CN110220534B - 一种应用于弹上惯组的在线标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其包括：载体沿规划的运行路径运行，得到组数相同的若干组卫星接收机输出信息和惯组脉冲输出信息；在载体运行完毕后，根据获取的初始导航信息和第一组惯组脉冲输出信息得到第一组纯惯性导航信息并滤波时间更新；在第一组纯惯性导航信息和滤波时间更新结束时，根据第一组卫星接收机输出信息构建观测方程并进行滤波量测更新，得到弹上惯组在当前组的状态估计；根据下一组卫星接收机输出信息和下一组惯组脉冲输出信息，重复以上步骤，计算得到下一组的状态估计，直至计算完成所有组的状态估计；根据最后一组的状态估计修正基础标定参数并更新，多次重复执行，获取最终的基础标定参数，完成在线标定。

Description

一种应用于弹上惯组的在线标定方法

技术领域

本发明涉及航空航天捷联惯性导航技术领域，具体涉及一种应用于弹上惯组的在线标定方法。

背景技术

捷联惯性导航系统具有反应时间短、可靠性高、体积小、重量轻等优点，广泛应用于飞机、舰船、导弹等军用和民用导航领域，具有重要的国防意义和巨大的经济效益。

惯性测量组合的标定技术是惯性导航领域的核心技术之一，是一种对误差的辨识技术，即建立惯性器件和惯导系统的误差模型，通过一系列的试验求解出误差模型中的误差项，进而通过软件算法对误差进行补偿。惯性测量组合的标定结果好坏直接影响捷联惯性导航系统的精度。惯性测量组合是捷联惯性导航系统的核心部件，一般而言，主要由3个加速度计和3个陀螺组成。

惯性测量组合标定方法一般为分立式标定、系统级标定；而分立式标定、系统级标定作为传统标定方法，需要将弹上惯组拆卸下来，在试验室内专门的转台上进行标定，且标定时间长。当前分立式标定和系统级标定方法的研究已经非常成熟，在导弹发射车运输过程中或者空面弹载机挂飞过程中完成惯组的在线标定，无需将惯组拆卸下来到转台上标定，可以节约大量人力物力，而成为我们的研发重点。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种应用于弹上惯组的在线标定方法，该方法对载体的运行轨迹进行适当规划运行后，即可完成对弹上惯组的在线标定，极大减少传统标定方法所需的人力物力。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

一种应用于弹上惯组的在线标定方法，所述在线标定方法包括：

步骤1：根据预设的基础标定参数对载体中的弹上惯组进行初始对准，获取所述弹上惯组的初始导航信息；

步骤2：规划所述载体的运行路径，所述载体沿规划的运行路径运行，并持续间隔获取卫星接收机输出信息、以及所述弹上惯组的惯组脉冲输出信息，依次得到组数相同的若干组卫星接收机输出信息和惯组脉冲输出信息；

步骤3：在载体运行完毕后，根据获取的初始导航信息和第一组惯组脉冲输出信息得到第一组纯惯性导航信息以及进行滤波时间更新；

步骤4：在第一组纯惯性导航信息以及滤波时间更新结束时，根据第一组纯惯性导航信息和第一组卫星接收机输出信息构建观测方程并进行滤波量测更新，完成第一组数据的结算，得到所述弹上惯组在当前组的状态估计；

步骤5：根据当前组的状态估计、下一组卫星接收机输出信息和下一组惯组脉冲输出信息，重复步骤3～4，计算得到下一组的状态估计，直至计算完成所有组的状态估计；

步骤6：根据最后一组的状态估计修正所述基础标定参数，得到新的基础标定参数；

步骤7：将新的所述基础标定参数循环反馈至步骤3中，多次重复执行步骤3～步骤6，获取最终的基础标定参数，完成在线标定。

在上述技术方案的基础上，所述基础标定参数包括：加速度计零偏、加速度计标度因数误差、陀螺零偏、陀螺标度因数误差。

在上述技术方案的基础上，所述间隔获取卫星接收机输出信息的频率和间隔获取惯组脉冲输出信息的频率不同；所述步骤2的具体步骤包括：

规划所述载体的运行路径，所述载体沿规划的运行路径运行；

间隔单位时间获取一个卫星接收机输出信息，将其作为一组卫星接收机输出信息，且在该单位时间内获取多个惯组脉冲输出信息，将该单位时间内获取到的多个惯组脉冲输出信息作为一组惯组脉冲输出信息；

