CN108827345A - 一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，分别通过比较由主子惯性导航系统提供的速度误差值，能够获得一个对准误差的估计值，通过比较由主子惯性导航系统提供的姿态误差值，能够获得另一个对准误差的估计值，采用权值模糊自适应滤波对两个对准误差值进行不同比重的信息分配，利用速度匹配实现水平姿态对准，姿态匹配实现航向对准；从而能够在作为公共参考系统的主惯导系统上得到全局次优估计，实现子惯导系统的对传递对准；从而使得传递对准简单可靠，收敛速度快，估计精度高，实现了两者的互补，提高了传递对准的对准精度，缩短了对准时间。

Description

一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法

技术领域

本发明涉及弹载子惯导的初始对准，具体为一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法。

背景技术

惯性导航系统在工作以前，其导航坐标系是不确定的，为了建立合适的导航坐标系，惯性导航系统在进入导航状态之前要先进行初始对准。由于初始对准的精度决定了后期惯性导航系统的导航精度，因此，国内外对惯性导航系统的初始对准研究比较重视，尤其是惯性导航系统在动基座上的初始对准技术。动基座的运动环境比较复杂，因此在动基座的初始对准中一般不采用自主式的对准方式，而是以载体的惯性导航系统作为对准基准，动态匹配机载主惯导系统与弹体子惯导系统的输出数据，完成弹体子惯导系统的初始对准，即传递对准。

机载武器系统中机载主惯导系统一般采用高精度捷联惯性导航系统，以便为弹载子惯导系统提供多种参考信息，而弹载子惯导可以只使用机载主惯导提供的一种参考信息，也可同时使用多种参考信息进行传递对准。目前传递对准基本匹配方案可分为两大类，分别称为计算参数匹配法(速度匹配、姿态匹配、位置匹配)和测量参数匹配法(角速度匹配和比力匹配)。计算参数匹配法和测量参数匹配法各有优缺点，两者的比较如下：

1)由于计算参数匹配法能有效地抑制运载体振动环境的影响，因此精度较高；而测量参数匹配法精度受机翼挠曲变形及颤振影响很大，现实中又很难对挠曲和颤振进行精确建模，因此精度较差。

2)计算参数匹配法产生足够大的观测量差值的过程需要一定的时间，故这种方法的对准时间较长；而测量参数匹配法直接使用惯性元器件的测量值作为观测量，因此对准速度较快。

机载武器传递对准是指弹载子惯导以机载主惯导输出的姿态、速度、位置等信息作为弹载子惯导初始对准的基准所进行的初始对准。但是在实际的传递对准中，由于杆臂效应、挠曲变形以及颤振等因素的影响导致机载主惯导提供给弹载子惯导的信息需要进行一系列的处理之后才能作为弹载子惯导的初始信息。

机载主惯导在安装时要求安装位置与载机的重心重合，而弹载子惯导系统一般是安装在机翼或机尾，这样弹载子惯导和机载主惯导之间就存在一定的安装距离。当载机相对惯性空间产生角运动时，机载主惯导和弹载子惯导的加速度计会敏感到不同的比力而解算出不同的地速，这种现象称为传递对准中的杆臂效应。其中，机载主惯导和弹载子惯导输出的比力差异，称为杆臂加速度；机载主惯导和弹载子惯导解算出的地速的差异，称为杆臂速度。

杆臂效应引起弹载子惯导系统加速度计与机载主惯导加速度计的测量存在一定的偏差，导致弹载子惯导系统的速度及位置导航参数存在误差。对于由于杆臂效应引起的一系列误差，可以通过传递机载主惯导系统输出信息使弹载子惯导装订到标称值里实现，从而减小杆臂效应对对准精度的影响。工程应用中，杆臂效应的补偿常采用力学方法，力学补偿方法要求杆臂长度准确已知，但是在大多数情况下杆臂长度是无法准确获得的。

