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申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学

摘要：本发明一种弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法及装置，获取弹载捷联惯导测量数据，由惯导测量数据进行惯性导航解算，并建立状态方程；获取星敏测量数据，进行星像点坐标提取，并进行折射星检测；若检测出的是非折射星，则建立弹载捷联惯性与星光折射组合导航的非折射星测量方程；若检测出的是折射星，将折射星星像点坐标作为量测量，建立弹载捷联惯性与星光折射组合导航的折射星测量方程。在非折射星测量方程和折射星测量方程中均以获取的星像点坐标为量测量，建立了星像点坐标与位置误差之间的关系，有效地解决了测量噪声协方差矩阵实时估计的问题，同时避免了计算折射角引入的星敏感器系统性误差，提高了组合导航的精度。

主权项：1.弹载捷联惯性与星光折射全紧组合导航方法，其特征在于，包括：获取弹载捷联惯导测量数据，由惯导测量数据进行惯性导航解算，并建立状态方程；获取星敏测量数据，进行星像点坐标提取，并进行折射星检测；若检测出的是非折射星，将非折射星的星像点坐标作为量测量，建立弹载捷联惯性与星光折射组合导航的非折射星测量方程，基于所述状态方程以及所述非折射星测量方程，利用扩展卡尔曼滤波进行捷联惯性与星光折射组合导航的信息融合，并计算导航误差，输出校正后的导航信息；所述弹载捷联惯性与星光折射组合导航的非折射星测量方程为： 其中： 式中：u,v为由星敏测量数据提取得到的非折射星的星像点坐标；为预测到的非折射星的星像点坐标；分别为其x、y、z三个方向的分量，为理想的星敏感器安装矩阵，由星敏感器安装角得到；为实际星敏感器安装矩阵；为姿态矩阵；e为惯性坐标系中的单位方向矢量；[·×]为叉乘矩阵；f为星敏感器的焦距；θ为捷联惯导姿态失准角；θs为星敏感器安装失准角；υ为测量噪声；若检测出的是折射星，将折射星星像点坐标作为量测量，建立弹载捷联惯性与星光折射组合导航的折射星测量方程，基于所述状态方程以及所述折射星测量方程利用扩展卡尔曼滤波进行捷联惯性与星光折射组合导航的信息融合，并计算导航误差，输出校正后的导航信息，其中所述弹载捷联惯性与星光折射组合导航的折射星测量方程为： 其中e′代表大气折射后的恒星星光单位方向矢量，f为星敏感器的焦距；u′,v′为由星敏测量数据提取得到的折射星的星像点坐标；为由惯性导航解算得到的位置；δr为位置误差，H为密度标尺高度，c表示大气密度误差，υ为测量噪声。

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