运行一段时间后，依次得到若干组卫星接收机输出信息和对应的若干组惯组脉冲输出信息；

所述步骤3的步骤包括：

在载体运行之后，根据获取的所述初始导航信息和第一组所述惯组脉冲输出信息进行纯惯性导航计算得到第一组纯惯性导航信息。

在上述技术方案的基础上，所述步骤3的具体步骤包括：

在载体运行之后，根据获取的所述初始导航信息和第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有惯组脉冲输出信息，对获取的第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有所述惯组脉冲输出信息依次进行纯惯性导航计算，并构建卡尔曼滤波时间更新模型，以最后一次纯惯性导航计算的结果作为第一组纯惯性导航信息。

在上述技术方案的基础上，多个所述惯组脉冲输出信息的获取频率为100Hz；多个所述卫星接收机输出信息的获取频率为10Hz。

在上述技术方案的基础上，所述步骤4的具体步骤包括：

将所述第一组纯惯性导航信息换算为所述弹上惯组在地球坐标系下的第一组载体导航信息；

根据第一组所述载体导航信息和第一组所述卫星接收机输出信息构建观测向量Z_k；

构建量测更新模型；所述量测更新模型为：

P_k＝(I-K_kH_k)P_k/k-1

X_k＝K_kZ_k

式中，K_k为k时刻的滤波增益阵；

P_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测误差的方差阵；

H_k为观测阵；

为H_k的转置；

R_k为观测系统的噪声方差阵；

P_k为k时刻的状态预测误差的方差阵；

Z_k为观测向量；

X_k为k时刻的状态估计值。

在上述技术方案的基础上，所述初始导航信息包括初始姿态、初始速度及初始位置；

所述卫星接收机输出信息包括卫星在地球坐标系下的位置、速度以及所述载体相对若干卫星的第一伪距、第一伪距率；

所述载体导航信息包括所述载体在地球坐标系下的位置、速度以及通过导航结果计算得到的相对若干卫星的第二伪距、第二伪距率。

在上述技术方案的基础上，所述根据第一组所述载体导航信息和第一组所述卫星接收机输出信息构建观测向量Z_k的具体步骤包括：

根据所述载体相对所有卫星的所述第一伪距和第二伪距、所述第一伪距率和第二伪距率，构建观测向量模型；

所述观测向量模型为：

其中，

式中，r_i为载体相对第i颗卫星的第二伪距；

为载体相对第i颗卫星的第二伪距率；

为载体相对第i颗卫星的第一伪距；

为载体相对第i颗卫星的第一伪距率。

在上述技术方案的基础上，所述卡尔曼滤波时间更新模型为：

X_k/k-1＝A_k/k-1X_k-1

式中，X_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测值；

X_k-1为k-1时刻的状态估计值；

A_k/k-1为状态转移矩阵；

为A_k/k-1的转置；

Q_k为过程噪声方差阵；

P_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测误差的方差阵；

P_k-1为k-1时刻的状态预测误差的方差阵。

在上述技术方案的基础上，所述状态估计的表达式为：

X＝[φ_x φ_y φ_z δv_E δv_N δv_U δL δλ δh ε_x ε_y ε_z δK_gx δK_gy δK_gz Δ_x Δ_y Δ_z δK_ax δK_ay δK_az δt_u δt_ru]，其中，φ_x,φ_y,φ_z为三个姿态失准角；

δv_E,δv_N,δv_U为导航坐标系下的三个速度误差；

δL,δλ,δh为导航坐标系下的三个位置误差；

ε_x,ε_y,ε_z为三个陀螺零偏；

δK_gx,δK_gy,δK_gz为三个陀螺标度误差；

Δ_x,Δ_y,Δ_z为三个加表零偏；

δK_ax,δK_ay,δK_az为三个加表标度误差；

δt_u,δt_ru为接收机钟差与钟频差。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

与传统标定方法相比，该标定方法仅需弹上惯组出厂时标定一次获取基础标定参数，后续弹上惯组无需定期拆卸重新上转台进行标定，仅需在导弹发射车运输过程中或者空面弹载机挂飞过程中，对载体的运行轨迹进行适当规划运行后，根据所述载体导航信息和对应组的所述卫星接收机输出信息构建观测矩阵，可完成对弹上惯组的在线标定，最终达到弹上惯组出厂时仅标定一次，后续全生命周期不用拆卸标定的效果，可以极大减少传统标定方法所需的人力物力；

