專利名稱：穩(wěn)瞄吊艙的比力差積分匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法
技術(shù)領(lǐng)域：
發(fā)明涉及一種穩(wěn)瞄吊艙的比力差積分匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法，屬于慣性導(dǎo)航領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)是近年來(lái)廣泛應(yīng)用于飛行器大地勘測(cè)、遙感、災(zāi)難救援等領(lǐng)域的先進(jìn)機(jī)載電子系統(tǒng)，該系統(tǒng)可為飛行器及其機(jī)載設(shè)備提供空中與地面目標(biāo)的精確定位信息，以保證機(jī)載設(shè)備對(duì)目標(biāo)的跟蹤、注視與探測(cè)。我國(guó)新一代穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)的研制目標(biāo)，要求穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)在具有跟蹤、注視功能的同時(shí)具備一定的自主導(dǎo)航能力。
針對(duì)新一代穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)的功能要求，有展開(kāi)信息感知、穩(wěn)瞄跟蹤、自主導(dǎo)航綜合運(yùn)用的強(qiáng)烈需求，但由于涉及到慣性器件、精密光機(jī)結(jié)構(gòu)、高精度伺服和復(fù)雜的解析算法，在我國(guó)現(xiàn)有裝備的吊艙系統(tǒng)中，只具有穩(wěn)瞄功能而不具備自主導(dǎo)航定位功能，國(guó)內(nèi)也未有穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)中穩(wěn)瞄與導(dǎo)航一體化的相關(guān)技術(shù)研究。另外，考慮穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)的成本問(wèn)題，中低精度的慣導(dǎo)系統(tǒng)與慣性器件的誤差分析、建模、補(bǔ)償方式也需要進(jìn)一步改進(jìn)。
附錄文獻(xiàn) 文獻(xiàn)1袁信，俞濟(jì)祥，陳哲.導(dǎo)航系統(tǒng)[M].北京航空工業(yè)出版社，1993。
文獻(xiàn)2秦永元，張洪鉞，汪叔華.卡爾曼濾波與組合導(dǎo)航系統(tǒng)[M].西安西北工業(yè)大學(xué)，1998。


發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是針對(duì)現(xiàn)有穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)無(wú)法提供自主導(dǎo)航信息的不足，完善器件配置方案，在隨機(jī)旋轉(zhuǎn)的光電穩(wěn)瞄平臺(tái)上，安裝捷聯(lián)慣性測(cè)量單元，通過(guò)提取慣性測(cè)量單元的輸出信息，結(jié)合吊艙導(dǎo)航計(jì)算機(jī)提供一種穩(wěn)瞄吊艙的準(zhǔn)速度/角速度匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法，為穩(wěn)瞄吊艙提供實(shí)時(shí)、精確、完整的導(dǎo)航定位信息。
本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述目的，采用如下技術(shù)方案 本發(fā)明穩(wěn)瞄吊艙的比力差積分匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法，其特征在于包括如下步驟 第一步采用捷聯(lián)慣性測(cè)量單元中陀螺與加速度計(jì)分別采集得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的角速度和比力； 第二步穩(wěn)瞄吊艙的傳遞對(duì)準(zhǔn) ①采用卡爾曼濾波器估計(jì)吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的平臺(tái)誤差角；②將步驟①所述的平臺(tái)誤差角經(jīng)過(guò)吊艙導(dǎo)航計(jì)算機(jī)補(bǔ)償?shù)玫降跖搼T導(dǎo)系統(tǒng)的初始橫滾角、俯仰角、航向角信息；③吊艙導(dǎo)航計(jì)算機(jī)將步驟②所述的初始橫滾角、俯仰角、航向角信息輸出至穩(wěn)瞄平臺(tái)實(shí)現(xiàn)吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的傳遞對(duì)準(zhǔn)以及穩(wěn)瞄平臺(tái)的動(dòng)態(tài)校靶； 第三步基于吊艙穩(wěn)瞄平臺(tái)的慣性導(dǎo)航解算 ④姿態(tài)解算將第一步所述的角速度經(jīng)過(guò)四元數(shù)算法得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的三個(gè)姿態(tài)角即實(shí)時(shí)橫滾角、俯仰角和航向角； ⑤速度與位置解算將第一步所述的比力經(jīng)過(guò)比力微分方程解算得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度，將吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度經(jīng)過(guò)積分得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的位置，所述吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的三個(gè)姿態(tài)角、速度和位置構(gòu)成吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息； 第四步吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)與慣性器件的誤差補(bǔ)償 采用GPS檢測(cè)得到吊艙系統(tǒng)的導(dǎo)航參數(shù)信息，將導(dǎo)航參數(shù)信息與第三步所述的吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航信息之差經(jīng)過(guò)卡爾曼濾波器估計(jì)得到導(dǎo)航誤差與慣性器件誤差，返回第三步實(shí)現(xiàn)吊艙系統(tǒng)與慣性器件的誤差補(bǔ)償； 第五步組合導(dǎo)航 ⑥當(dāng)穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)與機(jī)體剛性連接時(shí)，將主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)和子慣導(dǎo)IMU數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)第二步傳遞對(duì)準(zhǔn)解算后，將安裝誤差從主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)提供的姿態(tài)角度中剔除得到吊艙系統(tǒng)的姿態(tài)角，并依次經(jīng)過(guò)第三步、第四步對(duì)子慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行輔助與修正； ⑦當(dāng)穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)與機(jī)體柔性連接時(shí)，將主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)和子慣導(dǎo)IMU數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)傳遞對(duì)準(zhǔn)解算實(shí)時(shí)確定子慣導(dǎo)的姿態(tài)角，并依次經(jīng)過(guò)第三步、第四步對(duì)子慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行輔助與修正。
本發(fā)明從我國(guó)對(duì)新一代穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)的功能需求入手，基于卡爾曼濾波最優(yōu)加權(quán)平均的本質(zhì)，通過(guò)對(duì)機(jī)載、吊艙慣導(dǎo)比力輸出的觀測(cè)，實(shí)現(xiàn)對(duì)吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)平臺(tái)失準(zhǔn)角的最優(yōu)估計(jì)與補(bǔ)償，為吊艙穩(wěn)瞄平臺(tái)提供高精度的姿態(tài)信息，并通過(guò)主慣導(dǎo)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的輔助，為吊艙提供高精度的定位信息，實(shí)現(xiàn)吊艙系統(tǒng)全時(shí)導(dǎo)航定位功能。
對(duì)于中低精度光纖陀螺慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，常規(guī)傳遞對(duì)準(zhǔn)方法的時(shí)間一般在幾十秒，水平對(duì)準(zhǔn)精度一般在6角分以內(nèi)，航向?qū)?zhǔn)精度一般在十幾角分。本發(fā)明在穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)上安裝了低于0.1°/h光纖陀螺與5×10-5g的加速度計(jì)的慣導(dǎo)系統(tǒng)，傳遞對(duì)準(zhǔn)方案采取了“準(zhǔn)速度/角速度”匹配方式，大大降低了慣性器件精度對(duì)對(duì)準(zhǔn)性能的影響，對(duì)準(zhǔn)時(shí)間在10s左右，水平、航向?qū)?zhǔn)精度均高于5.4角分。經(jīng)主慣導(dǎo)、與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)輔助后，定位精度可達(dá)10米以上，速度精度0.5米/秒，滿足新一代穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)的定位精度要求。本發(fā)明具有很強(qiáng)的工程應(yīng)用價(jià)值。