为快速获得弹载子惯导信息的输出，一般使用多种匹配方法进行传递对准，而且不同的匹配方法在载机不同的机动条件下所获得的信息也不同。在采用摇翼机动时，速度匹配传递对准无法将航向平台失准角分离出来，而姿态匹配传递对准在该机动条件下无法将北向平台失准角分离出来。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，通过对杆臂速度项进行补偿，减弱杆臂效应对传递对准精度的影响，有效的提高对准精度和对准时间。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，包括如下步骤，

步骤1，在传递对准系统中，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程，将机载主惯导的输出作为公共参考系统，将弹载子惯导的速度匹配量和姿态匹配量视为两个独立的子系统；分别与机载主惯导的速度输出和姿态输出做差；主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；

步骤2，两个子系统与公共参考系统的差值均采用模糊自适应卡尔曼滤波得到补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出；

步骤3，对补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出的输出信息采用权值模糊自适应滤波进行不同比重的信息分配；

步骤4，以机载主惯导的输出作为公共参考系统，按照分配的比重对补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出信息采用联邦滤波算法进行信息融合，以得到全局次优估计，完成基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准。

优选的，步骤1中，在传递对准系统中，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程如下，

其中，V_V为零均值Gauss白噪声，V_θ为未知的量测噪声信号，为主惯导输出的载机姿态矩阵，为弹体安装坐标系b_f与弹体水平坐标系b_h之间的变换矩阵，即为弹体安装矩阵。

优选的，步骤1中，在传递对准系统中，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程由如下步骤得到，

步骤1.1，建立考虑挠曲变形的传递对准系统的状态参量；

步骤1.2，根据传递对准系统的状态参量得到传递对准系统的状态方程；

步骤1.3，根据传递对准系统的状态方程得到传递对准系统的状态空间模型；

步骤1.4，在传递对准系统的状态空间模型中，由于采用主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；则选取对应的量测量；

步骤1.5，根据选取的量测量，得到传递对准系统的量测方程。

进一步，步骤1.1，建立考虑挠曲变形的传递对准系统的状态参量如下；

其中，为子惯导平台失准角，为子惯导速度误差，为子惯导陀螺的常值漂移，μ＝[μ_x μ_y μ_z]^T为弹体安装误差角，为子惯导加速度计的常值偏置误差，λ_f＝[λ_fx λ_fyλ_fz]^T为机翼挠曲变形角，ω_f＝[ω_fx ω_fy ω_fz]^T为机翼挠曲变形角速度，T代表转置。

再进一步，步骤1.2，根据传递对准系统的状态参量得到传递对准系统的状态方程为：

其中，未知量上的点代表一阶导， ω_ie为地球自装角速率，L为纬度，R_M为参考椭球子午圈，R_N为卯酉圈上的曲率半径，为子惯导输出的载机姿态矩阵，为子惯导陀螺的常值漂移，为子惯导加速度计输出，为子惯导加速度计的常值偏置误差，ω_f为挠曲变形角速度，λ_f为机翼的挠曲变形角。

再进一步，步骤1.3，根据传递对准系统的状态方程得到传递对准系统的状态空间模型为：

其中：为子惯导的姿态矩阵，[T₁₁ T₁₂ T₁₃]，[T₂₁ T₂₂ T₂₃]，[T₃₁T₃₂ T₃₃]分别为姿态矩阵各行向量值；

式中，分别为东向，北向和天向的加速度计的输出；ω_ie为地球自装角速率，L为纬度，R_M为参考椭球子午圈，R_N为卯酉圈上的曲率半径；为陀螺量测Gauss白噪声；为加速度计量测Gauss白噪声，η＝[η_x η_y η_z]^T为二阶挠曲白噪声驱动；[β]＝diag(β_x,β_y,β_z)，

再进一步，步骤1.4，在传递对准系统的状态空间模型中，由于采用主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；则量测量选取如下：