本发明采用了卫星导航接收机的第一伪距、第一伪距率与纯惯性导航计算的第二伪距、第二伪距率构建观测向量，不存在滤波器串联问题，因此，消除了量测输出的时间相关性；此外，本发明还适用于当卫星数少于4颗时的在线标定。

具体实施方式

下面通过具体的实施例子并结合附图对本发明做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明实施例中一种应用于弹上惯组的在线标定方法的流程图。

实施例

本发明实施例提供一种应用于弹上惯组的在线标定方法，所述在线标定方法包括：

步骤1：根据预设的基础标定参数对载体中的弹上惯组进行初始对准，获取所述弹上惯组的初始导航信息；所述载体为所述弹上惯组所在的导弹发射车或者载机，所述初始导航信息包括初始姿态、初始速度及初始位置。

步骤2：规划所述载体的运行路径，所述载体沿规划的运行路径运行，并持续间隔获取卫星接收机输出信息、以及所述弹上惯组的惯组脉冲输出信息，依次得到组数相同的若干组卫星接收机输出信息和惯组脉冲输出信息；其中，所述卫星接收机输出信息包括卫星在地球坐标系下的位置、速度以及所述载体相对若干卫星的第一伪距、第一伪距率。

步骤3：在载体运行完毕后，根据获取的初始导航信息和第一组惯组脉冲输出信息得到第一组纯惯性导航信息以及进行滤波时间更新。

步骤4：在第一组纯惯性导航信息以及滤波时间更新结束时，根据第一组纯惯性导航信息和第一组卫星接收机输出信息构建观测方程并进行滤波量测更新，完成第一组数据的结算，得到所述弹上惯组在当前组的状态估计。

步骤5：根据当前组的状态估计、下一组卫星接收机输出信息和下一组惯组脉冲输出信息，重复步骤3～4，计算得到下一组的状态估计，直至计算完成所有组的状态估计。

步骤6：根据最后一组的状态估计修正所述基础标定参数，得到新的基础标定参数。

步骤7：将新的所述基础标定参数循环反馈至步骤3中，多次重复执行步骤3～步骤6，获取最终的基础标定参数，完成在线标定。

作为本发明实施例的进一步改进，所述间隔获取卫星接收机输出信息的频率和间隔获取惯组脉冲输出信息的频率不同；所述步骤2的具体步骤包括：

规划所述载体的运行路径，所述载体沿规划的运行路径运行；

间隔单位时间获取一个卫星接收机输出信息，将其作为一组卫星接收机输出信息，且在该单位时间内获取多个惯组脉冲输出信息，将该单位时间内获取到的多个惯组脉冲输出信息作为一组惯组脉冲输出信息；

运行一段时间后，依次得到若干组卫星接收机输出信息和对应的若干组惯组脉冲输出信息；

所述步骤3的步骤包括：

在载体运行之后，根据获取的所述初始导航信息和第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有惯组脉冲输出信息进行纯惯性导航计算得到第一组纯惯性导航信息。

进一步地，步骤3中，在载体运行之后，根据获取的所述初始导航信息和第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有惯组脉冲输出信息，对获取的第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有所述惯组脉冲输出信息依次进行纯惯性导航计算，并构建卡尔曼滤波时间更新模型，以最后一次纯惯性导航计算的结果作为第一组纯惯性导航信息。

具体地，多个所述惯组脉冲输出信息的获取频率为100Hz；多个所述卫星接收机输出信息的获取频率为10Hz。所述惯组脉冲输出信息的频率大于所述卫星接收机输出信息的频率，提高若干组中纯惯导航信息的精度。

