CN116222560B - 基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法 - Google Patents

基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法 Download PDF

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CN116222560B CN202310514031.8A CN202310514031A CN116222560B CN 116222560 B CN116222560 B CN 116222560B CN 202310514031 A CN202310514031 A CN 202310514031A CN 116222560 B CN116222560 B CN 116222560B
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Abstract

本发明提出一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，包括：将陀螺漂移作为第一滤波器的状态量，建立陀螺漂移的状态方程；利用仿复眼偏振组合导航系统测量的偏振矢量计算太阳矢量，利用地理系与载体系下太阳矢量的时间差分信息，建立陀螺仪漂移的量测方程；将姿态失准角、陀螺刻度因子误差作为第二滤波器的状态量，将第一滤波器估计的陀螺漂移作为补偿项，构建第二滤波器的状态方程；利用仿复眼偏振组合导航系统不同观测方向的偏振矢量，建立第二滤波器的量测方程，估计姿态失准角。本发明通过构建两个滤波器，避免了陀螺漂移与姿态失准角误差的串扰，可提高系统的导航精度。

Description

基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法
技术领域
本发明属于仿生偏振导航领域，具体涉及一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，可实现姿态失准角与陀螺漂移的分离与解耦估计，抑制姿态失准角与陀螺漂移估计误差之间的相互影响，提高仿复眼偏振组合导航系统的航向与姿态精度。
背景技术
自然界中的生物：沙蚁、蜻蜓、帝王蝶等可以感知天空偏振光进行自主导航与定位。生物的这种导航定位方法不依赖于GNSS，具有自主性高、抗干扰能力强等优点。近几年，为提高在GNSS拒止、地磁干扰环境下的自主导航精度，受生物偏振光导航的启发，仿生偏振导航受到广泛的关注。在仿生偏振组合导航系统中，姿态失准角与陀螺仪漂移的估计精度直接影响到组合导航系统的航向与姿态精度。因此，如何提高姿态失准角与陀螺仪漂移的估计精度是仿生偏振导航的核心技术。
近几年，许多研究机构在姿态失准角与陀螺仪漂移的估计方法上展开了大量研究，CN202010512168.6（一种基于光强的偏振惯导紧组合导航方法）利用偏振光强作为量测，建立了与姿态失准角的直接关系，陀螺漂移通过在状态方程中与姿态失准角的耦合被间接估计。论文“基于微惯性/偏振视觉的组合定向方法”利用偏振传感器直接解算航向信息，建立与惯导姿态失准角的量测方程，修正惯导的航向累积误差，没有考虑惯导陀螺漂移的估计与补偿。CN201911250920.8（一种基于偏振度加权的仿生偏振自主组合导航方法）利用不同观测方向的偏振度设置对应偏振矢量的权重，建立基于偏振矢量的惯性/偏振组合导航模型。论文“基于惯性/北斗/偏振光的布撒器组合导航方法研究”建立了包含陀螺漂移以及姿态失准角等12个状态量的状态方程，采用偏振传感器的航向信息作为量测，直接建立与姿态失准角的量测方程，补偿惯导的航向累积误差。同时，通过状态方程中陀螺漂移与姿态失准角的耦合关系，间接估计并补偿惯导陀螺漂移。
上述专利申请及论文的偏振/惯导组合模型中，量测方程只建立了与姿态失准角的直接关系，并没有考虑陀螺漂移。陀螺漂移通过状态方程中与姿态失准角的耦合被间接估计。但是，由于姿态失准角与陀螺漂移的耦合关系，两者的估计误差会相互影响，降低整个系统的航向与姿态精度。针对上述问题，如何实现姿态失准角与陀螺漂移的分离与解耦估计，降低两者之间的相互影响，提高偏振/惯导融合的航姿精度亟待研究。
