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一种基于UKF的天文组合导航滤波算法研究

摘要：飞机导航系统的设计需要考虑传感器和外部因素不稳定

带来的影响，同时在飞行中也面临着导航系统和量测噪声统计不确

定问题，因而导致滤波精度低，稳定性差，有可能发散。为此本文

研究了一种基于ukf的自适应卡尔曼滤波算法，能自动平衡状态信

息与观测信息在滤波结果中的权比，来实时调整状态向量和观测向

量的协方差，从而提高系统的性能。仿真结果表明该算法定位精度

高，稳定性好，具有重要的工程应用价值。

关键词：ukf自适应滤波组合导航

1、引言

sins能完全独立自主的工作，具有短时精度高、输出连续、抗

干扰能力强，可同时提供位置、姿态信息等突出优点，但它误差随

时间积累，长时间工作的误差很大；cns精度高、误差不随时间积

累，在所有导航设备中航向精度最高，观测目标为天体不可能被人

为摧毁，战争时可用性高，但其输出信息不连续，并且在某些情况

下会受到外界环境的影响，如在航空中的应用容易受到气候条件的

影响[1]，目前我国比较先进的星敏感器的输出频率为1hz，对有高

精度要求的军用载体来说是不适用的[2]。由于两者都存在着自身

难以克服的缺点，但两者具有互补的特点，所以，将其组合不仅具

有独立系统各自的主要优点，而且随着组合水平的加深，它们之间

互相交流、使用信息加强，sins/天文组合系统的总体性能要优于

各自独立系统。

本文研究的自适应ukf卡尔曼滤波算法，在系统噪声统计特性

未知时，此算法能自动平衡状态信息与观测信息在滤波结果中的权

比，来实时调整状态向量和观测向量的协方差，从而提高系统的性

能。

2、星敏感器姿态测量误差分析

星敏感器是高精度仪器，但也存在多种误差源，主要包括光学

系统成像误差，加工、装配误差，光轴不稳定性，ccd噪声、暗电

流、性应不均匀性，电子线路噪声，标定误差等。因此，星敏感器

的姿态确定精度实际上受到诸多因素的影响[3]：

2.1星象提取误差

星象提取误差主要来源于星光信号本身，包括恒星的自行、光

行差、视差、光线弯曲等误差以及星表误差。光行差带来的误差较

大，约为20角秒，高精度的姿态确定系统需要对此进行补偿。这

些误差导致恒星星光方同矢量在惯性参考基准的指向误差。

2.2光电转换产生的误差

光电转换环节产生的噪声较多，它主要包括三类：光子霰粒噪

声、暗电流噪声和转移噪声。各种噪声的产生使系统信噪比下降，

导致测量精度降低。

2.3星敏感器的测量误差

星敏感器的安装误差，光轴与ccd平面度不垂直、光轴与ccd

平面交电坐标误差、焦距的误差等，都会对三维恒星星光方向矢量

在密感器坐标系的指向产生影响，从而影响到姿态矩阵的精度。

2.4算法误差

由于定位算法本身的特性，以及星图和参与计算的各个星点像

的特性，会在位置计算中带来算法误差。如星象中心计算误差、星

图识别误差、姿态确定算法误差等。

上述误差可分为两类，一类是随机误差，另一类是固定误差。

使用时，可利用软件补偿固定误差，固定误差经补偿后造成的姿态

误差小于1”。但星敏感器的测量仍然含有剩余误差。目前，ccd

星敏感器的姿态测量精度很高，且测量误差不随时间积累，其测量

精度已经达到角秒级（），因此可以将星敏感器的测量误差简单考

虑为零均值的白噪声过程，即：

3、组合导航系统的数学模型

本文采用cns的姿态和位置与惯导组合方式，在此选用反馈校

正的方式，采用cns和sins输出的姿态和位置信息的差值作为量

测值，经自适应卡尔曼滤波器估计出sins系统的误差，然后对sins

系统误差进行校正，即可得到位置、姿态等参数的组合导航系统量

测值[4]。组合系统状态向量选取：

由状态方程与量测方程可知，状态方程中包含有陀螺随机常值

漂移与加速度计随机常值零偏，同时量测方程中cns的姿态、位置

信息也属于一阶马尔科夫随机噪声，如果采用常规卡尔曼滤波无法

实时调整和控制系统和量测噪声方差阵、，因此使得滤波结果不稳

定，甚至发散，所以必须采用自适应滤波算法对、进行估计和调整

以提高滤波的精度和稳定性。

4、自适应ukf滤波算法

采用sins/cns组合导航系统虽然定位精度和稳定性得到了提

高，但是由于sins的输出结果波动性大，容易因为外界环境的变

化而精度下降，同时cns信号也会受到影响，导致滤波结果严