其中，

式中，I为单位矩阵；为主惯导的姿态误差角，可视为白噪声；为子惯导的姿态误差角；主惯导输出的载机地速为子惯导输出的弹体地速为由主惯导输出计算得到的杆臂速度为主惯导输出的载机姿态矩阵为子惯导输出的弹体姿态矩阵为已知的弹体安装坐标系b_f与弹体水平坐标系b_h之间的变换矩阵为弹体安装矩阵

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本发明分别通过比较由主子惯性导航系统提供的速度误差值，能够获得一个对准误差的估计值，通过比较由主子惯性导航系统提供的姿态误差值，能够获得另一个对准误差的估计值，采用权值模糊自适应滤波对两个对准误差值进行不同比重的信息分配，利用速度匹配实现水平姿态对准，姿态匹配实现航向对准；从而能够在作为公共参考系统的主惯导系统上得到全局次优估计，实现子惯导系统的对传递对准；从而使得传递对准简单可靠，收敛速度快，估计精度高，实现了两者的互补，提高了传递对准的对准精度，缩短了对准时间。

进一步的，通过在量测方程建立过程中采用机翼挠曲变形角和机翼挠曲变形角速度作为状态参量，从而实现了杆臂挠曲变形的补偿。

附图说明

图1为本发明实例中所述方法的原理流程图。

图2为本发明实例中所述仿真验证时的仿真轨迹示意图。

图3a、图3b和图3c为本发明实例中所述仿真验证时的子惯导平台失准角的对比示意图。

图4a、图4b和图4c为本发明实例中所述仿真验证时的子惯导速度误差的对比示意图。

具体实施方式

下面结合具体的实施例对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。

本发明在摇翼机动条件下采用速度和姿态匹配的快速传递对准方案，在传递对准系统中，以速度匹配实现水平姿态对准，以姿态匹配实现航向对准。其包括如下步骤，

(1)在传递对准系统中，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程，将机载主惯导的输出作为公共参考系统，而将弹载子惯导的速度匹配量和姿态匹配量视为两个独立的子系统；分别与机载主惯导的速度输出和姿态输出做差；主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；

(2)为解决系统噪声和量测噪声未知或未完全可知的情况下的滤波，两个子系统与公共参考系统的差值均采用模糊自适应卡尔曼滤波得到补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出，快速的使弹载子惯导的输出无限接近机载主惯导的输出；

(3)对补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出的输出信息采用权值模糊自适应滤波进行不同比重的信息分配；

(4)以机载主惯导的输出作为公共参考系统，按照分配比重对补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出信息采用联邦滤波算法进行信息融合，以得到全局次优估计，完成基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准。

在传递对准系统中，如图1所示的速度和姿态传递对准原理图，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程具体的，包括如下步骤；

步骤1，建立传递对准系统的状态参量为：

其中，为子惯导平台失准角，为子惯导速度误差，为子惯导陀螺的常值漂移，μ＝[μ_x μ_y μ_z]^T为弹体安装误差角，为子惯导加速度计的常值偏置误差，λ_f＝[λ_fxλ_fy λ_fz]^T为机翼挠曲变形角，ω_f＝[ω_fx ω_fy ω_fz]^T为机翼挠曲变形角速度，T代表转置；

步骤2，根据传递对准系统的状态参量得到传递对准系统的状态方程为：

其中，未知量上的点代表一阶导， ω_ie为地球自装角速率，L为纬度，R_M为参考椭球子午圈，R_N为卯酉圈上的曲率半径，为子惯导输出的载机姿态矩阵，为子惯导陀螺的常值漂移，为子惯导加速度计输出，为子惯导加速度计的常值偏置误差，ω_f为挠曲变形角速度，λ_f为机翼的挠曲变形角。