其中，所述步骤4的具体步骤包括：

将所述第一组纯惯性导航信息换算为所述弹上惯组在地球坐标系下的第一组载体导航信息；所述载体导航信息包括所述载体在地球坐标系下的位置、速度以及通过导航结果计算得到的相对若干卫星的第二伪距、第二伪距率；

根据第一组所述载体导航信息和第一组所述卫星接收机输出信息中的伪距和伪距率构建观测向量Z_k；

构建量测更新模型，所述量测更新模型为：

P_k＝(I-K_kH_k)P_k/k-1

X_k＝K_kZ_k

式中，K_k为k时刻的滤波增益阵；P_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测误差的方差阵；H_k为观测阵；

为H_k的转置；R_k为观测系统的噪声方差阵；P_k为k时刻的状态预测误差的方差阵；Z_k为观测向量；X_k为k时刻的状态估计值。

其中，所述状态估计的表达式为：

X＝[φ_x φ_y φ_z δv_E δv_N δv_U δL δλ δh ε_x ε_y ε_z δK_gx δK_gy δK_gz Δ_x Δ_y Δ_z δK_ax δK_ay δK_az δt_u δt_ru]，式中，φ_x,φ_y,φ_z为三个姿态失准角；δv_E,δv_N,δv_U为导航坐标系下的三个速度误差；δL,δλ,δh为导航坐标系下的三个位置误差；ε_x,ε_y,ε_z为x，y，z三个陀螺零偏；δK_gx,δK_gy,δK_gz为三个陀螺标度误差；Δ_x,Δ_y,Δ_z为三个加表零偏；δK_ax,δK_ay,δK_az为三个加表标度误差；δt_u,δt_ru为接收机钟差与钟频差。

具体地，所述根据第一组所述载体导航信息和第一组所述卫星接收机输出信息构建观测向量Z_k的具体步骤包括：

根据所述载体相对所有卫星的所述第一伪距和第二伪距、所述第一伪距率和第二伪距率，构建观测向量模型；

所述观测向量模型为：

其中，

式中，r_i为载体相对第i颗卫星的第二伪距；

为载体相对第i颗卫星的第二伪距率；r_GNSSi为载体相对第i颗卫星的第一伪距；

为载体相对第i颗卫星的第一伪距率。

进一步地，在本发明实施例的步骤1中，所述基础标定参数是根据弹上惯组出厂前进行的传统标定的标定结果，将所述基础标定参数存储于弹上惯组的电路板flash中，其中，所述基础标定参数包括：加速度计零偏(B_ax、B_ay、B_az)、加速度计标度因数误差(K_axx、K_ayy、K_azz)、加速度计安装失准角(K_ayx、K_azx、K_azy)、陀螺零偏(B_gx、B_gy、B_gz)、陀螺标度因数误差(K_gxx、K_gyy、K_gzz)、陀螺安装失准角(K_gyx、K_gzx、K_gxy、K_gxz、K_gyz、K_gzy)；其中，载体坐标系以加速度计为参考，因此所述加速度计安装失准角只有三个，而在线标定主要是对加速度计零偏及标度因数误差、陀螺零偏及标度因数误差的12个参数进行标定，而安装失准角可认为随时间变化不大，因而不进行在线标定。

具体地，在步骤2中，所述载体中的卫星导航接收机持续间隔获取若干卫星接收机输出信息并依次向所述载体中的导航计算机输出，其输出频率为10Hz，也即多个所述卫星接收机输出信息的获取频率为10Hz；所述弹上惯组持续间隔向所述载体中的导航计算机输出惯组脉冲输出信息，其输出频率为100Hz，即多个所述惯组脉冲输出信息的获取频率为100Hz；卫星导航接收机用于输出所有卫星的卫星接收机输出信息，每颗卫星对应的卫星接收机输出信息包括：卫星编号、世界标准时间、卫星在地球坐标系下的位置(x_GNSS、y_GNSS、z_GNSS)、速度(v_{x_GNSS}、v_{y_GNSS}、v_{z_GNSS})以及所述载体相对若干卫星的第一伪距r_GNSS、第一伪距率