圖1是本專利整體流程圖。
圖2是撓曲變形角成形濾波器。
圖3是傳遞對(duì)準(zhǔn)方案思路圖。
圖4是捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的算法流程圖。

具體實(shí)施例方式 下面結(jié)合附圖對(duì)發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明 目前常規(guī)的穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)，不具備提供全面自主的導(dǎo)航信息的功能。本發(fā)明在常規(guī)穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)的基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)，將慣性測(cè)量組件(IMU)安裝在穩(wěn)瞄吊艙艙體中，IMU組件由3個(gè)正交安裝的光纖陀螺與3個(gè)正交安裝的加速度計(jì)組成，IMU組件與具有3自由度轉(zhuǎn)動(dòng)功能的光電穩(wěn)瞄平臺(tái)之間安裝有角度測(cè)量機(jī)構(gòu)，以將IMU組件的姿態(tài)信息傳遞給光電穩(wěn)瞄平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)光電穩(wěn)瞄平臺(tái)的校靶功能。同時(shí)，IMU中的陀螺儀和加速度計(jì)的信號(hào)輸出給慣導(dǎo)解算部分解算出穩(wěn)瞄平臺(tái)的姿態(tài)、速度和位置信息，并適時(shí)與GPS進(jìn)行組合導(dǎo)航。
如圖1所示，為了完成導(dǎo)航/穩(wěn)瞄一體化系統(tǒng)的精確定位與測(cè)姿，需要完成工作 1慣性測(cè)量單元信號(hào)采集步驟 采集慣性測(cè)量單元中光纖陀螺與MEMS加速度計(jì)的輸出信號(hào)，得到慣導(dǎo)系統(tǒng)的角速度和比力。
2穩(wěn)瞄吊艙的快速精確傳遞對(duì)準(zhǔn)步驟 本發(fā)明中傳遞對(duì)準(zhǔn)方案應(yīng)用對(duì)象為機(jī)載穩(wěn)瞄吊艙，子慣導(dǎo)系統(tǒng)一般固連于吊艙中的穩(wěn)瞄平臺(tái)上，傳遞對(duì)準(zhǔn)過(guò)程在起飛時(shí)與飛行階段進(jìn)行。本發(fā)明采用“準(zhǔn)速度/角速度”傳遞對(duì)準(zhǔn)方案，該方案適用于主慣導(dǎo)為高精度平臺(tái)式慣導(dǎo)，子慣導(dǎo)為中低精度捷聯(lián)式慣導(dǎo)的傳遞對(duì)準(zhǔn)過(guò)程，并兼顧計(jì)算參數(shù)匹配與測(cè)量參數(shù)匹配各自的優(yōu)點(diǎn)，增強(qiáng)了對(duì)系統(tǒng)誤差狀態(tài)量的觀測(cè)性，是一種綜合性能比較優(yōu)越的對(duì)準(zhǔn)方案。
“準(zhǔn)速度/角速度”傳遞對(duì)準(zhǔn)方案采用主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)比力差的積分(準(zhǔn)速度匹配)，以及彈體與機(jī)體在慣性系內(nèi)的絕對(duì)角速度之差(角速度匹配)作為觀測(cè)量，建立了主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)比力差數(shù)學(xué)模型、主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)平臺(tái)誤差角動(dòng)態(tài)變化角速度數(shù)學(xué)模型、機(jī)翼?yè)锨冃蝿?dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)方程以及主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)慣性器件隨機(jī)誤差模型在內(nèi)的15階誤差狀態(tài)方程，并通過(guò)卡爾曼濾波最優(yōu)估計(jì)理論進(jìn)行傳遞對(duì)準(zhǔn)解算。
其中，主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)比力差積分值的匹配方式即稱為“準(zhǔn)速度匹配”，與常規(guī)的“速度匹配”方案相比，避開(kāi)了主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)之間的引力加速度G在不同慣性系內(nèi)投影值之差的計(jì)算。由于引力加速度在is和im內(nèi)投影之差在對(duì)準(zhǔn)過(guò)程中不易計(jì)算正確，所以避開(kāi)有關(guān)G的計(jì)算，可以提高匹配精度。同時(shí)，子慣導(dǎo)僅作比力積分計(jì)算，簡(jiǎn)化了子慣導(dǎo)在對(duì)準(zhǔn)期間的計(jì)算量。
“角速度匹配”方式可進(jìn)一步提高傳遞對(duì)準(zhǔn)濾波過(guò)程中的可觀測(cè)性，在“平臺(tái)式/捷聯(lián)式”對(duì)準(zhǔn)系統(tǒng)中，主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)角速度之差通過(guò)直接測(cè)量子慣導(dǎo)陀螺輸出值，再間接測(cè)量主慣導(dǎo)有關(guān)參數(shù)后計(jì)算得到。
2.1傳遞對(duì)準(zhǔn)常用坐標(biāo)系 步驟(1)到步驟(5)中所用到的坐標(biāo)系如下 t(n)——t為理想地理坐標(biāo)系。t系三軸指向?yàn)闁|(xt)、北(yt)、天(zt)。
t′(n′)——t′為實(shí)際地理系t′，它與理想地理系t相差一個(gè)很小的誤差角

