CN107655494A - 一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法 - Google Patents
一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法 Download PDFInfo
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Abstract
一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法，包括如下步骤：步骤一：计算载体所在位置地球坐标系相对导航坐标系的旋转矩阵；步骤二：计算载体所在位置地心惯性系对地球坐标系的旋转矩阵；步骤三：计算载体坐标系对载体惯性系的旋转矩阵；步骤四：计算载体惯性系对地心惯性系的旋转矩阵；步骤五：计算载体坐标系相对导航坐标系的姿态矩阵；步骤六：重新选定对准时刻，重复执行步骤四～步骤五，得到步骤七：求取姿态角并计算姿态角均值；步骤八：计算姿态修正矩阵；步骤九：利用姿态修正矩阵修正惯导系统的导航姿态矩阵；步骤十：重复执行步骤二～步骤九，实现惯导系统粗对准。本发明方法可在摇摆基座条件下实现惯导系统快速的粗对准。
Description
技术领域
本发明涉及导航领域，具体涉及一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法。
背景技术
初始对准是惯性导航系统在正式工作之前的重要准备工作，而粗对准又是初始对准的关键,具有广阔的应用前景。从理论上来说，对准速度是是粗对准最为重要的指标之一，粗对准的时间直接影响初始对准性能的优劣。因此，在现有的条件下，考虑加速度计的刻度系数误差、安装误差角和其他干扰加速度，对捷联惯导系统的摇摆基座粗对准进行优化，使粗对准的时间达到最优，是粗对准方向需要深入研究的课题。目前针对粗对准多采取构造重力加速度来构造辅助矢量，推导载体惯性系对地心惯性系的旋转矩阵，然而这样推导出载体惯性系对地心惯性系的旋转矩阵的误差会比较大。
发明内容
本发明的目的在于提供一种在摇摆基座条件下惯导系统粗对准更快速的摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法。
本发明的目的是这样实现的，包括如下步骤：
步骤一：利用卫星导航系统获取载体所在位置的经度和纬度；计算载体所在位置地球坐标系相对导航坐标系的旋转矩阵计算表达式为
式中，L为载体所在位置的纬度；
步骤二：计算载体所在位置地心惯性系对地球坐标系的旋转矩阵计算表达式为
式中，ωie为地球自转角速度，Δt为距对准起始时刻的时间间隔；
步骤三：实时采集惯导系统陀螺仪和加速度计的输出和进行惯导解算，并根据四元数和四阶龙格库塔法计算载体坐标系对载体惯性系的旋转矩阵
步骤四：选定两个对准时刻利用惯导系统中陀螺仪的输出以及加速度计的输出和步骤三中得到的计算载体惯性系对地心惯性系的旋转矩阵计算表达式为
式中，Δtk为对准时刻与对准开始时刻的时间间隔；g为当地重力加速度；
步骤五：计算载体坐标系相对导航坐标系的姿态矩阵计算表达式为；
步骤六：重新选定对准时刻，重复执行步骤四～步骤五，得到
步骤七：结合欧拉角公式对步骤五和步骤六中得到的求取姿态角，并计算姿态角均值；步骤八：结合欧拉角公式通过姿态角均值计算姿态修正矩阵Tbn；
步骤九：利用姿态修正矩阵修正惯导系统的导航姿态矩阵T，得到粗对准后的惯导系统导航姿态矩阵TT，表达式为
步骤十：重复执行步骤二～步骤九，实现惯导系统粗对准。
进一步的，所述的对准时刻和间隔大于等于30s
本发明具有如下有益效果：
一、本发明步骤四中利用了两次速度矢量进行粗对准，在加速度计存在刻度系数误差、安装误差角和其他干扰加速度条件下，均能实现精确对准，具有更高的实用价值；
二、本发明方法通过采用一段时间内载体惯性系相对地心惯性系的姿态角均值和姿态矩阵最优正交化方法提高了对准精度。
附图说明
图1为本发明的流程图。
具体实施方式
下面结合图1对本发明做更详细的描述：
步骤一：确定地球坐标系对导航坐标系的旋转矩阵
根据载体的位置可得：
L为载体所在位置的纬度。
步骤二：计算地心惯性系对地球坐标系的旋转矩阵
ωie为地球自传角速度，Δt＝t-t0为距对准起始刻时的时间间隔。
步骤三：计算载体坐标系对载体惯性系的旋转矩阵
通过陀螺仪测出根据四元数和四阶龙格库塔法求出每一时刻的
步骤四：计算载体惯性系对地心惯性系的旋转矩阵
在摇摆基座上，加速度计的输出在坐标系ib0上的投影
式中
δKA、δA分别为加速度计的刻度系数误差和安装误差角，为捷联惯导质心相对载体浮心存在杆臂r所产生的杆臂干扰加速度，为载体垂荡、纵荡、横荡及振动产生的干扰加速度，加速度计零偏。
对(3)在[t0,tk]内积分并记：
由于
gn＝[0 0 -g]T (9)
所以
式中，Δtk＝tk-t0。
步骤五：多次求取姿态矩阵，计算姿态角后求平均，然后根据姿态角反求姿态矩阵，最后求出失准角。具体如下，例如：