本发明实施例提供一种应用于弹上惯组的在线标定方法，该标定方法仅需弹上惯组出厂时标定一次获取基础标定参数，后续弹上惯组无需定期拆卸重新上转台进行标定，仅需在导弹发射车运输过程中或者空面弹载机挂飞过程中，对载体的运行轨迹进行适当规划运行后，根据所述载体导航信息和对应组的所述卫星接收机输出信息构建观测矩阵，可完成对弹上惯组的在线标定，最终达到弹上惯组出厂时仅标定一次，后续全生命周期不用拆卸标定的效果，可以极大减少传统标定方法所需的人力物力；本发明实施例采用了卫星导航接收机的第一伪距、第一伪距率与纯惯性导航计算的第二伪距、第二伪距率构建观测向量，不存在滤波器串联问题，因此，消除了量测输出的时间相关性；此外，本发明还适用于当卫星数少于4颗时的在线标定。

为了更好的理解上述技术方案，下面结合具体实施方式进行详细的说明。

如图1所示，本发明实施例提供一种应用于弹上惯组的在线标定方法，所述在线标定方法包括：

步骤S1：在载体运动之前，根据基础标定参数对载体中的弹上惯组的惯组脉冲输出进行补偿，利用补偿后的惯组输出信息进行初始对准以获取初始导航信息；所述载体为所述弹上惯组所在的导弹发射车或者载机，所述基础标定参数存储于所述弹上惯组的电路板flash中，所述初始导航信息包括初始姿态、初始速度及初始位置。

步骤S2：规划所述载体的运行路径，所述载体沿规划的运行路径运行，间隔单位时间获取一个卫星接收机输出信息，将其作为一组卫星接收机输出信息，且在该单位时间内获取多个惯组脉冲输出信息，将该单位时间内获取到的多个惯组脉冲输出信息作为一组惯组脉冲输出信息；运行一段时间后，依次得到若干组卫星接收机输出信息和对应的若干组惯组脉冲输出信息；多个所述惯组脉冲输出信息向所述载体中的导航计算机输出的输出频率为100Hz；多个所述卫星接收机输出信息向所述载体中的导航计算机输出的输出频率为10Hz，卫星导航接收机用于输出所有卫星的卫星接收机输出信息，每颗卫星对应的卫星接收机输出信息包括：卫星编号、世界标准时间、卫星在地球坐标系下的位置(x_GNSS、y_GNSS、z_GNSS)、速度(v_{x_GNSS}、v_{y_GNSS}、v_{z_GNSS})以及所述载体相对若干卫星的第一伪距r_GNSS、第一伪距率

步骤S3：预设计数值的初始值为0；在载体运行完毕后，从弹上惯组的电路板flash中读出基础标定参数，使用所述基础标定参数并根据获取的所述初始导航信息和第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有惯组脉冲输出信息转换计算得到弹上惯组的视速度增量及角度增量，每10ms进行一次纯惯性导航计算，并构建卡尔曼滤波时间更新模型，获取最后一次纯惯性导航计算的结果作为第一组纯惯性导航信息。

所述卡尔曼滤波时间更新模型为：

具体地，所述状态估计X的表达式为：

X＝[φ_x φ_y φ_z δv_E δv_N δv_U δL δλ δh ε_x ε_y ε_z δK_gx δK_gy δK_gz Δ_x Δ_y Δ_z δK_ax δK_ay δK_az δt_u δt_ru]；所述状态转移矩阵A_k/k-1的计算方程为：A_k/k-1＝I_23×23+FΔT，其中，

上述式中，X_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测值；X_k-1为k-1时刻的状态估计值；A_k/k-1为状态转移矩阵；

为A_k/k-1的转置；Q_k为过程噪声方差阵；P_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测误差的方差阵；P_k-1为k-1时刻的状态预测误差的方差阵；

φ_x,φ_y,φ_z为三个姿态失准角；δv_E,δv_N,δv_U为导航坐标系下的三个速度误差；δL,δλ,δh为导航坐标系下的三个位置误差；ε_x,ε_y,ε_z为x，y，z三个陀螺零偏；δK_gx,δK_gy,δK_gz为三个陀螺标度误差；Δ_x,Δ_y,Δ_z为三个加表零偏；δK_ax,δK_ay,δK_az为三个加表标度误差；δt_u,δt_ru为接收机钟差与钟频差；