(約為幾個(gè)角秒)。這就是主慣導(dǎo)平臺(tái)與理想地理系t之間的誤差。在傳遞對(duì)準(zhǔn)中，t′就是子慣導(dǎo)對(duì)準(zhǔn)的基準(zhǔn)。
t″(n″)——由主慣導(dǎo)平臺(tái)同步器輸出角信號(hào)所構(gòu)成的偏離實(shí)際平臺(tái)模擬的導(dǎo)航坐標(biāo)系n′的導(dǎo)航坐標(biāo)系n″。由于平臺(tái)同步器的傳輸角誤差較大(角分級(jí))，所以n″偏離理想導(dǎo)航系n的誤差角

也較大。
t″′(n″′)——考慮到穩(wěn)瞄吊艙安裝在飛機(jī)上存在安裝誤差角ζ，使由同步器輸出信號(hào)模擬的主慣導(dǎo)導(dǎo)航坐標(biāo)系n″向子慣導(dǎo)傳遞時(shí)也增加了一個(gè)安裝誤差角ζ。因?yàn)棣剖菍儆陔S機(jī)常數(shù)誤差，故完全可以將其作為主慣導(dǎo)平臺(tái)的初始誤差角。此時(shí)主慣導(dǎo)向子慣導(dǎo)傳遞的導(dǎo)航坐標(biāo)系變成了n″′，它與理想導(dǎo)航系n之間的誤差擴(kuò)大為
t′s(n′s)——n′s為子慣導(dǎo)游動(dòng)方位數(shù)學(xué)平臺(tái)模擬得導(dǎo)航坐標(biāo)系。n′s與n″′系相差一個(gè)安裝撓曲變形角ρb。
b——飛機(jī)的機(jī)體坐標(biāo)系。xb沿飛機(jī)縱軸向前、yb垂直機(jī)身和機(jī)翼向上，zb沿飛機(jī)右翼并與xb、yb構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系。
bs——吊艙艙體坐標(biāo)系。xbs沿吊艙縱軸向前、ybs垂直吊艙向上，zbs沿吊艙水平向右并與xbs、ybs構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系。
im——由主慣導(dǎo)建立的慣性系。慣性系im是按照以下步驟建立的先將傳遞對(duì)準(zhǔn)初始時(shí)刻(t＝0)的導(dǎo)航系n′(可用n′0表示)，然后將其三根軸的取向從“東北天”(oxt′0，yt′0，zt′0)改成“北天東(oxim，yim，zim)”，并令其相對(duì)慣性空間不動(dòng)(或作勻速直線運(yùn)動(dòng))，從而就構(gòu)成了主慣導(dǎo)的慣性系im。此時(shí)t′0系也屬慣性系，與im重合，僅僅軸的取向定義不同而已。
is——由子慣導(dǎo)建立的慣性系。慣性系is的形成與im的形成類似。先將傳遞對(duì)準(zhǔn)初始時(shí)刻(t＝0)的導(dǎo)航系n′s(可用n′s0表示)，然后將其三軸的指向從“東北天

改成“北天東(oxis，yis，zis)”，并令其相對(duì)慣性空間不動(dòng)(或作勻速直線運(yùn)動(dòng))，從而就構(gòu)成了子慣導(dǎo)的慣性系is。此時(shí)t′s0系也屬慣性系，與is重合，僅僅軸的取向定義不同而已。因?yàn)閠′0與t′s0不重合，所以im與is也不會(huì)重合。
2.2主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)比力差數(shù)學(xué)模型的建立 在“準(zhǔn)速度匹配”中，主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)的比力差積分值(準(zhǔn)速度誤差值)δVi是觀測(cè)系統(tǒng)觀測(cè)的重要狀態(tài)矢量之一，所以必須準(zhǔn)確地描述準(zhǔn)速度誤差δVi的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)方程。
根據(jù)準(zhǔn)加速度誤差的定義 式中

——包含引力加速度G在內(nèi)的準(zhǔn)加速度誤差，即比力誤差δfi，上標(biāo)i表示慣性系。
fsis——子慣導(dǎo)加速度計(jì)輸出的比力值，上標(biāo)is表示子慣導(dǎo)建立的慣性系，下標(biāo)s表示子慣導(dǎo)。
fmim——主慣導(dǎo)加速度計(jì)輸出的比力值，上標(biāo)im表示主慣導(dǎo)建立的慣性系，下標(biāo)m表示子慣導(dǎo)。
將上式展開(kāi)得
式中

——為狀態(tài)量

分量構(gòu)成的反對(duì)稱矩陣，該形式在

分量為小量時(shí)適用。
——為安裝撓曲變形角ρt′在t′系投影分量構(gòu)成的反對(duì)稱矩陣，該形式在ρt′分量為小量時(shí)適用 ρb——為安裝撓曲變形角在b系投影。
rb——為吊艙重心偏離機(jī)體重心的矢量。


——主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)加速度計(jì)輸出的零位誤差之差在t′系內(nèi)的投影。


——主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)加速度計(jì)輸出的白噪聲干擾之差在t′系內(nèi)的投影。
2.3主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)平臺(tái)誤差角動(dòng)態(tài)變化角速度數(shù)學(xué)模型的建立 根據(jù)定義，平臺(tái)誤差角的動(dòng)態(tài)變化角速度