1.在50s到300s内取值，当分别为50s，60s,70s时，求取出向量Vi(tk1)，Vib0(tk1)的值，然后取在 100s到300s内取值,每间隔十秒取只一次，分别求出Vi(tk2)，Vib0(tk2)的值，即根据(13)式可求出21*3 个
2.然后接着取80s,求取出向量Vi(tk1)，Vib0(tk1)的值,间隔大于等于30s秒，取为110s到300s,每间隔十秒取只一次，分别求出Vi(tk2)，Vib0(tk2)的值，即根据(13)式可求出20个
3.以此递推，当时，求取出向量Vi(tk1)，Vib0(tk1)的值，然后取为300s,每间隔十秒取只一次，分别求出Vi(tk2)，Vib0(tk2)的值，即根据(13)式可求出1个
步骤六：进行载体坐标系对导航坐标系姿态矩阵的更新；
步骤七：一共求出21*3+20+........+1＝273个即求出273个即273个姿态角，对其求取平均值，等到平均的姿态角。
步骤八：同通过得到的姿态角，求与之对应的姿态矩阵，再根据
求出失准角。
步骤九：重复步骤二到步骤八。
Claims (2)
1.一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：利用卫星导航系统获取载体所在位置的经度和纬度；计算载体所在位置地球坐标系相对导航坐标系的旋转矩阵计算表达式为
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式中，L为载体所在位置的纬度；
步骤二：计算载体所在位置地心惯性系对地球坐标系的旋转矩阵计算表达式为
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式中，ωie为地球自转角速度，Δt为距对准起始时刻的时间间隔；
步骤三：实时采集惯导系统陀螺仪和加速度计的输出和进行惯导解算，并根据四元数和四阶龙格库塔法计算载体坐标系对载体惯性系的旋转矩阵
步骤四：选定两个对准时刻利用惯导系统中陀螺仪的输出以及加速度计的输出和步骤三中得到的计算载体惯性系对地心惯性系的旋转矩阵计算表达式为
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式中，Δtk为对准时刻与对准开始时刻的时间间隔；g为当地重力加速度；
步骤五：计算载体坐标系相对导航坐标系的姿态矩阵计算表达式为；
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步骤六：重新选定两个对准时刻，重复执行步骤四～步骤五，得到
步骤七：结合欧拉角公式对步骤五和步骤六中得到的求取姿态角，并计算姿态角均值；
步骤八：结合欧拉角公式通过姿态角均值计算姿态修正矩阵Tbn；
步骤九：利用姿态修正矩阵修正惯导系统的导航姿态矩阵T，得到粗对准后的惯导系统导航姿态矩阵TT，表达式为
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步骤十：重复执行步骤二～步骤九，实现惯导系统粗对准。
2.如权利要求1所述的一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法，其特征在于，所述的对准时刻和间隔大于等于30s。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710832735.4A CN107655494A (zh) | 2017-09-15 | 2017-09-15 | 一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710832735.4A CN107655494A (zh) | 2017-09-15 | 2017-09-15 | 一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107655494A true CN107655494A (zh) | 2018-02-02 |
Family
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710832735.4A Pending CN107655494A (zh) | 2017-09-15 | 2017-09-15 | 一种摇摆基座条件下惯导系统粗对准方法 |
Country Status (1)
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|---|---|
| CN (1) | CN107655494A (zh) |
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2017
- 2017-09-15 CN CN201710832735.4A patent/CN107655494A/zh active Pending
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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Application publication date: 20180202 |