步骤3，根据传递对准系统的状态方程得到传递对准系统的状态空间模型为：

其中：为子惯导的姿态矩阵，[T₁₁ T₁₂ T₁₃]，[T₂₁ T₂₂T₂₃]，[T₃₁ T₃₂ T₃₃]为姿态矩阵各行向量值。

式中，分别为东向，北向和天向的加速度计的输出；ω_ie为地球自装角速率，L为纬度，R_M为参考椭球子午圈，R_N为卯酉圈上的曲率半径；为陀螺量测Gauss白噪声；为加速度计量测Gauss白噪声，η＝[η_x η_y η_z]^T为二阶挠曲白噪声驱动；[β]＝diag(β_x,β_y,β_z)，

步骤4，在传递对准系统的状态空间模型中，由于采用主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；则量测量选取如下：

其中，

式中 为主惯导的姿态误差角，可视为白噪声；为子惯导的姿态误差角；主惯导输出的载机地速为子惯导输出的弹体地速为由主惯导输出计算得到的杆臂速度为主惯导输出的载机姿态矩阵为子惯导输出的弹体姿态矩阵为已知的弹体安装坐标系b_f与弹体水平坐标系b_h之间的变换矩阵为即为弹体安装矩阵。

从而得到传递对准系统的量测方程为：

其中，V_V为零均值Gauss白噪声，V_θ为未知的量测噪声信号。

仿真验证。

仿真条件：假设摇翼仿真时间为12s，摇翼角度为30°；传递对准初始位置为北纬34.03006°、东经108.76405°，海拔高度480m；飞机的飞行速度为230m/s；飞行高度为7000m；航向角为60°，俯仰角为0°，横滚角为0°。考虑机翼的挠曲变形和颤振，仿真轨迹如图2所示。

其中传递对准系统的状态参量如下，

子惯导误差参数：陀螺常值漂移：1°/h；

陀螺随机游走系数：

加速度计常值偏置误差：5×10^-4g；

加速度计量测白噪声标准差：

弹体安装误差角：μ＝[0.1° 0.1° 0.1°]^T；

装订引起的子惯导失准角初值：

子惯导速度误差初值：

机翼存在挠曲变形和颤振。机翼颤振幅值为A_y＝A_z＝2mm，颤振频率为f_y＝f_z＝25Hz；机翼挠曲变形模型参数为β_x＝2.146/0.3、β_y＝2.146/0.2、β_z＝2.146/0.4，挠曲变形激励白噪声η方差为

弹体沿载机横轴方向的杆臂长度为l₁＝1m，弹体沿载机立轴方向的杆臂长度为l₂＝0.5m；仿真中卡尔曼滤波周期取为20ms。

则得到的子惯导平台失准角的估计误差分别如图3a、图3b和图3c所示；

得到的子惯导速度误差如图4a、图4b和图4c所示；

根据速度匹配传递对准原理及惯导误差传播方程，速度误差直接反映在观测方程中，弹载子惯导的平台失准角是通过比力耦合到速度误差中，从而对平台失准角进行间接观测。

由图3a、图3b和图3c，以及图4a、图4b和图4c可以看出，补偿杆臂加速度前后的估计精度发生变化。由速度和姿态匹配失准角估计误差图中可知，在未考虑杆臂效应时，30s时水平失准角的估计误差为5'，而考虑杆臂效应后，20s时水平失准角的估计误差基本就已经达到了5'。由速度和姿态匹配速度估计误差图中可知，速度和姿态匹配中速度误差估计值很快收敛，估计精度很高。

Claims (7)

1.一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，其特征在于，包括如下步骤，

步骤1，在传递对准系统中，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程，将机载主惯导的输出作为公共参考系统，将弹载子惯导的速度匹配量和姿态匹配量视为两个独立的子系统；分别与机载主惯导的速度输出和姿态输出做差；主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；

步骤2，两个子系统与公共参考系统的差值均采用模糊自适应卡尔曼滤波得到补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出；

步骤3，对补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出的输出信息采用权值模糊自适应滤波进行不同比重的信息分配；