為
式中

——在沒(méi)有安裝撓曲變形情況下，主慣導(dǎo)與子慣導(dǎo)之間的平臺(tái)誤差角速度。


——子慣導(dǎo)數(shù)學(xué)平臺(tái)系t′s偏離理想地理系t的誤差角速度。


——主慣導(dǎo)實(shí)際平臺(tái)系t′偏離理想地理系t的誤差角速度。
將上式展開(kāi)得

或
式中 均表示t系相對(duì)于慣性系的絕對(duì)角速度。
ωtcmc與ωtcsc分別表示主慣導(dǎo)與子慣導(dǎo)的跟蹤角速度誤差。
εmt′與Wεmt′分別為主慣導(dǎo)的陀螺隨機(jī)漂移與白噪聲干擾，εst′與Wεst′分別為子慣導(dǎo)的陀螺隨機(jī)漂移與白噪聲干擾。
2.4安裝撓曲變形角的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)方程 正確描述吊艙捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)所測(cè)量的安裝撓性運(yùn)動(dòng)是提高傳遞對(duì)準(zhǔn)性能的一個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題。撓曲變形角ρb的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)形式有兩種1)準(zhǔn)靜態(tài)撓曲模型；2)高頻撓曲模型。準(zhǔn)靜態(tài)撓曲是由飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性和釋放武器時(shí)負(fù)載變化產(chǎn)生的一種低頻機(jī)翼彎曲現(xiàn)象。高頻撓曲是由湍流、陣風(fēng)引起的頻率在5～10Hz范圍的結(jié)構(gòu)振動(dòng)。本方案暫不考慮高頻振動(dòng)干擾影響，只考慮準(zhǔn)靜態(tài)撓曲模型。
準(zhǔn)靜態(tài)撓曲變形角的變化模型均屬“馬爾柯夫隨機(jī)過(guò)程”性質(zhì)。根據(jù)吊艙安裝結(jié)構(gòu)外形尺寸的大小、長(zhǎng)短，以及武器吊掛情況等多種因素，決定了撓曲變形角ρb的馬爾柯夫過(guò)程的階次。常見(jiàn)的這種隨機(jī)過(guò)程模型有三種一階馬爾柯夫過(guò)程；二階馬爾柯夫過(guò)程；三階馬爾柯夫過(guò)程。本文考慮采用較為通用的“一階馬爾柯夫過(guò)程”。一階馬爾柯夫隨機(jī)噪聲ρb可以看作是一個(gè)由白噪聲Wρ驅(qū)動(dòng)的線性系統(tǒng)所產(chǎn)生的相關(guān)噪聲。該線性系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示，又稱為一階馬爾柯夫過(guò)程“成型濾波器”。圖2中的

為積分運(yùn)算模塊，輸出為輸入在單個(gè)運(yùn)算周期內(nèi)的定積分結(jié)果，

為比例系數(shù)模塊，輸出為輸入乘以比例系數(shù)矩陣β*，從而ρb的數(shù)學(xué)模型可表示為 “一階馬爾柯夫過(guò)程”ρb是均值為零，其相關(guān)函數(shù)R(τ)呈指數(shù)型變化的有色噪聲，

δρ2為ρb(t)的方差。上式中 β*為隨機(jī)過(guò)程ρb的相關(guān)函數(shù)的相關(guān)頻率(1/s)，即比例系數(shù)模塊的系數(shù)，βx，βy，βz分別為機(jī)體系三根軸向的撓曲變形角ρb的相關(guān)頻率。
Wρ為激勵(lì)線性系統(tǒng)的白噪聲干擾。
考慮了(5)式后，(2)式中的 將(6)式、(7)式和(8)式代入(2)式中的相應(yīng)項(xiàng)，(2)式可改寫(xiě)成

(9)式是準(zhǔn)速度誤差δVi的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)方程的最終形式。
2.5主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)陀螺隨機(jī)漂移誤差之差動(dòng)態(tài)數(shù)學(xué)模型的建立 考慮到傳遞對(duì)準(zhǔn)時(shí)間較短，所以主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)的陀螺漂移誤差之差可看作是隨機(jī)常數(shù)，即 2.6主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)加速度計(jì)零位隨機(jī)偏置誤差之差動(dòng)態(tài)數(shù)學(xué)模型的建立 同理，因?yàn)閭鬟f對(duì)準(zhǔn)時(shí)間較短，所以主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)加速度零位隨機(jī)偏置誤差之差也可看作是隨機(jī)常數(shù)，即 2.7傳遞對(duì)準(zhǔn)量測(cè)方程數(shù)學(xué)模型的建立 準(zhǔn)速度誤差的量測(cè)方程 式中 fsmis，fmmim——子慣導(dǎo)和主慣導(dǎo)加速度計(jì)比力測(cè)量值，其中包括加速度計(jì)的隨機(jī)誤差， 上標(biāo)is表示子慣導(dǎo)建立的慣性系，上標(biāo)im表示主慣導(dǎo)建立的慣性系。
δVi——比力差δfi的積分值，即準(zhǔn)速度誤差。
V1——準(zhǔn)速度誤差值δVi的觀測(cè)誤差，可近似為白噪聲。
角速度誤差量測(cè)方程

式中 ωisbs′mbs′——子慣導(dǎo)在慣性系is內(nèi)的陀螺輸出角速度測(cè)量值。
ωimbmb——機(jī)體在慣性系im內(nèi)的絕對(duì)角速度計(jì)算測(cè)量值。此值并不是平臺(tái)上陀螺的輸出信號(hào)。對(duì)于平臺(tái)式INS而言，平臺(tái)上的陀螺僅僅是作為一種角速度敏感元件，而不是測(cè)量元件，因此ωimbmb的獲取需要由平臺(tái)指令角速度ωipi(其中包括陀螺漂移對(duì)平臺(tái)跟蹤角速度的影響)和姿態(tài)角速度ωt′bt′以及εmb和Wεmb合成而得。
ωimt′b——主慣導(dǎo)平臺(tái)跟蹤角速度，可由導(dǎo)航計(jì)算機(jī)計(jì)算得到。
ωt′bb——機(jī)體姿態(tài)角速度，可通過(guò)測(cè)量和導(dǎo)航計(jì)算機(jī)計(jì)算得到。
2.8傳遞對(duì)準(zhǔn)方案的算法實(shí)現(xiàn) 為了精確獲得子慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)信息，傳遞對(duì)準(zhǔn)過(guò)程中需要應(yīng)用最優(yōu)估計(jì)理論算法對(duì)上述傳遞對(duì)準(zhǔn)誤差模型的各狀態(tài)量進(jìn)行估計(jì)，并結(jié)合主慣導(dǎo)傳遞給子慣導(dǎo)的姿態(tài)矩陣，實(shí)現(xiàn)子慣導(dǎo)姿態(tài)的精確對(duì)準(zhǔn)。應(yīng)用卡爾曼濾波的傳遞對(duì)準(zhǔn)方案思路如圖3所示，其中

