基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航方法与流程

1.本发明涉及一种基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航方法，属于导航制导技术领域。


背景技术：

2.高空长航时无人机要求导航系统在20km高度实现8小时以上的全天时有效可靠工作，确定平台的位置与姿态信息，解决无人机在gnss(全球导航卫星系统)拒止环境中的长航时自主导航问题，并且，具有高精度、高可靠、小型化、低功耗等优点。
3.在现代信息化作战环境中，导航信息对作战意图能否实现具有至关重要的作用。当前，以gnss卫星为信息节点的卫星导航系统已成为重要的导航信息源。但是，现有卫星导航系统的抗干扰能力和自主性差，一方面无线电信号易于受到干扰或欺骗，另一方面，存在地面设施、传输信道和空间系统易受攻击的风险，限制了其在特定条件下的应用，特别是在对抗环境下的高精度导航能力受到很大制约。一旦出现因系统故障、信号干扰等原因无法提供服务的情况，将对无人机执行任务造成重大影响。
4.用于替代或辅助gnss的传统导航方式包括惯性导航系统(ins)、天文导航系统(cns)和地图/景象匹配导航等，尽管经过了多年的发展，但在长期导航、信号遮挡或无典型地标特征等条件下仍存在局限性。
5.惯性导航系统(ins)根据质量体的基本属性工作，不依赖外部信息，也不向外辐射信息，仅靠系统本身就能在全天候条件下，在全球范围内自主、隐蔽地进行连续的三维空间定位和三维空间定向，能够及时反映载体的机动运动，是重要载体必不可少的导航设备。但是，惯性导航系统的误差随时间不断积累，对于长航时飞行器而言，累积误差需要借助其它导航信息源进行校正。天文导航系统(cns)通过测量自然天体相对于载体的矢量方向实现导航定位，恒星构成的惯性参考系具有高度的精确性和可靠性，天文导航系统具有测量精度高、抗干扰能力强、成本相对低廉，以及导航误差不随时间积累等优势，使其占有重要地位。将惯性导航与天文导航方式相结合，利用星敏感器直接敏感恒星，作为无漂移的陀螺，实现飞行器姿态误差校准，是实施远程长航时飞行器自主导航的典型技术手段。但是，由于加速度计零偏等误差因素的影响，传统的惯性/天文组合导航仍不能改变导航定位误差随时间增长而逐步增大的趋势。地图匹配和景象导航方法在无典型地标特征的环境下难以有效发挥作用，如载体飞行于海面或沙漠地区时。


技术实现要素：

6.本发明的技术解决问题是：针对传统自主导航方式，如惯性导航和天文导航等，往往难以满足长航时无人机在gnss信号拒止环境的高精度自主导航要求的问题，提出一种基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航方法，以已知空间位置和已知运动规律的空间目标为基准，与惯性导航技术相结合，经组合导航解算可确定载体的位置、速度和姿态信息，在多种飞行器平台具有广阔的应用前景，具有重要价值。
7.本发明采用的技术解决方案是：
8.一种基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航方法，步骤如下：
9.(1)对载体姿态估计器和位置速度估计器进行初始化，设置表征载体位置、速度和姿态信息的状态向量的初始值；
10.(2)通过高空长航时无人机上配置的定向观测星相机对恒星进行成像观测，得到载体坐标系中的恒星视线方向观测量，并构造载体姿态估计器的观测量；
11.(3)根据高空长航时无人机上配置的惯性测量单元中陀螺仪的观测数据对载体的姿态进行预测；
12.(4)在定向观测星相机的恒星视线方向观测量可用的情况下，通过载体姿态估计器对步骤(2)得到的观测量进行处理，对步骤(3)得到的载体姿态预测值进行修正；
13.(5)通过高空长航时无人机上配置的定向观测星相机同时对空间目标和背景恒星进行照相观测，根据空间目标在定向观测星相机中的成像相对于背景恒星成像的几何位置关系，得到惯性坐标系中的空间目标视线方向观测量；
14.(6)根据高空长航时无人机上配置的惯性测量单元中加速度计的观测数据和地球引力场模型对载体的位置和速度进行预测；
15.(7)在空间目标视线方向观测量可用的情况下，通过位置速度估计器对步骤(5)得到的观测量进行处理，对步骤(6)得到的载体的位置和速度的预测值进行修正；