为向量

的反对称矩阵，

为导航坐标系相对惯性坐标系的角速率在导航坐标系下的投影；

为载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速率在载体坐标系下的投影；(fⁿ×)为加速度计在载体坐标系下的分量f^b在导航坐标系下投影的反对称矩阵；f^b为加速度计在载体坐标系下的分量；R_M为子午圈半径；R_N为卯酉圈半径；h为载体高度；v_N为载体北向速度；L为载体纬度；v_E为载体东向速度；n为卫星颗数；v_U为载体天向速度；

为地球自转角速率在导航坐标系下的分量。

在所述步骤S3中，所述纯惯性导航计算的具体步骤包括：

S301：采用传统四元数法进行纯惯导姿态更新解算，四元数微分方程为：

其中，Ω为载体坐标系相对导航坐标系下的角速率构成的反对称矩阵；Q为四元数；通过龙格-库塔求解四元数微分方程，并由四元数求得姿态矩阵，在由姿态矩阵求得载体的三个欧拉角；

步骤S302：进行纯惯导速度更新解算，速度微分方程为：

其中，vⁿ为导航坐标系下载体的速度矢量；

为导航坐标系下载体的速度矢量变化率；f^b为加速度计在载体坐标系下的分量；

为载体坐标系到导航坐标系下的分量；

为地球自转角速率在导航坐标系下的分量；

为导航坐标系相对地球坐标系的旋转角速率；gⁿ为导航坐标系中的重力加速度矢量。

步骤S303：进行捷联惯导系统位置更新解算，位置微分方程为：

其中，

为载体纬度变化率；

为载体经度变化率；

为载体高度变化率；L为载体纬度；λ为载体经度；h为载体高度；v_E为载体东向速度；v_N为载体北向速度；v_U为载体天向速度；R_M为子午圈半径；R_N为卯酉圈半径。

步骤S4：将所述第一组纯惯性导航信息换算为所述弹上惯组在地球坐标系下的第一组载体导航信息；所述载体导航信息包括所述载体在地球坐标系下的位置、速度以及相对若干卫星的第二伪距、第二伪距率；根据第一组载体导航信息中的所述第二伪距、第二伪距率和第一组所述卫星接收机输出信息中的第一伪距和第一伪距率构建第一个观测向量；构建第一个观测矩阵H_k，并进行卡尔曼量测状态更新，完成第一组数据的结算，得到所述弹上惯组在当前组的状态估计。

所述步骤4的具体步骤包括：

步骤S401：将所述根据第一组纯惯性导航信息换算为所述弹上惯组在地球坐标系下的第一组载体导航信息；

所述步骤S401的具体步骤包括：

步骤S401a：将纯惯性导航的位置(纬度、经度、高度)转换成地球坐标系下的位置坐标：

步骤S401b：将纯惯性导航的东向、北向、天向速度转换成地球坐标系下的速度：

步骤S401c：利用纯惯性导航地球坐标系下的位置坐标、速度以及星历信息解算出第二伪距和第二伪距率：

其中，

为第i颗卫星在地球坐标系下的位置坐标，

为第i颗卫星在地球坐标系下的速度坐标；r_i、

为由纯惯性导航结果解算出的对应第i颗卫星的第二伪距及第二伪距率。

步骤S402：构建观测向量，所述构建观测向量的观测向量模型Z_k为：

其中，

Z_k为一个变尺寸的矩阵(2n行1列，n为卫星的颗数)，其维度根据输入的卫星的颗数动态变化，最大可支持8颗用于导航的卫星；

式中，r_i为相对第i颗卫星的第二伪距；

为相对第i颗卫星的第二伪距率；

为相对第i颗卫星的第一伪距；

为相对第i颗卫星的第一伪距率。

步骤S403：构建观测矩阵H_k，所述观测矩阵的模型为：H_k＝E_ρρB；其中，

式中，

为载体对应第i颗卫星的观测量矩阵，所述载体对应第i颗卫星的观测量矩阵

的表达式为：

因此，

为一个变尺寸的矩阵(2n行8列，n为卫星的颗数)，维度根据输入的卫星的颗数动态改变，最大可支持8颗用于导航的卫星。

步骤S404：构建量测更新模型，所述量测更新模型为：

P_k＝(I-K_kH_k)P_k/k-1

X_k＝K_kZ_k

式中，K_k为k时刻的滤波增益阵；P_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测误差的方差阵；H_k为观测阵；