為子慣導(dǎo)機(jī)體坐標(biāo)系bs轉(zhuǎn)換到主慣導(dǎo)平臺(tái)坐標(biāo)系t′的轉(zhuǎn)換矩陣，即實(shí)現(xiàn)傳遞對(duì)準(zhǔn)的目標(biāo)矩陣，該矩陣由

與

矩陣相乘得到，即其中，

為與撓曲變形角ρb、安裝誤差角ζ，以及主、子慣導(dǎo)平臺(tái)誤差角之差

相關(guān)的矩陣函數(shù)(表示為C())，即


為bs系轉(zhuǎn)換到t′s系的轉(zhuǎn)換矩陣，該矩陣在粗對(duì)準(zhǔn)過(guò)程中由主慣導(dǎo)將Cbt″直接賦值給

即Cbt″為b系向t″系的轉(zhuǎn)換矩陣，Cbt″的具體形式如下文3.2節(jié)中的Cnb的轉(zhuǎn)置，Cnb具體形式在3.2中將詳細(xì)展開(kāi)。
卡爾曼濾波是美國(guó)工程師R.E.Kalman提出的從被提取信號(hào)有關(guān)的觀測(cè)量中通過(guò)算法估計(jì)出所需信號(hào)的一種濾波方法。其特點(diǎn)及卡爾曼濾波方程參考附錄文獻(xiàn)2第33頁(yè)～34頁(yè)。
按照上述各誤差模型建立開(kāi)環(huán)卡爾曼濾波器，其狀態(tài)變量為 其中 δVxi，δVyi，δVzi—主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)的比力差積分值(準(zhǔn)速度誤差值)； δφxt′，δφyt′，δφzt′—主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)平臺(tái)間的誤差角； ρxb，ρyb，ρyb—機(jī)翼?yè)锨冃谓牵? δεxt′，δεyt′，δεzt′—主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)陀螺隨機(jī)漂移誤差之差；

—主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)加速度計(jì)零位隨機(jī)偏置誤差之差。
連續(xù)型狀態(tài)方程為 狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣A(t)中各參數(shù)為(未賦值的元素均為0) 其中， fmxt′，fmyt′，fmzt′—主慣導(dǎo)系統(tǒng)平臺(tái)上輸出的加速度比力信號(hào)； ωitxt′，ωityt′，ωitzt′—理想地理系相對(duì)于慣性系的角速度在實(shí)際地理系中的投影； βx，βy，βz—沿機(jī)體系三根軸的撓曲變形角的相關(guān)頻率，近似看作彼此相等； L—緯度； h—高度； 導(dǎo)航系統(tǒng)噪聲向量W(t)為 其中 WE定義同上。
其中，

—主子慣導(dǎo)加速度計(jì)輸出的白噪聲干擾之差在主慣導(dǎo)模擬的地理系內(nèi)的表示； δWεxt′，δWεyt′，δWεzt′—主子慣導(dǎo)陀螺白噪聲干擾之差在實(shí)際地理系中的表示； Wρxb，Wρyb，Wρzb—撓曲變形角激勵(lì)線性系統(tǒng)的白噪聲干擾； ωimbxt′，ωimbyt′，ωimbzt′—飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的絕對(duì)角速度； γ—機(jī)體橫滾角；θ—機(jī)體俯仰角；ψ—機(jī)體航向角； rxb，ryb，rzb—導(dǎo)彈彈體重心到飛機(jī)重心的距離矢量在機(jī)體系中的投影。
將(14)式離散化的差分方程為 Xk+1＝Φk+1，kXk+Γk+1，kWk(15) 式中 Φk+1，k——狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，其形式如下 Tm——采樣周期； Γk+1，k——噪聲系數(shù)矩陣，其形式如下 Wk的方差陣Qk為一個(gè)半正定的對(duì)角陣，對(duì)角線元素Q(i，i)為 式中