发明内容
为了解决上述问题，克服现有技术的不足，本发明提出一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，主要包括两个滤波器的设计。第一滤波器中，将陀螺漂移作为状态量，建立关于陀螺漂移的状态方程；利用地理系与载体系下太阳矢量的时间差分信息，建立关于陀螺仪漂移的量测方程，同时消除量测方程中的姿态信息。第二滤波器中，将姿态失准角、陀螺刻度因子误差作为状态量，将第一滤波器估计的陀螺漂移作为补偿项，建立第二滤波器的状态方程；利用仿复眼偏振组合导航系统不同观测方向的偏振矢量信息，并基于偏振矢量与太阳矢量的垂直关系，建立第二滤波器的量测方程，估计姿态失准角；通过上述两个滤波器的设计，实现了姿态失准角与陀螺漂移的分离与解耦。最后，采用无迹卡尔曼滤波的方法对第一滤波器中的陀螺漂移以及第二滤波器中的姿态失准角进行估计，实现对载体姿态及航向的修正。
为达到上述目的，本发明采用的技术解决方案为：
一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，包括如下步骤：
步骤（1）、在仿复眼偏振组合导航系统中，将陀螺漂移作为第一滤波器的状态量
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步骤（4）、根据第一滤波器与第二滤波器的模型特点，采用无迹卡尔曼滤波方法对姿态失准角以及陀螺漂移进行解耦估计，实现对载体姿态及航向的修正。
进一步地，所述步骤（1）中，第一滤波器的状态方程表示为：
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；由此得到第一滤波器的量测方程为：
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进一步地，所述步骤（2）中，第二滤波器的状态方程表示为：
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本发明与现有技术相比的有益效果在于：本发明基于仿复眼偏振组合导航系统测量的偏振信息，首次提出基于太阳矢量时间差分的陀螺漂移估计方法，消除了对载体姿态信息的需要。同时，被估计的陀螺漂移作为补偿项构建姿态失准角的状态方程，实现了陀螺漂移与姿态失准角的分离与解耦，可抑制两者在估计过程中的串扰，提高系统的航向与姿态精度。
附图说明
图1为本发明的基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法流程图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
仿复眼偏振组合导航系统中姿态失准角与陀螺仪漂移的估计精度将会直接影响系统的航向与姿态精度。本发明的一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，利用太阳矢量差分信息实现了不依赖载体姿态的陀螺漂移估计。将估计的陀螺漂移作为补偿项，并利用不同观测方向的偏振矢量信息，实现了姿态失准角的估计，从而完成了对姿态失准角与陀螺漂移的分离与解耦，可抑制两者在估计过程中的串扰，提高系统的航向与姿态精度。
如图1所示，本发明的基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法的具体实现步骤如下：
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步骤4、根据第一滤波器与第二滤波器模型的特点，采用无迹卡尔曼滤波的方法对姿态失准角以及陀螺仪漂移进行解耦估计，实现对载体姿态及航向的修正。
尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，且应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

