CN106568464B - 一种多惯组间安装基准自标定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。

Description

一种多惯组间安装基准自标定方法
技术领域
本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。
背景技术
为满足飞行器可靠性和安全性要求，许多飞行器采用多套惯组冗余制导方式。飞行时，多套惯组均参与冗余判断，当主惯组出现故障时，热备份惯组替代主惯组参与飞行控制。然而，由于各套惯组之间存在一定的安装误差，冗余判断必须建立在统一的基准之上，这就要求在起飞前对多惯组的安装基准进行标定。
传统的安装基准标定多采用地面专用的标校系统，例如转台或专用的光学瞄准系统，并需要惯组配备棱镜或者六面镜等相应的光学系统，导致整个系统设备复杂，成本高，操作繁琐，耗时长。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明的目的是提供一种多惯组间安装基准自标定方法，解决传统的安装基准标定存在的系统设备复杂，成本高，操作繁琐，耗时长的问题。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种多惯组间安装基准自标定方法，包括如下步骤：
分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；
设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；
在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1的姿态角 以及IMU2的姿态角
获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角
在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1的姿态角 以及IMU2的姿态角
获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角
根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果，选取作为安装误差角标定结果，计算获得IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵：
其中，为IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。
(三)有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：
本发明提供的多惯组间安装基准自标定方法，在水平和垂直两个状态下，通过陀螺和加表输出信息完成对任意两套惯组间的安装误差进行自标定，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。
本发明提供的多惯组间安装基准自标定方法，对于装有多个惯组的飞行器具有适用性，主要用于解决飞行器多惯组间数故障判别和数据转换所需的基准问题，为多惯组信息冗余管理提供了数据转换依据。
附图说明
图1是本发明实施例多惯组间安装基准自标定方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，本发明实施例提供的一种多惯组间安装基准自标定方法，是在惯组安装在飞行器上之后，采用惯组的陀螺和加表输出信息，在水平静止和垂直静止两种状态下进行标定计算，以获得任意两套惯组之间的三个安装误差角。
对某个多惯组系统，任意选取两套惯组IMU1和IMU2，则多惯组间安装基准自标定方法具体包括如下步骤：
1、确定标点时间
设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT。
在每个计算周期ΔT，设定IMU1加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx1 δWy1δWz1]T，设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx1 δθy1 δθz1]T。
在每个计算周期ΔT，设定IMU2加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx2 δWy2δWz2]T，设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx2 δθy2 δθz2]T。
2、水平状态标定
水平静止状态下，当收到水平标定命令后，启动水平标定计算，经T1时间停止计算。
2.1计算T1时间内IMU1的姿态角，具体步骤如下：
分别计算出T1时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值：
式中，为T1时间内IMU1的视加速度均值，为T1时间内IMU1的角速度均值。
将T1时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
式中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。
计算出T1时间内IMU1的姿态角为：
则T1时间内IMU1的姿态角为其中B0为标定点纬度。
2.2同理采用类似方法，计算T1时间内IMU2的姿态角，具体步骤如下：
分别计算出T1时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值：
式中，为T1时间内IMU2的视加速度均值，为T1时间内IMU2的角速度均值。
将T1时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
式中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。
计算出T1时间内IMU2的姿态角为：
则T1时间内IMU2的姿态角为其中B0为标定点纬度。
2.3获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角：
则T1时间内IMU1与IMU2之间的姿态误差角为
3、垂直状态标定
垂直静止状态下，当收到垂直标定命令后，启动垂直标定计算，经T2时间停止计算。
3.1计算T2时间内IMU1的姿态角，具体步骤如下：
计算T2时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值：
式中，为T2时间内IMU1的视加速度均值，为T2时间内IMU1的角速度均值。
将T2时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
式中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。
计算出T2时间内IMU1的姿态角：
则T2时间内IMU1的姿态角为其中B0为标定点纬度。
3.2计算T2时间内IMU2的姿态角，具体步骤如下：
计算T2时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值：
其中，为T2时间内IMU2的视加速度均值，为T2时间内IMU2的角速度均值。
将T2时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
其中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。
计算出T2时间内IMU2的姿态角为：
则T2时间内IMU2的姿态角为其中B0为标定点纬度。
3.3获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角：
则T2时间内IMU1与IMU2之间的姿态误差角为
4、计算安装误差矩阵
综合水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果，选取其中的作为最终的安装误差角标定结果，将上述三个安装误差角按2-1-3转序转动，获得惯组IMU1相对于惯组IMU2的安装误差矩阵：
则为IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。
综上所述，本发明提供的多惯组间安装基准自标定方法，在水平和垂直两个状态下，通过陀螺和加表输出信息完成对任意两套惯组间的安装误差进行自标定，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，包括如下步骤：