—加速度計(jì)隨機(jī)零偏白噪聲方差； σδwεx2，σδwεy2，σδwεz2—陀螺隨機(jī)漂移白噪聲方差； σρx2，σρy2，σρz2—撓曲變形角有色噪聲的方差值； σwρx2，σwρy2，σwρz2—激勵(lì)線性系統(tǒng)產(chǎn)生有色噪聲的白噪聲輸入量的方差值。
傳遞對(duì)準(zhǔn)系統(tǒng)誤差方程觀測(cè)量為 [δVxiδVyiδVziδωxbδωybδωzb]T 其中δVi、δωb定義同上。連續(xù)型觀測(cè)方程為 Z＝H(t)X+V(18) 量測(cè)系統(tǒng)的量測(cè)值Z為 其中， δVxi，δVyi，δVzi—準(zhǔn)速度誤差值；δωxb，δωyb，δωzb—角速度誤差值。量測(cè)系數(shù)矩陣H(t)中各元素為 H(4，4)＝HFXXH(5，4)＝HFYXH(6，4)＝HFZX H(4，5)＝HFXYH(5，5)＝HFYYH(6，5)＝HFZY H(4，6)＝HFXZH(5，6)＝HFYZH(6，6)＝HFZZ H(4，7)＝-βxH(5，7)＝CW3 H(6，7)＝-CW2 H(4，8)＝-CW3H(5，8)＝-βyH(6，8)＝CW1 H(4，9)＝CW2 H(5，9)＝CW1 H(6，9)＝-βz H(4，10)＝CBT(1，1) H(5，10)＝CBT(1，2) H(6，10)＝CBT(1，3) H(4，11)＝CBT(2，1) H(5，11)＝CBT(2，2) H(6，11)＝CBT(2，3) H(4，12)＝CBT(3，1) H(5，12)＝CBT(3，2) H(6，12)＝CBT(3，3) 其中 ωit′xt′，ωit′yt′，ωit′zt′—實(shí)際地理系相對(duì)于慣性系的角速度在實(shí)際地理系中的表示； ωibxb，ωibyb，ωibzb—機(jī)體系相對(duì)于慣性系的角速度在機(jī)體系中的分量。
觀測(cè)白噪聲矢量V為 V＝[V1x，V1y，V1z，Vωx，Vωy，Vωz]T 其中， V1x，V1y，V1z—準(zhǔn)速度誤差值δVxi，δVyi，δVzi的觀測(cè)誤差，可以近似為白噪聲； Vωx，Vωy，Vωz—角速度誤差值δωxb，δωyb，δωzb的觀測(cè)誤差，其表達(dá)式如下 δWεxt′，δWεyt′，δWεzt′—主、子慣導(dǎo)陀螺白噪聲干擾之差在實(shí)際地理系中的表示； Wρxb，Wρyb，Wρzb—撓曲變形角激勵(lì)線性系統(tǒng)的白噪聲干擾； 將觀測(cè)方程離散化后得 Zk+1＝Hk+1Xk+1+Vk+1(19) Hk+1形式同上，觀測(cè)白噪聲Vk+1的方差陣Rk+1為 式中 聯(lián)合傳遞對(duì)準(zhǔn)狀態(tài)方程和量測(cè)方程，通過(guò)卡爾曼濾波器即可對(duì)該傳遞對(duì)準(zhǔn)過(guò)程中的狀態(tài)量進(jìn)行最優(yōu)濾波估計(jì)，從而精確估算出主慣導(dǎo)和子慣導(dǎo)之間的誤差角，并對(duì)子慣導(dǎo)姿態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)校正，實(shí)現(xiàn)快速精確的空中傳遞對(duì)準(zhǔn)。
3基于吊艙穩(wěn)瞄平臺(tái)的慣性導(dǎo)航解算步驟 穩(wěn)瞄吊艙中的IMU組件安裝在吊艙中后部，通過(guò)主控計(jì)算機(jī)進(jìn)行捷聯(lián)解算。穩(wěn)瞄平臺(tái)在控制回路的作用下按照要求進(jìn)行三維的角運(yùn)動(dòng)，其與IMU組件間的相對(duì)姿態(tài)可通過(guò)測(cè)角機(jī)構(gòu)精確測(cè)得。由于相對(duì)位置固定，穩(wěn)瞄平臺(tái)的位置、速度可通過(guò)IMU與主控計(jì)算機(jī)的捷聯(lián)解算結(jié)果得到。因此，可以將吊艙中的慣導(dǎo)系統(tǒng)近似看作是一個(gè)裝載在穩(wěn)瞄平臺(tái)上的捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)，通過(guò)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航算法可以實(shí)時(shí)解算穩(wěn)瞄平臺(tái)的姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣及其在地理坐標(biāo)系下的速度和位置。
3.1捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)基本原理 由于吊艙中的慣導(dǎo)系統(tǒng)近似于捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)，在捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)中把陀螺儀和加速度計(jì)的組合體通常稱為慣性測(cè)量組件(IMU-Inertial Measuring Unit)。三軸陀螺儀和加速度計(jì)的指向安裝時(shí)要保持嚴(yán)格正交，該組件直接安裝在機(jī)體上時(shí)也要保持與機(jī)體坐標(biāo)系完全一致。同時(shí)還可以看到，IMU對(duì)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)而言是開(kāi)環(huán)式的，僅起到了慣性傳感器信號(hào)輸入的作用，不需要任何信號(hào)再對(duì)IMU進(jìn)行反饋控制，所有的信號(hào)處理也都在計(jì)算機(jī)內(nèi)實(shí)現(xiàn)，因此工程實(shí)現(xiàn)方便。
捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的算法主要包括姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的計(jì)算(即數(shù)學(xué)平臺(tái)的計(jì)算部分)和導(dǎo)航計(jì)算(包括位置與速度的計(jì)算)兩部分組成，其中姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的計(jì)算是捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)算法的核心。由于四元數(shù)姿態(tài)算法具有運(yùn)算量小和全姿態(tài)解算的優(yōu)點(diǎn)，因此，一般采用四元數(shù)法進(jìn)行姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的解算。
3.2基于吊艙穩(wěn)瞄平臺(tái)的捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)高精度姿態(tài)解算 穩(wěn)瞄吊艙捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的特征是利用同一個(gè)IMU實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)校靶和導(dǎo)航定位功能，在上述過(guò)程中載機(jī)具有較高的機(jī)動(dòng)性，因此，要保證高動(dòng)態(tài)下的高精度的姿態(tài)解算是本捷聯(lián)系統(tǒng)姿態(tài)解算的關(guān)鍵技術(shù)。通常姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的求解有歐拉角法、方向余弦法和四元數(shù)法。由于四元數(shù)法具有可以全姿態(tài)工作、計(jì)算工作量小等特點(diǎn)，故本系統(tǒng)采用四元數(shù)法。四元數(shù)法解姿態(tài)角主要有以下幾個(gè)步驟 1)機(jī)體相對(duì)導(dǎo)航坐標(biāo)系角速度ωnbb的計(jì)算 其中ωibb為IMU上陀螺儀的直接輸出，ωinb可通過(guò)機(jī)體速度在導(dǎo)航下投影、地球自轉(zhuǎn)角速度ωie以及上個(gè)周期的姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣Cnb求得。
2)四元數(shù)微分方程的求解 參考附錄文獻(xiàn)1第40頁(yè)～41頁(yè)。
3)四元數(shù)規(guī)范化 參考附錄文獻(xiàn)1第41頁(yè)～42頁(yè)。
