一种基于偏振罗盘的载体航向角计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，可用于飞行器、移动机器 人或地面车辆在静止或运动状态下获取高精度航向角信息，提高飞行器、移动机器人或地 面车辆的初始对准速度及导航精度。
【背景技术】
[0002] 载体姿态是载体导航过程中的重要信息，其中航向信息与俯仰角、横滚角相比更 加难W精确获得，传统的姿态确定测量系统包括惯性导航系统、天文导航系统及地磁导航 系统等，惯性导航技术能够提供全维导航信息，是现代导航领域尤其是军事导航领域不可 或缺的导航手段，但由于巧螺仪存在漂移特性，其航向角测量精度较低，尤其是低精度巧螺 在载体导航过程中需与其他导航技术相结合才能实现航向修正。天文导航主要包括星敏感 器、太阳敏感器、地球敏感器，星敏感器精度最高，太阳敏感器、地球敏感器W此递减，天文 导航系统主要为航天器提供高精度的姿态信息，成本较高，且不适合在大气层内部使用，地 磁导航技术能够较好在大气层内部使用，成本较低，应用成熟，但由于地磁场分布易受地下 矿藏、地貌、太阳风等因素的影响，其航向角测量精度为r左右，难W满足高精度的导航和 定姿需求。大气偏振导航系统具有无源、无福射、隐蔽性好、误差不随时间积累、适合在大气 层内部应用等特点。W上特点使偏振导航系统能够与惯导系统组合，校正惯导系统的长时 漂移，同时具有低成本高精度的特点，面对日益复杂工作环境和导航任务，高精度、高可靠、 低成本的导航需求日益增加，在导航和定姿技术方面亟需寻找新的解决方案，基于偏振传 感器的航向角确定方法是解决W上问题的一种有效途径。
[0003] 在大气偏振分布模式下，基于单个偏振传感的航向角计算方法，仅适用于二维平 面运动，极大地限制了偏振传感器的适用范围。已申请的专利"基于大气偏振模式空间特 征的S维姿态获取方法"，申请公布号CN102589544,使用多个点的偏振信息采样构造成点 阵形式，计算量较大，不利于扩展，不利于与其他传感器的兼容，由于本专利采用水平轴的 加速计求取俯仰角和横滚角，大大地降低计算量，提高了航向角的估计精度。已申请的专利 "利用天空偏振分布规律计算导航方向角的方法"，申请公布号CN102052914,使用多个采 样点的采样值组成响应矩阵的方式确定太阳子午线位置，计算量大，计算方法复杂，不利于 实时计算。
【发明内容】
[0004] 本发明的技术解决问题是；克服现有技术的不足，设计具有=轴偏振传感器和两 轴水平加速度计的偏振罗盘复合检测结构，提供基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，利 用水平加计输出确定载体水平姿态信息，根据载体当前位置和时间信息确定太阳矢量在地 理系下的表示，根据偏振传感器量测值确定模块坐标系下的太阳矢量，利用坐标转换技术 实现载体航向角信息的计算。
[0005] 本发明的坐标系选择为；地理坐标系（t系）采用东北天坐标系，即W载体的质屯、 0为原点，载体的地理东向为X轴，载体的地理北向为y轴，z轴由右手定则确定，构成直角 坐标系0-xyz，偏振传感器模块坐标系（m系）是W偏振传感器的质屯、M为原点，沿偏振传感 器模块主轴方向右侧为X轴，沿模块主轴方向前侧为y轴，观测方向为Z轴，构成右手坐标 系M-xyz;载体坐标系化系）是固连在载体上的坐标系，其原点为载体的质屯、B，载体的横 轴指向右侧为X轴，沿载体纵轴指向前方为y轴，沿载体竖轴向上指向载体上方为Z轴，构 成右手坐标系B-巧Z。
[0006] 本发明的技术解决方案为；一种基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，实现步骤 如下：
[0007] (1)利用载体水平安装的两个加速度计测量载体静止状态下重力矢量在载体坐标 系水平轴上的投影乂6，/:，建立重力矢量在载体系与地理坐标系的坐标转化关系，确定载 体和俯仰角0和横滚角丫；
[0008] (2)利用载体的地理位置信息和时间信息，确定太阳矢量方向在地理系下的方位 角^^和高度角打、\计算地理系下单位太阳矢量St;
[0009] (3)设计由=个偏振传感器构成的复合检测结构，实现天空中=个观测点的偏振 信息测量，利用S个观测点的偏振信息确定太阳矢量在偏振传感器模块系下的方位角和高 度角，计算偏振传感器模块系下单位太阳矢量；
[0010] (4)利用地理坐标系与偏振传感器模块坐标系之间的坐标转换关系，建立单位太 阳矢量由地理系到偏振传感器模块系之间的转换关系5"" = 沪；
[0011] (5)将已知的载体水平姿态角代入上述关系式，确定载体航向角IK
[0012] 所述步骤（1)具体实现如下：
[0013] 惯性导航系统计算加速计输出的比力方程如下：
[0014]
【主权项】
