CN115542363B - 一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 - Google Patents

一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，包括以下步骤：A、传感器安装；将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连，将GNSS天线安装在飞机顶部；B、初始对准；利用GNSS天线的位置信息，惯导系统进行静态初始对准，得到惯性测量模块位姿初始值；C、惯性测量模块位姿信息更新；D、组合滤波；采用自适应扩展卡尔曼滤波器，对惯性测量模块的位姿信息和GNSS天线信息进行组合滤波，实时补偿惯性误差；E、全角度姿态角解算与更新：采用全角度双欧法进行正反欧拉角计算，并实时更新姿态角。本发明当俯仰角越趋近±90°时，姿态角精度不损失，且惯导俯仰角越过‑90º时姿态角更新保持连续性。

Description

一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法
技术领域
本发明涉及一种GNSS/惯性组合导航定位领域，特别是一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法。
背景技术
垂直下视是航空吊舱目标导引的一种情况，该模式以光电转台自身的经度、纬度和高度实时作为目标引导的输入信息，然后基于空间中各个坐标系之间的变换理论建立测量方程，解算目标引导角度，最终通过实时控制光电转台方位框角度Ψ和俯仰框角度θ的转动，以保持平台坐标系与地理坐标系的重合，使得光学镜头的视轴与地球椭球面垂直。
在进行目标的搜索、跟踪和定位过程中首先需要获得光电吊舱自身的偏航角、姿态角（俯仰角、横滚角）和位置（纬度、经度和高度）信息，然后根据自身的信息进行目标的定位和跟踪，因此光电吊舱自身的测姿、定位精度直接决定了目标的定位精度。为了消除减震器、传输时延等带来的误差，目前航空吊舱一般将惯性传感器与航空吊舱的光电转台捷联安装。
中国发明专利“基于机载光电吊舱位置和姿态的目标定位系统”（申请号：201510938847.9，公开日：2016.05.04）公开了一种基于GNSS（Global NavigationSatellite System,全球导航卫星系统）双天线、陀螺仪和加速度计的测姿定位方法，该方法将MEMS惯性测量模块与光电吊舱的转动轴固连，在姿态更新时先通过角增量求解等效旋转矢量，再利用等效旋转矢量更新四元数，然后利用四元数转换到姿态矩阵，最后通过姿态矩阵更新欧拉角。该方法应用于垂直下视航空调仓中存在以下两方面问题，其一，利用姿态矩阵更新欧拉角时，当俯仰角θ趋近于±90°时需要设置阈值做近似计算，导致俯仰角越趋近于±90°，计算的姿态角误差越大，导致求解失真；其二，该方法限定俯仰角范围为[-90º，+90º]，而垂直下视航空吊舱工作时，惯导俯仰角会越过-90º，甚至会在-90 º左右摆动，导致俯仰角不连续、横滚角和偏航角突变180度，无法保持姿态角的连续性。
因此，在垂直下视航空吊舱测姿应用领域，现有技术存在的问题是：俯仰角越趋近于±90°时，计算的姿态角误差越大；惯导俯仰角越过-90º时姿态角更新不连续。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法。本发明当俯仰角越趋近±90°时，姿态角精度不损失，且惯导俯仰角越过-90º时姿态角更新保持连续性。
本发明的技术方案：一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，包括以下步骤：
A、传感器安装；
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连，将GNSS天线安装在飞机顶部；
B、初始对准；
利用GNSS天线的位置信息，惯导系统进行静态初始对准，得到惯性测量模块位姿初始值；
C、惯性测量模块位姿信息更新；
利用惯性测量模块输出的角增量和加速度增量数据，通过捷联惯导姿态、速度和位置更新算法计算并更新惯性测量模块的位置、速度和姿态矩阵；
D、组合滤波；
采用自适应扩展卡尔曼滤波器，利用惯性测量模块的速度、位置信息和GNSS天线速度、位置进行卡尔曼滤波，估算惯性器件误差；
E、全角度姿态角解算与更新：
采用全角度双欧法进行正反欧拉角计算，并实时更新姿态角。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中，步骤A中，惯性测量模块的X、Y和Z轴分别与飞机的纵向轴、横向轴和天向轴保持平行。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中，惯性测量模块位姿初始值包括姿态、方位、速度和位置。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中，步骤E的具体过程为：
E1）输入角速度和正、反欧拉角；
E2）根据θ角判断正、反欧拉
若为正欧拉，则对下面公式1）进行积分求解正欧拉角，并利用转换关系求解反欧拉角；
Figure DEST_PATH_IMAGE001
1）；
若为反欧拉，则对下面公式2）进行积分，求解反欧拉角，并利用转换关系求解正欧拉角；
Figure DEST_PATH_IMAGE002
2）；
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为惯性测量模块输出的x、y、z三个轴向的角速度；
E3）对计算得到的正欧拉角和反欧拉角进行取舍，得到更新后的正欧拉角和反欧拉角；
E4）将更新后的正欧拉角和反欧拉角输入至步骤 E1）中。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中，步骤E2）中，转换关系通过设置转换矩阵实现：
Figure DEST_PATH_IMAGE006
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为航向角，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为俯仰角，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为横滚角。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中，通过正欧拉角求解反欧拉角的具体过程为：