分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；
设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；
在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1的姿态角 以及IMU2的姿态角
获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角
在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1的姿态角 以及IMU2的姿态角
获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角
根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果，选取作为安装误差角标定结果，计算获得IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵：
其中，为IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。
2.根据权利要求1所述的多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，在水平静止状态下，计算T1时间内IMU1的姿态角的具体步骤如下：
在每个计算周期ΔT，设定IMU1加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx1 δWy1 δWz1]T，设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx1 δθy1 δθz1]T；
分别计算出T1时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值：
其中，为T1时间内IMU1的视加速度均值，为T1时间内IMU1的角速度均值；
将T1时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
其中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值；
计算出T1时间内IMU1的姿态角为：
其中，T1时间内IMU1的姿态角为B0为标定点纬度。
3.根据权利要求1所述的多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，在水平静止状态下，计算T1时间内IMU2的姿态角的具体步骤如下：
在每个计算周期ΔT，设定IMU2加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx2 δWy2 δWz2]T，设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx2 δθy2 δθz2]T；
分别计算出T1时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值：
其中，为T1时间内IMU2的视加速度均值，为T1时间内IMU2的角速度均值；
将T1时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
其中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值；
计算出T1时间内IMU2的姿态角为：
其中，T1时间内IMU2的姿态角为B0为标定点纬度。
4.根据权利要求1所述的多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，在垂直静止状态下，计算T2时间内IMU1的姿态角的具体步骤如下：
在每个计算周期ΔT，设定IMU1加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx1 δWy1 δWz1]T，设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx1 δθy1 δθz1]T；
计算T2时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值：
其中，为T2时间内IMU1的视加速度均值，为T2时间内IMU1的角速度均值；
将T2时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
其中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值；
计算出T2时间内IMU1的姿态角为：
其中，T2时间内IMU1的姿态角为B0为标定点纬度。
5.根据权利要求1所述的多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，在垂直静止状态下，计算T2时间内IMU2的姿态角的具体步骤如下：
在每个计算周期ΔT，设定IMU2加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx2 δWy2 δWz2]T，设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx2 δθy2 δθz2]T；
计算T2时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值：
其中，为T2时间内IMU2的视加速度均值，为T2时间内IMU2的角速度均值；
将T2时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：
其中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值；
计算出T2时间内IMU2的姿态角为：
其中，T2时间内IMU2的姿态角为B0为标定点纬度。
6.根据权利要求1所述的多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，
通过以下公式获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角：
其中，T1时间内IMU1的姿态角为T1时间内IMU2的姿态角为T1时间内IMU1与IMU2之间的姿态误差角为
7.根据权利要求1所述的多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，
通过以下公式获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角：
其中，T2时间内IMU1的姿态角为T2时间内IMU2的姿态角为T2时间内IMU1与IMU2之间的姿态误差角为
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112781614B (zh) * 2020-12-23 2022-12-13 北京航天自动控制研究所 一种火箭双捷联惯组基准一致补偿方法
CN113532432B (zh) * 2021-08-09 2022-11-11 湖北航天技术研究院总体设计所 一种惯性测量的冗余系统及标定方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101221046A (zh) * 2008-01-22 2008-07-16 南京航空航天大学 光纤陀螺组件输出信号的误差处理方法
CN102221372A (zh) * 2011-03-25 2011-10-19 北京航空航天大学 使用离心机和转台对惯性测量单元进行误差标定的方法
CN105737858A (zh) * 2016-05-04 2016-07-06 北京航空航天大学 一种机载惯导系统姿态参数校准方法与装置

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101221046A (zh) * 2008-01-22 2008-07-16 南京航空航天大学 光纤陀螺组件输出信号的误差处理方法
CN102221372A (zh) * 2011-03-25 2011-10-19 北京航空航天大学 使用离心机和转台对惯性测量单元进行误差标定的方法
CN105737858A (zh) * 2016-05-04 2016-07-06 北京航空航天大学 一种机载惯导系统姿态参数校准方法与装置

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