16.(8)将步骤(2)到步骤(7)进行重复迭代，获得载体位置、速度和姿态的估计值，从而完成基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航。
17.进一步的，所述步骤(1)中对载体姿态估计器进行初始化的方法为：设置初始时刻(k＝0)载体姿态四元数和陀螺仪漂移的估计值分别为和所述和根据有关载体姿态和陀螺仪的先验知识获得；对位置速度估计器进行初始化的方法为：将位置速度估计器的初始滤波估计值设置为：
[0018][0019]
其中，和分别表示初始时刻惯性坐标系中载体的位置和速度矢量估计值，表示初始时刻加速度计零偏估计值，所述根据有关载体位置、速度和加速度计的先验知识获得。
[0020]
进一步的，所述步骤(2)中构造的载体姿态估计器的观测量为：
[0021][0022]
其中，和分别表示k时刻(k＝1,2,
…
)载体坐标系中第j颗恒星视线方向的观测量和估计值，通过定向观测星相机测量得到，根据事先建立的恒星星表和载体姿态四元数估计值计算得到。
[0023]
进一步的，所述步骤(3)中对载体的姿态进行预测的方法为：k时刻载体姿态四元数预测值根据下式计算
[0024][0025]
其中，
[0026][0027][0028]
表示经过陀螺仪漂移补偿的载体三轴姿态角速度观测量，补偿陀螺仪漂移的方法为
[0029][0030]
表示k-1时刻通过惯性测量单元中的陀螺仪测量得到的载体姿态角速度，表示k-1时刻陀螺仪漂移的估计值；τa表示载体姿态估计器中一步预测的时间步长。
[0031]
进一步的，所述步骤(4)中对载体姿态预测值进行修正的方法为
[0032][0033][0034]
和分别表示k时刻载体姿态四元数和陀螺仪漂移的估计值，表示k时刻载体姿态误差四元数的估计值，可写为载体姿态误差四元数的估计值，可写为表示k时刻载体姿态误差四元数的矢量部分估计值，元素的取值满足归一化条件符号表示四元数乘法。载体姿态误差四元数的矢量部分估计值和陀螺仪漂移误差估计值的计算公式为
[0035][0036]ka,k
表示载体姿态估计器的滤波增益阵，可根据事先建立的载体姿态估计系统模型计算得到。
[0037]
进一步的，所述步骤(5)中惯性坐标系中的空间目标视线方向观测量为
[0038]
[0039]
其中，表示惯性坐标系中第i个空间目标的视线方向观测量，通过定向观测星相机测量得到，空间目标可选择为星历已知的地球轨道卫星，如gnss(全球导航卫星系统)卫星或starlink(星链)卫星等。
[0040]
进一步的，所述步骤(6)中对载体的位置和速度进行预测的方法为：k时刻位置速度估计器的预测值根据下式计算
[0041][0042]
状态转移函数的形式为
[0043][0044]
其中，f
i,k
表示惯性坐标系中的比力，其计算公式为
[0045][0046]fb,k
是通过加速度计测量得到的载体坐标系中的比力，矩阵表示由惯性坐标系到载体坐标系的姿态转换矩阵，可根据载体姿态四元数估计值计算得到
[0047][0048]
其中，
[0049][0050][0051]
表示地心引力加速度，可根据地球引力场模型计算得到，τ
p
表示位置速度估计器中一步预测的时间步长。
[0052]
进一步的，所述步骤(7)中对载体的位置和速度的预测值进行修正的方法为
[0053][0054]
其中，表示k时刻位置速度估计器的滤波估计值，k
p,k
表示位置速度估计器的滤波增益阵，可根据事先建立的位置速度估计系统模型计算得到，观测函数的形式为
[0055][0056]
其中，为第i个空间目标的位置矢量，可根据已知的空间目标星历进行计算，为中载体位置的预测值。
[0057]
本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0058]
(1)本发明基于定向观测星相机集成了定位和定姿的功能，能够依赖空间目标视线方向测量信息确定载体的位置，通过恒星星光的测量确定载体的姿态，天球上运动规律已知且满足灵敏度要求的空间目标均可作为观测目标。
[0059]
(2)本发明空间目标视线方向的精确测量易于以现有技术实现：相对于用于敏感地平的大视场相机而言，易于通过小视场长焦距光学系统设计技术提高测量精度；相对于地球路标测量等导航方式，受天气、云层、地形等因素的影响相对较小，且星点信息相对于地球路标而言更易于探测识别。
[0060]
(3)本发明基于空间目标定向观测的自主导航方式具有隐蔽性强、不受电磁干扰影响、安全可靠等特点，能够达到百米量级的导航精度，有助于解决gnss和天文导航系统固有的脆弱性带来的问题，为用户提供稳健的导航定位服务。