取
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，
反欧拉角的计算方法如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，
以上各式中
Figure DEST_PATH_IMAGE012
取0或1，对应两种结果。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中，由反欧拉角求解正欧拉角的具体过程如下：
取
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，正欧拉角的计算方法如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
；
以上各式中
Figure 860036DEST_PATH_IMAGE012
取0或1，对应两种结果。
前述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法中，正、反欧拉角取舍的具体过程为：
首先定义如下函数
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，
在微分方程求解过程中，设某时刻各正欧拉角分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，反欧拉角分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE017
，则下一时刻正欧拉角设为：
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，反欧拉角设为：
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，令
Figure DEST_PATH_IMAGE020
，
上式中，
Figure 881344DEST_PATH_IMAGE012
取0或1；
由正欧拉角求解反欧拉角时，如果
Figure DEST_PATH_IMAGE021
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE022
，
Figure DEST_PATH_IMAGE023
，并以该反欧拉角进行更新，得到更新后的反欧拉角；如果
Figure DEST_PATH_IMAGE024
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE025
。
由反欧拉角求解正欧拉角时，如果
Figure DEST_PATH_IMAGE026
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE027
，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
，并以该正欧拉角进行更新，得到更新后的正欧拉角；如果
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE030
。
与现有技术相比，本发明的显著优点为：
1、姿态角精度无损失：本发明利用正反欧拉方程奇异性呈现倒挂的关系，以二者解算准确的精华区进行分区接替运算，消除奇异区，发挥精华区解算姿态角最简洁、准确的有点，即使当俯仰角越趋近±90°或越过于-90°时，姿态角解算也不会降低精度。
2、连续性好：在使用双欧拉角法进行姿态解算时，当俯仰角越过-90°时，通过定义一个函数
Figure DEST_PATH_IMAGE031
自动进行判断，使得正反欧拉角能够一一对应，实现全角度解算，保证了姿态角解算的连续性。
附图说明
图1为本发明一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法的主流程图；
图2为图1中全角度姿态解算与更新步骤中一个时间周期的运算流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明，但并不作为对本发明限制的依据。
实施例。一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，包括如下步骤（如图1所示）：
（10）传感器安装：
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连，GNSS天线安装在飞机顶部。
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连时，使得光电吊舱保持锁定时，惯性测量模块的X、Y和Z轴分别与飞机的纵向轴、横向轴和天向轴保持平行
该步骤中，惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连，直接敏感吊舱的角运动和线运动，保证了测量信息的实时性和同步性。
（20）初始对准：
通过GNSS天线接收GNSS卫星信号，获得GNSS天线位置、速度，并利用位置信息进行静态初始对准，得到惯性测量模块位姿初始值，包括姿态、方位、速度和位置。
初始对准阶段要求光电吊舱处于锁定状态。
（30）惯性测量模块位、姿信息更新：
利用惯性测量模块输出的角增量和加速度增量数据，通过捷联惯导姿态、速度和位置更新算法计算并更新惯性测量模块的位置、速度和姿态矩阵。
姿态更新公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为当前时刻的姿态矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为上一时刻的姿态矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为当前计算周期内通过角增量计算的等效旋转矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
