CN111121761A - 一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法 - Google Patents

一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及惯性导航技术，具体为一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，其步骤包括确定机体在导航系下的航向角速率、计算机体向心加速度，建立状态方程和观测方程后进行卡尔曼滤波计算得到前向失准角，将状态转移矩阵修正后计算滚动角。相对于传统的利用微机械惯导系统纯惯性解算出滚动角而言，所计算出的滚动角精度和稳定性都有很大提升。

Description

一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法
技术领域
本发明属于惯性导航技术，具体涉及一种基于空速的微机械惯导滚动角确 定方法。
背景技术
对于微机械惯导系统而言，由于其陀螺的零偏稳定性和重复性较差以及较 大的输出噪声，尽管目前精度较高的微机械陀螺的零偏稳定性和重复性能够优 于2°/h，但相对于高精度光学系统组成的惯导，仍不能在长时间纯惯性导航条 件下保证其输出的姿态精度和稳定性，会对控制产生极为不利的影响，甚至导 致运载体失控。且考虑到动态情况下的各种误差都会被激发，此时如果仅依靠 惯性导航进行姿态解算将无法满足无人机姿态控制需求。成为此型号研制过程 中必须解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，能够保 证微机械惯导在卫星导航、视觉导航等外部辅助导航失效的条件下的滚动角计 算精度和稳定性。
本发明的技术方案如下：
一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，包括如下步骤：
1)确定机体在导航系下的航向角速率
Figure BDA0001851075590000011
即将捷联微机械惯导系统所测量 得到的角速度转换到导航坐标系下；
2)确定机体向心加速度as；
3)建立状态方程
其中状态量为Xk＝[φx φy φz εx εy εz]T；
φx,φy,φz,εx,εy,εz分别为前向失准角、天向失准角、侧向失准角、X陀螺漂移、Y陀螺漂移、Z陀螺漂移；
状态方程为：
Figure RE-GDA0001977520980000021
Figure BDA0001851075590000022
其中，
Figure BDA0001851075590000023
为
Figure BDA0001851075590000024
4)确定观测量，建立观测方程
观测量
Figure BDA0001851075590000025
观测方程
Figure BDA0001851075590000026
其中，
Figure BDA0001851075590000027
利用卡尔曼滤波计算得到前向失准角φx
5)确定滚动角
修正
Figure BDA0001851075590000028
矩阵得到修正后的矩阵
Figure BDA0001851075590000029
利用下式确定滚动角γ
Figure BDA00018510755900000210
所述步骤1)中
Figure BDA00018510755900000211
其中，
Figure BDA00018510755900000212
为惯导系统所测得的载体系下的y、z向角速度，θ、γ为上一 时刻机体的俯仰角和滚动角。
所述步骤2)中
Figure BDA0001851075590000031
其中，vair为大气测量系统所测得的空速，as为向心加速度。
所述的步骤5)中采用下式修正
Figure BDA0001851075590000032
矩阵
Figure BDA0001851075590000033
其中，
Figure BDA0001851075590000034
侧向加速度只考虑机体在转弯时的向心加速度。
本发明的显著效果如下：通过大气测量系统所测得的空速与微机械惯导系 统所测得的导航参数对机体的向心加速度进行计算，建立了机体飞行时的动力 学模型，进而利用卡尔曼滤波器将所测量和计算的参数相融合，得到了一种基 于空速的微机械惯导的滚动角计算的算法，相对于传统的利用微机械惯导系统 纯惯性解算出滚动角而言，本方法所计算出的滚动角精度和稳定性都有很大提 升。
具体实施方式
下面对本发明作进一步说明。
步骤1、计算机体在导航系下的航向角速率
由于捷联微机械惯导系统所测量得到的角速度为载体坐标系下的，因而其 需要转换到导航坐标系下使用。计算公式如下：
Figure BDA0001851075590000035
其中，
Figure BDA0001851075590000036
为机体在导航系下的航向角速率，
Figure BDA0001851075590000037
为惯导系统所测得的载体 系下的y、z向角速度，θ、γ为上一时刻机体的俯仰角和滚动角。
步骤2、由空速和航向角速度计算机体向心加速度
机体在飞行过程中，侧向加速度主要为机体在转弯时的向心加速度，向心 加速度as可利用空速信息和陀螺输出而计算得到：
Figure BDA0001851075590000041
其中vair为大气测量系统所测得的空速，as为向心加速度。
步骤3、建立状态方程
状态变量的选取：
Xk＝[φx φy φz εx εy εz]T
其中，φx,φy,φz,εx,εy,εz分别为前向失准角、天向失准角、侧向失准角、X 陀螺漂移、Y陀螺漂移、Z陀螺漂移。
由捷联惯导姿态误差方程可得本方法的状态方程为：
Figure RE-GDA0001977520980000042
Figure BDA0001851075590000043
其中，
Figure BDA0001851075590000044
为
Figure BDA0001851075590000045
步骤4、建立观测方程
在机体匀速直飞或水平转弯时，除侧向加速度外，机体还受到重力加速度 作用，因此，在航行水平坐标系p下其加速度为：
[0 g as]T
则由惯导系统所测得的载体系下的加速度与真实加速度之间的关系为：
Figure BDA0001851075590000046
Figure BDA0001851075590000047
即可得到观测量和观测方程为：
Figure BDA0001851075590000048
Figure BDA0001851075590000049
步骤5、确定滚动角
在利用卡尔曼滤波计算得到前向失准角φx后，用其修正含有误差的
Figure BDA0001851075590000054
矩阵， 得到滚动角：
Figure BDA0001851075590000051
其中，
Figure BDA0001851075590000052
则滚动角γ的计算式为：
Figure BDA0001851075590000053