为H_k的转置；R_k为观测系统的噪声方差阵；P_k为k时刻的状态预测误差的方差阵；Z_k为观测向量；X_k为k时刻的状态估计值。

S5：判断当前组所述卫星接收机输出信息是否为最后一组卫星接收机输出信息，若否，则转至步骤S6，若是，得到最后一组的状态估计，转至步骤S7。

S6：输入当前组的状态估计、下一组卫星接收机输出信息和下一组惯组脉冲输出信息，转至步骤S3。

S7：根据最后一组的状态估计修正所述基础标定参数，得到新的基础标定参数；将计数值增加1。

S8：判断计数值是否大于预设的阈值3，若否，则转至步骤S9，若是，则转至步骤S10；将预设的阈值设为3，其在保证计算精度的前提下，也避免了计算的繁琐。

S9：使用新的基础标定参数更新基础标定参数，转入步骤S3。

S10:获取最终的基础标定参数，完成在线标定。

在本实施例中，若干组卫星接收机输出信息和若干组惯组脉冲输出信息的输出频率不同，每次进行纯惯性导航计算时，弹上惯组的视速度增量及角度增量均根据本次计算时的惯组脉冲输出信息和上次计算式的惯组脉冲输出信息获取，直至存储的所述卫星接收机输出信息全部计算完毕，得到最后一组的状态估计，即弹上惯组待标定的误差参数，即状态估计X中的ε_x、ε_y、ε_z、δK_gx、δK_gy、δK_gz、Δ_x、Δ_y、Δ_z、δK_ax、δK_ay、δK_az共计12项误差参数。

在步骤S7中，根据最后一组的状态估计修正所述基础标定参数，得到新的基础标定参数；即用ε_x、ε_y、ε_z对弹上惯组的电路板flash中的基础标定参数B_gx、B_gy、B_gz进行修正，用δK_gx、δK_gy、δK_gz对基础标定参数K_gxx、K_gyy、K_gzz进行修正，用Δ_x、Δ_y、Δ_z对基础标定参数B_ax、B_ay、B_az进行修正，用δK_ax、δK_ay、δK_az对基础标定参数K_axx、K_ayy、K_azz进行修正，将修正后的参数B_gx、B_gy、B_gz、K_gxx、K_gyy、K_gzz、B_ax、B_ay、B_az、K_axx、K_ayy、K_azz重新写入弹上惯组的电路板flash中作为新的基础标定参数，将计数值增加1。

本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (9)

1.一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述在线标定方法包括：

步骤1：根据预设的基础标定参数对载体中的弹上惯组进行初始对准，获取所述弹上惯组的初始导航信息；

步骤2：规划所述载体的运行路径，所述载体沿规划的运行路径运行，并持续间隔获取卫星接收机输出信息、以及所述弹上惯组的惯组脉冲输出信息，依次得到组数相同的若干组卫星接收机输出信息和惯组脉冲输出信息；所述间隔获取卫星接收机输出信息的频率和间隔获取惯组脉冲输出信息的频率不同；所述步骤2的具体步骤包括：

规划所述载体的运行路径，所述载体沿规划的运行路径运行；

间隔单位时间获取一个卫星接收机输出信息，将其作为一组卫星接收机输出信息，且在该单位时间内获取多个惯组脉冲输出信息，将该单位时间内获取到的多个惯组脉冲输出信息作为一组惯组脉冲输出信息；

运行一段时间后，依次得到若干组卫星接收机输出信息和对应的若干组惯组脉冲输出信息；

步骤3：在载体运行完毕后，根据获取的初始导航信息和第一组惯组脉冲输出信息进行纯惯性导航计算得到第一组纯惯性导航信息以及进行滤波时间更新；

步骤4：在第一组纯惯性导航信息以及滤波时间更新结束时，根据第一组纯惯性导航信息和第一组卫星接收机输出信息构建观测方程并进行滤波量测更新，完成第一组数据的结算，得到所述弹上惯组在当前组的状态估计；