为当前计算周期内通过导航系相对于惯性系旋转角度计
算的等效旋转矢量。
速度更新公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE038
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE039
为当前时刻的速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
为上一时刻的速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
为由惯性测量模块输出的加速度增量计算得到的速度增量，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为由载体运动、和地球自转和地球重力引起的有害加速度增量。
位置更新公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE043
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE044
为当前时刻的位置，
Figure DEST_PATH_IMAGE045
为上一时刻的位置，
Figure DEST_PATH_IMAGE046
当前时刻的速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
上一时刻的速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
为计算周期。
（40）组合滤波：
采用自适应扩展卡尔曼滤波器，利用惯性测量模块的速度、位置信息和GNSS天线速度、位置进行卡尔曼滤波，估算惯性器件误差X。
Figure DEST_PATH_IMAGE049
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE050
姿态角误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE051
为速度误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE052
为位置误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE053
为陀螺仪零偏误差，
Figure DEST_PATH_IMAGE054
为加速度计偏值误差；
Figure DEST_PATH_IMAGE055
为状态转移矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE056
为测量方程矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE057
为位置速度测量噪声，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为陀螺仪和加速度计测量白噪声，
Figure DEST_PATH_IMAGE059
为系统噪声分配矩阵。
初始对准完成后要求光电吊舱继续处于锁定状态，等待飞机运动300秒，惯性器件误差估计收敛后，吊舱解除锁定，光学视轴可转动到垂直下视模式，此时惯性测量模块的俯仰角趋近或越过于-90°，或者越过-90°。
（50）全角度姿态解算与更新：流程如图2所示，
首先，输入角速度和正、反欧拉角；
其次，根据θ角判断正、反欧拉；
若为正欧拉则对下面公式进行积分求解正欧拉角，并利用转换关系求解反欧拉角；
Figure DEST_PATH_IMAGE060
；
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE061
为惯性测量模块输出的X、Y、Z三个轴向的角速度。
若为反欧拉则对下面公式进行积分，求解反欧拉角，并利用转换关系求解正欧拉角；
Figure DEST_PATH_IMAGE062
；
然后，对计算得到的正欧拉角和反欧拉角进行取舍，得到更新后的正欧拉角和反欧拉角；
最后，将更新后的正欧拉角和反欧拉角输入至第一步中。
转换关系通过设置转换矩阵实现：
Figure DEST_PATH_IMAGE063
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE064
为航向角，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
为俯仰角，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
为横滚角。
由正欧拉角求解反欧拉角的具体步骤为：
Figure DEST_PATH_IMAGE067
，即各元素由正欧拉角求得，反欧拉角的计算方法如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE068
，
以上各式中
Figure 823280DEST_PATH_IMAGE012
取0或1，对应两种结果。
由反欧拉角求解正欧拉角：
Figure DEST_PATH_IMAGE069
，即各元素由反欧拉角求得，正欧拉角的计算方法如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE070
以上各式中
Figure 271841DEST_PATH_IMAGE012
取0或1，对应两种结果。
正反欧拉角取舍：
定义如下函数：
Figure DEST_PATH_IMAGE071
在微分方程求解过程中，设某时刻各正欧拉角分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE072
，反欧拉角分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE073
，则下一时刻正欧拉角设为：
Figure DEST_PATH_IMAGE074
，反欧拉角设为：
Figure DEST_PATH_IMAGE075
，令
Figure DEST_PATH_IMAGE076
，
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE077