Claims (5)

1.一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，其特征在于，包括如下步骤：
1)确定机体在导航系下的航向角速率
Figure RE-FDA0001977520970000011
即将捷联微机械惯导系统所测量得到的角速度转换到导航坐标系下；
2)确定机体向心加速度as；
3)建立状态方程
其中状态量为Xk＝[φx φy φz εx εy εz]T；
φx,φy,φz,εx,εy,εz分别为前向失准角、天向失准角、侧向失准角、X陀螺漂移、Y陀螺漂移、Z陀螺漂移；
状态方程为：
Figure RE-FDA0001977520970000012
Figure RE-FDA0001977520970000013
其中，
Figure RE-FDA0001977520970000014
为
Figure RE-FDA0001977520970000015
4)确定观测量，建立观测方程
观测量
Figure RE-FDA0001977520970000016
观测方程
Figure RE-FDA0001977520970000017
其中，
Figure RE-FDA0001977520970000018
利用卡尔曼滤波计算得到前向失准角φx
5)确定滚动角
修正
Figure RE-FDA0001977520970000019
矩阵得到修正后的矩阵
Figure RE-FDA00019775209700000110
利用下式确定滚动角γ
Figure RE-FDA0001977520970000021
2.如权利要求1所述的一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，其特征在于：所述步骤1)中
Figure FDA0001851075580000022
其中，
Figure FDA0001851075580000023
为惯导系统所测得的载体系下的y、z向角速度，θ、γ为上一时刻机体的俯仰角和滚动角。
3.如权利要求1所述的一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，其特征在于：所述步骤2)中
Figure FDA0001851075580000024
其中，vair为大气测量系统所测得的空速，as为向心加速度。
4.如权利要求1所述的一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，其特征在于：所述的步骤5)中采用下式修正
Figure FDA0001851075580000025
矩阵
Figure FDA0001851075580000026
其中，
Figure FDA0001851075580000027
5.如权利要求1所述的一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法，其特征在于：本方法中侧向加速度只考虑机体在转弯时的向心加速度。
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