步骤5：根据当前组的状态估计、下一组卫星接收机输出信息和下一组惯组脉冲输出信息，重复步骤3～4，计算得到下一组的状态估计，直至计算完成所有组的状态估计；

步骤6：根据最后一组的状态估计修正所述基础标定参数，得到新的基础标定参数；

步骤7：将新的所述基础标定参数循环反馈至步骤3中，多次重复执行步骤3～步骤6，获取最终的基础标定参数，完成在线标定。

2.根据权利要求1所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述基础标定参数包括：加速度计零偏、加速度计标度因数误差、陀螺零偏、陀螺标度因数误差。

3.根据权利要求1所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述步骤3的具体步骤包括：

在载体运行之后，根据获取的所述初始导航信息和第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有惯组脉冲输出信息，对获取的第一组所述惯组脉冲输出信息中的所有所述惯组脉冲输出信息依次进行纯惯性导航计算，并构建卡尔曼滤波时间更新模型，以最后一次纯惯性导航计算的结果作为第一组纯惯性导航信息。

4.根据权利要求1所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，多个所述惯组脉冲输出信息的获取频率为100Hz；多个所述卫星接收机输出信息的获取频率为10Hz。

5.根据权利要求1所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述步骤4的具体步骤包括：

将所述第一组纯惯性导航信息换算为所述弹上惯组在地球坐标系下的第一组载体导航信息；

根据第一组所述载体导航信息和第一组所述卫星接收机输出信息构建观测向量Z_k；

构建量测更新模型；所述量测更新模型为：

P_k＝(I-K_kH_k)P_k/k-1

X_k＝K_kZ_k

式中，K_k为k时刻的滤波增益阵；

P_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测误差的方差阵；

H_k为观测阵；

为H_k的转置；

R_k为观测系统的噪声方差阵；

P_k为k时刻的状态预测误差的方差阵；

Z_k为观测向量；

X_k为k时刻的状态估计值。

6.根据权利要求5所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述初始导航信息包括初始姿态、初始速度及初始位置；

所述卫星接收机输出信息包括卫星在地球坐标系下的位置、速度以及所述载体相对若干卫星的第一伪距、第一伪距率；

所述载体导航信息包括所述载体在地球坐标系下的位置、速度以及通过导航结果计算得到的相对若干卫星的第二伪距、第二伪距率。

7.根据权利要求6所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述根据第一组所述载体导航信息和第一组所述卫星接收机输出信息构建观测向量Z_k的具体步骤包括：

根据所述载体相对所有卫星的所述第一伪距和第二伪距、所述第一伪距率和第二伪距率，构建观测向量模型；

所述观测向量模型为：

其中，

式中，r_i为载体相对第i颗卫星的第二伪距；

为载体相对第i颗卫星的第二伪距率；

为载体相对第i颗卫星的第一伪距；

为载体相对第i颗卫星的第一伪距率。

8.根据权利要求3所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述卡尔曼滤波时间更新模型为：

X_k/k-1＝A_k/k-1X_k-1

式中，X_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测值；

X_k-1为k-1时刻的状态估计值；

A_k/k-1为状态转移矩阵；

为A_k/k-1的转置；

Q_k为过程噪声方差阵；

P_k/k-1为k-1时刻对k时刻的状态预测误差的方差阵；

P_k-1为k-1时刻的状态预测误差的方差阵。

9.根据权利要求1所述的一种应用于弹上惯组的在线标定方法，其特征在于，所述状态估计的表达式为：

X＝[φ_x φ_y φ_z δv_E δv_N δv_U δL δλ δh ε_x ε_y ε_z δK_gx δK_gy δK_gz Δ_x Δ_y Δ_z δK_ax δK_ay δK_az δt_u δt_ru]，

其中，φ_x,φ_y,φ_z为三个姿态失准角；

δv_E,δv_N,δv_U为导航坐标系下的三个速度误差；

δL,δλ,δh为导航坐标系下的三个位置误差；

ε_x,ε_y,ε_z为三个陀螺零偏；

δK_gx,δK_gy,δK_gz为三个陀螺标度误差；

Δ_x,Δ_y,Δ_z为三个加表零偏；

δK_ax,δK_ay,δK_az为三个加表标度误差；

δt_u,δt_ru为接收机钟差与钟频差。

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