4)由四元數(shù)計(jì)算姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣Cnb 參考附錄文獻(xiàn)1第40頁(yè)。
5)由姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣Cnb提取姿態(tài)角 參考附錄文獻(xiàn)1第17頁(yè)。
3.3速度與位置計(jì)算 a)速度計(jì)算 計(jì)算方法參考附錄文獻(xiàn)1第27頁(yè)。
b)位置計(jì)算 由于機(jī)體在地球表面及中高空運(yùn)動(dòng)，因此導(dǎo)航計(jì)算時(shí)必須考慮地球曲率的影響。以經(jīng)緯度和高度作為導(dǎo)航定位單位，由位置微分方程可求得機(jī)體的實(shí)時(shí)位置，其中要用到地球子午面內(nèi)的曲率半徑Rn，垂直于子午面的法線平面內(nèi)的曲率半徑Rm。
在北東地指向的地理坐標(biāo)系下，水平指北編排的捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的算法流程如圖4所示，圖中γ0、θ0、ψ0分別為穩(wěn)瞄平臺(tái)的初始橫滾角、初始俯仰角與初始航向角，Q(Λ0)為初始化四元數(shù)，Cbn(0)為初始化姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的轉(zhuǎn)置矩陣，ωibb為陀螺儀輸出，ωinb為導(dǎo)航坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的角速度，Q(Λk)為前一時(shí)刻的四元數(shù)，Q(Λk+1)為當(dāng)前時(shí)刻的四元數(shù)，Cbn為當(dāng)前時(shí)刻姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的轉(zhuǎn)置矩陣，γ、θ、ψ分別為當(dāng)前時(shí)刻平臺(tái)的橫滾角、俯仰角以及航向角，fibb為加速度計(jì)輸出，fibn為加速度計(jì)輸出在導(dǎo)航坐標(biāo)系中的投影，L(0)、λ(0)、h(0)、Vt(0)分別為上一時(shí)刻機(jī)體的緯度、經(jīng)度、高度與速度，ωinn為當(dāng)前時(shí)刻導(dǎo)航坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的角速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系中的投影，L、λ、h、Vt分別為當(dāng)前時(shí)刻機(jī)體的緯度、經(jīng)度、高度以及速度。
捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)算法流程分為3個(gè)部分，即慣性測(cè)量單元部分，“數(shù)學(xué)平臺(tái)”計(jì)算部分以及導(dǎo)航計(jì)算部分。捷聯(lián)系統(tǒng)經(jīng)過(guò)初始對(duì)準(zhǔn)解算已得到了穩(wěn)瞄平臺(tái)的初始橫滾角γ0，初始俯仰角θ0，初始航向角ψ0，并得到初始化四元數(shù)Q(Λ0)與初始化姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的轉(zhuǎn)置矩陣Cbn(0)，通過(guò)四元數(shù)微分方程與四元數(shù)規(guī)范化，結(jié)合陀螺儀輸出ωibb、導(dǎo)航坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的角速度ωinb以及前一時(shí)刻的四元數(shù)Q(Λk)得到當(dāng)前時(shí)刻的四元數(shù)Q(Λk+1)，從而由Q(Λk+1)四元數(shù)求解得到姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣的轉(zhuǎn)置矩陣Cbn，并求解出平臺(tái)的橫滾角γ，俯仰角θ以及航向角ψ。將加速度計(jì)輸出fibb通過(guò)矩陣Cbn轉(zhuǎn)換至fibn，結(jié)合上個(gè)時(shí)刻機(jī)體的緯度L(0)、經(jīng)度λ(0)、高度h(0)與速度Vt(0)求解當(dāng)前時(shí)刻導(dǎo)航坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的角速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系中的投影ωinn、機(jī)體的緯度L、經(jīng)度λ、高度h以及速度Vt，完成整個(gè)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的算法流程。
4慣導(dǎo)系統(tǒng)和慣性器件的誤差分析、建模和補(bǔ)償步驟 高精度的導(dǎo)航定位需要對(duì)整個(gè)系統(tǒng)和慣性器件進(jìn)行誤差分析，并建立合理的數(shù)學(xué)模型，采用合適的方式對(duì)誤差進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償，以進(jìn)一步提高和確保高精度慣導(dǎo)系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)，滿足機(jī)體對(duì)系統(tǒng)的導(dǎo)航定位的精度要求。因此，對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)及其慣性器件進(jìn)行誤差分析和建模是導(dǎo)航定位過(guò)程中重要的內(nèi)容。
捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差包括兩個(gè)方面慣性傳感器誤差和捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的基本導(dǎo)航參數(shù)誤差。因此對(duì)誤差的建模也就是對(duì)這兩類的誤差建模。
4.1慣性傳感器的誤差模型 捷聯(lián)慣性傳感器是一類隨機(jī)性非常強(qiáng)的器件，因此模型主要是對(duì)隨機(jī)誤差建模。該隨機(jī)誤差在物理上主要來(lái)源于標(biāo)定、正交、溫度、原理等多方面，通常采取抽象的方法進(jìn)行處理，對(duì)IMU的隨機(jī)誤差進(jìn)行建模處理后，再根據(jù)大量的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行校核以保證模型及其參數(shù)的正確性。
●陀螺儀漂移數(shù)學(xué)模型 參考附錄文獻(xiàn)1第179頁(yè)。
●加速度計(jì)誤差模型 參考附錄文獻(xiàn)1第179頁(yè)。
4.2捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差模型 捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航參數(shù)誤差可分為三部分姿態(tài)誤差、速度誤差和位置誤差，對(duì)應(yīng)的誤差模型分別為平臺(tái)誤差角模型、速度誤差模型和位置誤差模型。當(dāng)采用當(dāng)?shù)厮阶鴺?biāo)系為北、東、地時(shí)，其誤差模型參考附錄文獻(xiàn)1第178頁(yè)。
在得到慣性器件和捷聯(lián)導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差模型以后，就可以在系統(tǒng)中設(shè)法消除或減小各種誤差對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)精度的影響，從而提高系統(tǒng)的導(dǎo)航定位精度。一般采用外觀測(cè)量的方式對(duì)系統(tǒng)誤差和器件誤差進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)，將估計(jì)結(jié)果反饋到系統(tǒng)解算過(guò)程中進(jìn)行誤差補(bǔ)償。