取0或1。
由正欧拉角求解反欧拉角时，如果
Figure DEST_PATH_IMAGE078
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE079
，
Figure DEST_PATH_IMAGE080
，并以该反欧拉角进行更新，得到更新后的反欧拉角；如果
Figure DEST_PATH_IMAGE081
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE082
。
由反欧拉角求解正欧拉角时，如果
Figure DEST_PATH_IMAGE083
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE084
，
Figure DEST_PATH_IMAGE085
，并以该正欧拉角进行更新，得到更新后的正欧拉角；如果
Figure DEST_PATH_IMAGE086
，则有
Figure DEST_PATH_IMAGE087
。

Claims (8)

1.一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
A、传感器安装；
将惯性测量模块与光电吊舱的光电转台固连，将GNSS天线安装在飞机顶部；
B、初始对准；
利用GNSS天线的位置信息，惯导系统进行静态初始对准，得到惯性测量模块位姿初始值；
C、惯性测量模块位姿信息更新；
利用惯性测量模块输出的角增量和加速度增量数据，通过捷联惯导姿态、速度和位置更新算法计算并更新惯性测量模块的位置、速度和姿态矩阵；
D、组合滤波；
采用自适应扩展卡尔曼滤波器，利用惯性测量模块的速度、位置信息和GNSS天线速度、位置进行卡尔曼滤波，估算惯性器件误差；
E、全角度姿态角解算与更新：
采用全角度双欧法进行正反欧拉角计算，并实时更新姿态角。
2.根据权利要求1所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于：步骤A中，惯性测量模块的X、Y和Z轴分别与飞机的纵向轴、横向轴和天向轴保持平行。
3.根据权利要求1所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于：惯性测量模块位姿初始值包括姿态、方位、速度和位置。
4.根据权利要求1所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于，步骤E的具体过程为：
E1)输入角速度和正、反欧拉角；
E2)根据θ角判断正、反欧拉
若为正欧拉，则对下面公式1)进行积分求解正欧拉角，并利用转换关系求解反欧拉角；
Figure FDA0004055932230000021
若为反欧拉，则对下面公式2)进行积分，求解反欧拉角，并利用转换关系求解正欧拉角；
Figure FDA0004055932230000022
式中，ωx、ωy和ωz为惯性测量模块输出的x、y、z三个轴向的角速度；ψr为反欧拉状态下绕Y轴旋转角度、θr为反欧拉状态下绕X轴旋转角度以及γr为反欧拉状态下绕Z轴旋转角度；
E3)对计算得到的正欧拉角和反欧拉角进行取舍，得到更新后的 正欧拉角和反欧拉角；
E4)将更新后的正欧拉角和反欧拉角输入至步骤E1)中。
5.根据权利要求4所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于，步骤E2)中，转换关系通过设置转换矩阵实现：
Figure FDA0004055932230000031
其中，ψ为航向角，θ为俯仰角，γ为横滚角；C11…C31为转换矩阵C的9个矩阵元素。
6.根据权利要求5所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于，通过正欧拉角求解反欧拉角的具体过程为：
取C＝CγCθCψ，
反欧拉角的计算方法如下：
γr，k＝kπ+(-1)karcsin(-C32)+{[1+(-1)k]/2}{[1-sign(-C32)]2π
Figure FDA0004055932230000032
Figure FDA0004055932230000033
以上各式中k取0或1，对应两种结果。
7.根据权利要求6所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于，由反欧拉角求解正欧拉角的具体过程如下：
取C＝CθCγCψ，正欧拉角的计算方法如下：
θk＝kπ+(-1)karcsin(C12)+{[1+(-1)k]/2}{[1-sign(C12)]/2}2π
Figure FDA0004055932230000041
Figure FDA0004055932230000042
以上各式中k取0或1，对应两种结果。
8.根据权利要求7所述的一种适用于垂直下视航空吊舱的姿态测量方法，其特征在于，正、反欧拉角取舍的具体过程为：
首先定义如下函数
Λ(α1，α2)＝min(|α1-α2|，2π-|α1-α2|)，α1，α2∈[0，2π]，
在微分方程求解过程中，设某时刻各正欧拉角分别为：ψn，θn，γn，反欧拉角分别为：
Figure FDA0004055932230000043
则下一时刻正欧拉角设为：ψn+1，θn+1，γn+1，反欧拉角设为：
Figure FDA0004055932230000044
令
Figure FDA0004055932230000051
Figure FDA0004055932230000052
上式中，k取0或1；
由正欧拉角求解反欧拉角时，如果Mr，0＜Mr，1，则有
Figure FDA0004055932230000053
并以该反欧拉角进行更新，得到更新后的反欧拉角；如果Mr，0＞Mr，1，则有
Figure FDA0004055932230000054
由反欧拉角求解正欧拉角时，如果M0＜M1，则有
Figure FDA0004055932230000055
Figure FDA0004055932230000056
并以该正欧拉角进行更新，得到更新后的正欧拉角；如果M0＞M1，则有
Figure FDA0004055932230000057
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