Claims (4)

1.一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤（1）、在仿复眼偏振组合导航系统中，将陀螺漂移作为第一滤波器的状态量
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步骤（4）、根据第一滤波器与第二滤波器的模型特点，采用无迹卡尔曼滤波方法对姿态失准角以及陀螺漂移进行解耦估计，实现对载体姿态及航向的修正。
2.根据权利要求1所述的一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，其特征在于：
所述步骤（1）中，第一滤波器的状态方程表示为：
Figure QLYQS_36
(1)
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和
Figure QLYQS_39
表示第k-1和k时刻的姿态转换矩阵；/>
Figure QLYQS_41
和/>
Figure QLYQS_43
表示第k-1和k时刻地理系下的太阳矢量；/>
Figure QLYQS_45
和/>
Figure QLYQS_38
表示第k-1和k时刻的太阳矢量噪声；
两个时刻太阳矢量差分得到：
Figure QLYQS_46
(3)
其中，
Figure QLYQS_47
表示矢量的反对称阵，/>
Figure QLYQS_48
表示k-1到k时刻的角度增量，当差分时间间隔为1s时，/>
Figure QLYQS_49
表示为：
Figure QLYQS_50
(4)
其中，
Figure QLYQS_51
为理想的角速率，/>
Figure QLYQS_52
为陀螺测量的角速率；
将公式(4)带入到公式(3)中，整理得到：
Figure QLYQS_53
(5)
其中，
Figure QLYQS_54
表示地理系下太阳矢量的差分量；/>
Figure QLYQS_55
表示载体系下太阳矢量的差分量；/>
Figure QLYQS_56
表示载体系下太阳矢量噪声的差分量；
Figure QLYQS_57
(6)
对公式(5)两边同时取范数：
Figure QLYQS_58
(7)
其中，
Figure QLYQS_59
表示第一滤波器的量测噪声，
Figure QLYQS_60
；由此得到第一滤波器的量测方程为：
Figure QLYQS_61
(8)
其中，
Figure QLYQS_62
为第一滤波器的量测量。
3.根据权利要求2所述的一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，其特征在于：
所述步骤（2）中，第二滤波器的状态方程表示为：
Figure QLYQS_63
(9)
其中，
Figure QLYQS_64
表示第二滤波器状态方程的噪声，/>
Figure QLYQS_65
为状态转移矩阵，表示为：
Figure QLYQS_66
(10)
其中，
Figure QLYQS_67
表示地理系相对于惯性系在地理系下的旋转矩阵，状态转移矩阵中的矩阵
Figure QLYQS_68
表示为：
Figure QLYQS_69
(11)
其中，矩阵
Figure QLYQS_70
中的/>
Figure QLYQS_71
表示理想姿态转移矩阵，/>
Figure QLYQS_72
分别表示陀螺仪x，y，z轴测量的角速度；
公式(9)中的
Figure QLYQS_73
与第一滤波器的陀螺漂移相关，表示为：
Figure QLYQS_74
(12)。
4.根据权利要求3所述的一种基于偏振时间差分的陀螺漂移与姿态失准角解耦估计方法，其特征在于：
所述步骤（3）包括：设从仿复眼偏振组合导航系统中选取了n个偏振单元，分别表示为
Figure QLYQS_75
，对应的理论偏振矢量分别为/>
Figure QLYQS_76
；基于偏振矢量与太阳矢量的垂直关系，建立不同观测方向偏振矢量与姿态失准角的关系如下：
Figure QLYQS_77
(13)
其中，
Figure QLYQS_78
表示带误差的姿态转换矩阵，/>
Figure QLYQS_79
表示/>
Figure QLYQS_80
偏振单元坐标系与载体系的安装矩阵，/>
Figure QLYQS_81
表示/>
Figure QLYQS_82
偏振单元测量的偏振矢量，/>
Figure QLYQS_83
表示/>
Figure QLYQS_84
偏振单元构建的量测方程对应的量测噪声；
定义如下矢量：
Figure QLYQS_85
(14)
其中，
Figure QLYQS_86
，/>
Figure QLYQS_87
和/>
Figure QLYQS_88
分别表示第二个滤波器的量测量，噪声矢量和量测矩阵，进而得到第二滤波器的量测方程为：
Figure QLYQS_89
(15)。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6032099A (en) * 1996-11-02 2000-02-29 Fernandez; Manuel Automatic correction of key error sources in an inertial navigator
CN101187567A (zh) * 2007-12-18 2008-05-28 哈尔滨工程大学 基于多普勒的光纤陀螺捷联惯导系统初始姿态确定方法
CN104075713A (zh) * 2014-05-09 2014-10-01 北京航空航天大学 一种惯性/天文组合导航方法
CN105318876A (zh) * 2014-07-09 2016-02-10 北京自动化控制设备研究所 一种惯性里程计组合高精度姿态测量方法
CN115773751A (zh) * 2023-02-13 2023-03-10 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种修正等效天向加计零位造成对准误差的方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105823481B (zh) * 2015-12-21 2019-02-12 上海华测导航技术股份有限公司 一种基于单天线的gnss-ins车辆定姿方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6032099A (en) * 1996-11-02 2000-02-29 Fernandez; Manuel Automatic correction of key error sources in an inertial navigator
CN101187567A (zh) * 2007-12-18 2008-05-28 哈尔滨工程大学 基于多普勒的光纤陀螺捷联惯导系统初始姿态确定方法
CN104075713A (zh) * 2014-05-09 2014-10-01 北京航空航天大学 一种惯性/天文组合导航方法
CN105318876A (zh) * 2014-07-09 2016-02-10 北京自动化控制设备研究所 一种惯性里程计组合高精度姿态测量方法
CN115773751A (zh) * 2023-02-13 2023-03-10 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种修正等效天向加计零位造成对准误差的方法

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