附图说明
[0061]
图1为本发明的流程图；
[0062]
图2为基于空间目标定向观测的载体位置估计误差曲线图；
[0063]
图3为基于空间目标定向观测的载体速度估计误差曲线图；
[0064]
图4为基于空间目标定向观测的载体姿态估计误差曲线图。
具体实施方式
[0065]
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
[0066]
本发明针对高空长航时无人机缺乏高精度全自主导航手段的问题，本发明提出一种基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航方法，在gnss信号拒止的环境下，通过定向观测星相机提供的已知空间目标视线方向测量信息，结合惯性测量单元(imu)，确定载体的位置、速度和姿态。相对于传统gnss等基于无线电信标的导航方式，具有被动探测、隐蔽性好、不受电磁干扰影响、自主工作等优点，能够实现长航时、高精度、全球范围的自主导航，增强高空长航时无人机平台的自主gnc能力。
[0067]
本发明提出一种基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航方法，如图1所示，步骤如下：
[0068]
(1)对载体姿态估计器和位置速度估计器进行初始化，设置表征载体位置、速度和姿态信息的状态向量的初始值；对载体姿态估计器进行初始化的方法为：设置初始时刻(k＝0)载体姿态四元数和陀螺仪漂移的估计值分别为和所述和根据有关载体姿态和陀螺仪的先验知识获得；对位置速度估计器进行初始化的方法为：将位置速度估计器的初始滤波估计值设置为：
[0069][0070]
其中，和分别表示初始时刻惯性坐标系中载体的位置和速度矢量估计值，表示初始时刻加速度计零偏估计值，所述根据有关载体位置、速度和加速度计的先验知识获得。
[0071]
(2)通过高空长航时无人机上配置的定向观测星相机对恒星进行成像观测，得到载体坐标系中的恒星视线方向观测量，并构造载体姿态估计器的观测量；构造的载体姿态估计器的观测量为：
[0072][0073]
其中，和分别表示k时刻(k＝1,2,
…
)载体坐标系中第j颗恒星视线方向的观测量和估计值，通过定向观测星相机测量得到，根据事先建立的恒星星表和载体姿态四元数估计值计算得到。
[0074]
(3)根据高空长航时无人机上配置的惯性测量单元中陀螺仪的观测数据对载体的姿态进行预测；对载体的姿态进行预测的方法为：k时刻载体姿态四元数预测值根据下式计算
[0075][0076]
其中，
[0077][0078][0079]
表示经过陀螺仪漂移补偿的载体三轴姿
态角速度观测量，补偿陀螺仪漂移的方法为
[0080][0081]
表示k-1时刻通过惯性测量单元中的陀螺仪测量得到的载体姿态角速度，表示k-1时刻陀螺仪漂移的估计值；τa表示载体姿态估计器中一步预测的时间步长。
[0082]
(4)在定向观测星相机的恒星视线方向观测量可用的情况下，通过载体姿态估计器对步骤(2)得到的观测量进行处理，对步骤(3)得到的载体姿态预测值进行修正；对载体姿态预测值进行修正的方法为
[0083][0084][0085]
和分别表示k时刻载体姿态四元数和陀螺仪漂移的估计值，表示k时刻载体姿态误差四元数的估计值，可写为载体姿态误差四元数的估计值，可写为表示k时刻载体姿态误差四元数的矢量部分估计值，元素的取值满足归一化条件符号表示四元数乘法。载体姿态误差四元数的矢量部分估计值和陀螺仪漂移误差估计值的计算公式为
[0086][0087]ka,k
表示载体姿态估计器的滤波增益阵，可根据事先建立的载体姿态估计系统模型计算得到。
[0088]
(5)通过高空长航时无人机上配置的定向观测星相机同时对空间目标和背景恒星进行照相观测，根据空间目标在定向观测星相机中的成像相对于背景恒星成像的几何位置关系，得到惯性坐标系中的空间目标视线方向观测量；惯性坐标系中的空间目标视线方向观测量为
[0089][0090]
其中，表示惯性坐标系中第i个空间目标的视线方向观测量，通过定向观测星相机测量得到，空间目标可选择为星历已知的地球轨道卫星，如gnss(全球导航卫星系统)卫星或starlink(星链)卫星等。
[0091]
(6)根据高空长航时无人机上配置的惯性测量单元中加速度计的观测数据和地球引力场模型对载体的位置和速度进行预测；对载体的位置和速度进行预测的方法为：k时刻位置速度估计器的预测值根据下式计算