1. 一种基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，其特征在于，实现步骤如下： (1) 利用载体水平安装的两个加速度计测量载体静止状态下重力矢量在载体坐标系水 平轴上的投影，建立重力矢量在载体系与地理坐标系的坐标转化关系，确定载体的 俯仰角Θ和横滚角γ ; (2) 利用载体的地理位置信息和时间信息，确定太阳矢量方向在地理系下的方位角 和高度角，计算地理系下单位太阳矢量St; (3) 设计由三个偏振传感器构成的复合检测结构，实现天空中三个观测点的偏振信息 测量，利用三个观测点的偏振信息确定太阳矢量在偏振传感器模块系下的方位角和高 度角，计算偏振传感器模块系下单位太阳矢量Sm; (4) 利用地理坐标系与偏振传感器模块坐标系之间的坐标转换关系，建立单位太阳矢 量由地理系到偏振传感器模块系之间的转换关系= CTCfY . 所述地理坐标系采用东北天坐标系，即以载体的质心O为原点，载体的地理东向为X 轴，载体的地理北向为y轴，z轴由右手定则确定，构成直角坐标系O-xyz，偏振传感器模块 坐标系是以偏振传感器的质心M为原点，沿偏振传感器模块主轴方向右侧为X轴，沿模块主 轴方向前侧为y轴，观测方向为z轴，构成右手坐标系M-xyz ;载体坐标系是固连在载体上 的坐标系，其原点为载体的质心B，载体的横轴指向右侧为X轴，沿载体纵轴指向前方为y 轴，沿载体竖轴向上指向载体上方为z轴，构成右手坐标系B-xyz ;其中：
Φ为待求的航向角，Cf为载体坐标系到偏振传感器模块坐标系的转换矩阵，这里c： 取为单位矩阵； (5) 将步骤（1)确定的姿态角Θ和γ，步骤（2)确定的地理坐标系下的单位太阳矢量 St,步骤（3)中确定的模块系下单位太阳矢量Sm，代入步骤（4)建立的坐标转换关系方程， 计算载体航向角Φ。
2. 根据权利要求1所述的基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，其特征在于：所述步 骤（1)具体实现如下： 载体相对地球静止时，惯性导航系统计算加速计输出的比力方程如下： Jb-Sb-C^gt 其中户表示三轴加计在载体坐标系下的输出，产=[人6 /; ^ LbJyJ= 分别表示X，y，Z轴的输出在载体坐标系下的表示，为重力加速度在载体坐标系下的表 示；
3. 根据权利要求1所述的基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，其特征在于：所述步 骤（2)利用载体的地理位置信息和时间信息，确定太阳矢量方向在地理系下的方位角4和 高度角，计算地理系下单位太阳矢量St,具体实现如下： 根据载体的地理位置信息和时间信息，查询天文年历，地理系下太阳高度角可由下式 计算得到
其中，//; e 0, f为地理系下太阳高度角，L为地理炜度，δ为太阳赤炜，Ω为太阳 时角； 地理系下的单位太阳矢量可由下式计算： St = [-sinA1 cosH1 -cosd?cos//? sin/ZiI7 , L S S S S S J
4. 根据权利要求1所述的基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，其特征在于：所述步 骤（3)利用三个偏振传感器的测量值确定偏振传感器模块坐标系下单位太阳矢量，具体实 现如下： 三个偏振传感器标记为Ml、M2、M3,以Ml为基准建立模块坐标系m系Mxyz，沿模块主轴 方向右侧为X轴，沿模块主轴方向左侧为y轴，观测方向为z轴，构成右手坐标系；安装M1、 M2、M3使得观测方向在同一平面内，且M2、M3观测方向分布在Ml两侧，与Ml观测方向夹角 均为60°，依据模块坐标系定义，单位太阳矢量在m系下的太阳方位角可表示为： A: =fPAnI1 其中，约为Ml偏振传感器测得的偏振方位角，单位太阳矢量在m系下的太阳高度角 可表示为： 丑f τ/2，;τ/2]，其中θ i为偏振观测角，可利用三个偏振传感器测量解算获取； 则m系下单位太阳矢量可表示为： = [cos cos /C sin /if cos /C' sin /Zf ]T。
5. 根据权利要求1所述的基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，其特征在于：所述步 骤（4)利用坐标转换技术建立单位太阳矢量在地理系和m系之间变换关系具体实现如下： Sm=C^CbtSt 其中为偏振传感器安装矩阵，设计载体坐标系与模块坐标系重合，即Cf =/3x3，则 上式可表示为：
6. 根据权利要求1所述的基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，其特征在于：所述步 骤（5)中将计算得到的Θ，Y1S t1S1Mf入步骤（4)所得关系式，确定航向角信息，进而确定 载体姿态，具体实现如下： 则口」得：
【专利摘要】本发明涉及一种基于偏振罗盘的载体航向角计算方法，偏振罗盘包含两个水平方向的加速度计和三个偏振传感器。首先，利用水平方向的加速度计获取载体的水平姿态，即俯仰角θ和横滚角γ；其次，利用载体所在的地理位置信息以及时间信息计算出地理坐标系下单位太阳矢量St；利用安装在载体上的偏振传感器测量偏振方位角以计算在偏振传感器模块坐标系下的单位太阳矢量Sm；最后，利用上述获得的水平姿态信息及太阳矢量信息，建立单位太阳矢量在地理坐标系与偏振传感器模块坐标系之间的转换关系，确定载体的航向信息。本发明方法精度高、计算量小、兼容性强等优点。
【IPC分类】G01C21-20
【公开号】CN104880192
【申请号】CN201510324153
【发明人】郭雷, 杜涛, 杨健, 李晨阳, 齐孟超, 张霄
【申请人】北京航空航天大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年6月12日