步骤4，以机载主惯导的输出作为公共参考系统，按照分配的比重对补偿后的速度输出和补偿后的姿态输出信息采用联邦滤波算法进行信息融合，以得到全局次优估计，完成基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准。

2.根据权利要求1所述的一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，其特征在于，步骤1中，在传递对准系统中，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程如下，

其中，V_V为零均值Gauss白噪声，V_θ为未知的量测噪声信号，为主惯导输出的载机姿态矩阵，为弹体安装坐标系b_f与弹体水平坐标系b_h之间的变换矩阵，即为弹体安装矩阵。

3.根据权利要求1所述的一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，其特征在于，步骤1中，在传递对准系统中，考虑挠曲变形建立对准系统的量测方程由如下步骤得到，

步骤1.1，建立考虑挠曲变形的传递对准系统的状态参量；

步骤1.2，根据传递对准系统的状态参量得到传递对准系统的状态方程；

步骤1.3，根据传递对准系统的状态方程得到传递对准系统的状态空间模型；

步骤1.4，在传递对准系统的状态空间模型中，由于采用主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；则选取对应的量测量；

步骤1.5，根据选取的量测量，得到传递对准系统的量测方程。

4.根据权利要求3所述的一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，其特征在于，步骤1.1，建立考虑挠曲变形的传递对准系统的状态参量如下；

其中，为子惯导平台失准角，为子惯导速度误差，为子惯导陀螺的常值漂移，μ＝[μ_x μ_y μ_z]^T为弹体安装误差角，为子惯导加速度计的常值偏置误差，λ_f＝[λ_fx λ_fy λ_fz]^T为机翼挠曲变形角，ω_f＝[ω_fx ω_fy ω_fz]^T为机翼挠曲变形角速度，T代表转置。

5.根据权利要求4所述的一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，其特征在于，步骤1.2，根据传递对准系统的状态参量得到传递对准系统的状态方程为：

其中，未知量上的点代表一阶导， ωie为地球自装角速率，L为纬度，R_M为参考椭球子午圈，R_N为卯酉圈上的曲率半径，为子惯导输出的载机姿态矩阵，为子惯导陀螺的常值漂移，为子惯导加速度计输出，为子惯导加速度计的常值偏置误差，ω_f为挠曲变形角速度，λ_f为机翼的挠曲变形角。

6.根据权利要求5所述的一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，其特征在于，步骤1.3，根据传递对准系统的状态方程得到传递对准系统的状态空间模型为：

其中：为子惯导的姿态矩阵，[T₁₁ T₁₂ T₁₃]，[T₂₁ T₂₂ T₂₃]，[T₃₁ T₃₂T₃₃]分别为姿态矩阵各行向量值；

式中，分别为东向，北向和天向的加速度计的输出；ω_ie为地球自装角速率，L为纬度，R_M为参考椭球子午圈，R_N为卯酉圈上的曲率半径；为陀螺量测Gauss白噪声；为加速度计量测Gauss白噪声，η＝[η_x η_y η_z]^T为二阶挠曲白噪声驱动；[β]＝diag(β_x,β_y,β_z)，

7.根据权利要求6所述的一种基于杆臂挠曲变形补偿的机载武器传递对准方法，其特征在于，步骤1.4，在传递对准系统的状态空间模型中，由于采用主子惯导速度误差作为速度量测，以速度匹配实现水平姿态对准；主子惯导姿态矩阵差值作为姿态量测，以姿态匹配实现航向对准；则量测量选取如下：

其中，

式中，I为单位矩阵；为主惯导的姿态误差角，可视为白噪声；为子惯导的姿态误差角；主惯导输出的载机地速为子惯导输出的弹体地速为由主惯导输出计算得到的杆臂速度为主惯导输出的载机姿态矩阵为子惯导输出的弹体姿态矩阵为已知的弹体安装坐标系b_f与弹体水平坐标系b_h之间的变换矩阵为弹体安装矩阵