[0092]
[0093]
状态转移函数的形式为
[0094][0095]
其中，f
i,k
表示惯性坐标系中的比力，其计算公式为
[0096][0097]fb,k
是通过加速度计测量得到的载体坐标系中的比力，矩阵表示由惯性坐标系到载体坐标系的姿态转换矩阵，可根据载体姿态四元数估计值计算得到
[0098][0099]
其中，
[0100][0101][0102]
表示地心引力加速度，可根据地球引力场模型计算得到，τ
p
表示位置速度估计器中一步预测的时间步长。
[0103]
(7)在空间目标视线方向观测量可用的情况下，通过位置速度估计器对步骤(5)得到的观测量进行处理，对步骤(6)得到的载体的位置和速度的预测值进行修正；对载体的位置和速度的预测值进行修正的方法为
[0104][0105]
其中，表示k时刻位置速度估计器的滤波估计值，k
p,k
表示位置速度估计器的滤波增益阵，可根据事先建立的位置速度估计系统模型计算得到，观测函数的形式为
[0106][0107]
其中，为第i个空间目标的位置矢量，可根据已知的空间目标星历进行计算，为中载体位置的预测值。
[0108]
(8)将步骤(2)到步骤(7)进行重复迭代，获得载体位置、速度和姿态的估计值，从而完成基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航。
[0109]
进一步的，本发明还提出一种基于空间目标定向观测的高空长航时无人机自主导航系统，包括：
[0110]
初始化模块：对载体姿态估计器和位置速度估计器进行初始化，设置表征载体位置、速度和姿态信息的状态向量的初始值；
[0111]
载体姿态估计器的观测量构造模块：通过高空长航时无人机上配置的定向观测星相机对恒星进行成像观测，得到载体坐标系中的恒星视线方向观测量，并构造载体姿态估计器的观测量；
[0112]
载体姿态预测模块：根据高空长航时无人机上配置的惯性测量单元中陀螺仪的观测数据对载体的姿态进行预测；
[0113]
载体姿态预测值修正模块：在定向观测星相机的恒星视线方向观测量可用的情况下，通过载体姿态估计器对观测量进行处理，对载体姿态预测值进行修正；
[0114]
空间目标视线方向观测量计算模块：通过高空长航时无人机上配置的定向观测星相机同时对空间目标和背景恒星进行照相观测，根据空间目标在定向观测星相机中的成像相对于背景恒星成像的几何位置关系，得到惯性坐标系中的空间目标视线方向观测量；
[0115]
载体位置和速度预测模块：根据高空长航时无人机上配置的惯性测量单元中加速度计的观测数据和地球引力场模型对载体的位置和速度进行预测；
[0116]
位置速度预测值修正模块：在空间目标视线方向观测量可用的情况下，通过位置速度估计器对观测量进行处理，对载体的位置和速度的预测值进行修正。
[0117]
下面，以高空长航时无人机导航定位为例，通过仿真实例验证本发明所述方法的有效性。设载体在地球上空飞行，姿态保持对地稳定状态。载体上安装具有恒星和空间目标视线方向测量能力的定向观测星相机，以及陀螺仪和加速度计。基于定向观测星相机的空间目标视线方向测量能够达到角秒级的精度水平。在基于空间目标定向观测的无人机自主导航系统中，载体位置估计和姿态确定可通过同一套敏感器设备实现。假定陀螺仪的测量随机误差标准差为0.02
°
/h，加速度计的测量随机误差标准差为1
×
10-5
g，定向观测星相机
视线方向测量随机误差标准差为1
″
。在数学仿真过程中，通过定向观测星相机提供的恒星和空间目标视线方向测量数据，修正通过陀螺仪和加速度计得到的预测值，确定载体的位置、速度和姿态。通过本发明所述方法得到的高空长航时无人机位置、速度、和姿态估计误差曲线分别如图2、图3和图4所示。图中实线表示状态估计误差曲线，虚线表示根据载体姿态估计器和位置速度估计器估计误差方差阵的相应对角元计算得到的3σ误差界。数学仿真研究表明，将本发明所述方法用于高空长航时无人机自主导航，在定向观测星相机测角精度达到角秒量级的情况下，能够达到百米量级的定位精度水平。
[0118]
本发明的主要技术内容可为高空长航时无人机自主导航开辟一条新的途径，能够满足“高精度、长时间、自主性”的军事需求，在未来信息化战场上具有较高的应用价值。
[0119]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。