地速，T_p为气压相关系数，ω_p为测量误差高斯白噪声；步骤（4），采用航空机载地理系下位置线性化观测原理，建立航空机载地理系下位置观测量和步骤(3)所述的误差状态量中的高度误差状态量之间线性化误差量测方程，其表达式如下：Z(t)=hI-hGhI-hp=δh+v1δh+δhp=H(t)X(t)+V(t)---(5)]]>其中，Z(t)为连续系统在t时刻的量测矢量，H(t)为连续系统在t时刻的量测矩阵，V(t)为连续系统在t时刻的量测噪声。h_I表示惯性导航系统的位置信息：h_I=h_t+δh；h_G表示GPS接收机给出的位置信息：h_G=h_t-v₁；h_p表示气压高度的位置信息为：h_p=h_t-δh_p；其中，h_t为高度的真值，δh为高度误差，v₁考虑为高斯白噪声；步骤（5），进行误差状态方程和误差量测方程的离散化，获得惯性导航系统的线性化卡尔曼滤波器，实现基于大气高度辅助的INS/GPS高精度组合导航，具体如下：a，进行误差状态方程和误差量测方程的离散化，其离散化形式如下：Xk=Φk,k-1Xk-1+Γk-1Wk-1Zk=HkXk+Vk---(6)]]>式中Φk,k-1=Σm=0∞[F(tk)T]m/m!,]]>Γk-1={Σm=1∞[1m!(F(tk)T)m-1]}G(tk)T,]]>时刻k、变量m为自然数，T为迭代周期；b，获得系统的线性化卡尔曼滤波器方程如下：X^k=X^k|k-1+Kk[Zk-HkX^k|k-1],]]>其中：X^k|k-1=Φk,k-1X^k-1;]]>Pk=(I-KkHk)Pk|k-1(I-KkHk)T+KkRkKkT,]]>其中：Kk=Pk|k-1HkT(HkPk|k-1HkT+Rk)-1,]]>Pk|k-1=Φk,k-1Pk-1Φk,k-1T+Γk-1Qk-1Γk-1T;]]>上式中P_k为系统k时刻的最优滤波误差协方差阵，K_k为系统k时刻的滤波增益，P_k/k-1为系统k时刻的一步预测均方误差，Q_k,R_k分别为系统k时刻的噪声方差矩阵和量测方差矩阵。