5吊艙剛性與柔性連接條件下的主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)/GPS多信息變結(jié)構(gòu)組合導(dǎo)航步驟 為了真實(shí)的系統(tǒng)提供更多的選擇可能，本系統(tǒng)采用了兩個(gè)階段的方案實(shí)現(xiàn)吊艙系統(tǒng)的導(dǎo)航定位功能。其中一個(gè)階段是吊艙剛性連接條件下的實(shí)時(shí)導(dǎo)航定位，另一個(gè)階段是吊艙柔性連接條件下的實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航定位。下面分別詳細(xì)說(shuō)明該兩個(gè)階段方案的實(shí)現(xiàn)過(guò)程。
方案(一)穩(wěn)瞄吊艙導(dǎo)航系統(tǒng)與機(jī)體剛性連接情況下的實(shí)時(shí)導(dǎo)航定位實(shí)現(xiàn)。
初始安裝時(shí)吊艙系統(tǒng)與機(jī)體呈剛性連接，吊艙與機(jī)體的相對(duì)姿態(tài)精確測(cè)定后就不會(huì)再改變，因此導(dǎo)航運(yùn)算過(guò)程設(shè)計(jì)為主控計(jì)算機(jī)接收主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)和子慣導(dǎo)IMU數(shù)據(jù)并進(jìn)行傳遞對(duì)準(zhǔn)解算，完成子慣導(dǎo)的初始對(duì)準(zhǔn)，并將安裝誤差角從主慣導(dǎo)提供的姿態(tài)角中剔除，作為吊艙系統(tǒng)的姿態(tài)角。在確定子慣導(dǎo)精確姿態(tài)后子慣導(dǎo)獨(dú)立進(jìn)行導(dǎo)航定位、測(cè)速功能。
吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)由于器件精度較低，無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間獨(dú)立工作，一定時(shí)間后將機(jī)載慣導(dǎo)(或機(jī)載慣導(dǎo)/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng))位置、速度信息傳遞給子慣導(dǎo)進(jìn)行實(shí)時(shí)校正，輔助吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)完成導(dǎo)航定位與測(cè)速功能。在此過(guò)程中，吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)信息始終可以通過(guò)機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)結(jié)合安裝誤差角得到。
方案(二)穩(wěn)瞄吊艙導(dǎo)航系統(tǒng)與機(jī)體柔性連接情況下的實(shí)時(shí)導(dǎo)航定位實(shí)現(xiàn)。
穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)通過(guò)掛架安裝在機(jī)腹下，可能由于掛架撓曲變形以及其他振動(dòng)因素引起吊艙慣導(dǎo)與機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)的相對(duì)姿態(tài)發(fā)生變化，因此在確定吊艙慣導(dǎo)姿態(tài)時(shí)候必須通過(guò)空中傳遞對(duì)準(zhǔn)的方式對(duì)吊艙慣導(dǎo)姿態(tài)誤差進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)與校正。
吊艙系統(tǒng)姿態(tài)確定與導(dǎo)航定位流程如下吊艙在任務(wù)執(zhí)行階段始終由主控計(jì)算機(jī)接收主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)和子慣導(dǎo)IMU數(shù)據(jù)并進(jìn)行傳遞對(duì)準(zhǔn)解算，實(shí)時(shí)完成吊艙慣導(dǎo)的初始對(duì)準(zhǔn)與姿態(tài)精度保持功能，從而得到吊艙系統(tǒng)精確的姿態(tài)信息。吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的加速度計(jì)信息經(jīng)過(guò)吊艙姿態(tài)信息轉(zhuǎn)換后，結(jié)合比力方程進(jìn)行一次與二次積分，可分別得到吊艙的速度與位置信息。
同樣吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)由于器件精度較低，無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間獨(dú)立工作，一定時(shí)間后將機(jī)載慣導(dǎo)(或機(jī)載慣導(dǎo)/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng))位置、速度信息傳遞給子慣導(dǎo)進(jìn)行實(shí)時(shí)校正，輔助吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)完成測(cè)速與導(dǎo)航定位功能。
權(quán)利要求
1、一種穩(wěn)瞄吊艙的比力差積分匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法，其特征在于包括如下步驟
第一步采用捷聯(lián)慣性測(cè)量單元中陀螺與加速度計(jì)分別采集得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的角速度和比力；
第二步穩(wěn)瞄吊艙的傳遞對(duì)準(zhǔn)
①采用卡爾曼濾波器估計(jì)吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的平臺(tái)誤差角；②將步驟①所述的平臺(tái)誤差角經(jīng)過(guò)吊艙導(dǎo)航計(jì)算機(jī)補(bǔ)償?shù)玫降跖搼T導(dǎo)系統(tǒng)的初始橫滾角、俯仰角、航向角信息；③吊艙導(dǎo)航計(jì)算機(jī)將步驟②所述的初始橫滾角、俯仰角、航向角信息輸出至穩(wěn)瞄平臺(tái)實(shí)現(xiàn)吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的傳遞對(duì)準(zhǔn)以及穩(wěn)瞄平臺(tái)的動(dòng)態(tài)校靶；
第三步基于吊艙穩(wěn)瞄平臺(tái)的慣性導(dǎo)航解算
④姿態(tài)解算將第一步所述的角速度經(jīng)過(guò)四元數(shù)算法得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的三個(gè)姿態(tài)角即實(shí)時(shí)橫滾角、俯仰角和航向角；
⑤速度與位置解算將第一步所述的比力經(jīng)過(guò)比力微分方程解算得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度，將吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度經(jīng)過(guò)積分得到吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的位置，所述吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的三個(gè)姿態(tài)角、速度和位置構(gòu)成吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息；
第四步吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)與慣性器件的誤差補(bǔ)償
采用GPS量測(cè)得到吊艙系統(tǒng)的導(dǎo)航參數(shù)信息，將導(dǎo)航參數(shù)信息與第三步所述的吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航信息之差經(jīng)過(guò)卡爾曼濾波器估計(jì)得到導(dǎo)航誤差與慣性器件誤差，返回第三步實(shí)現(xiàn)吊艙系統(tǒng)與慣性器件的誤差補(bǔ)償；
第五步組合導(dǎo)航
⑥當(dāng)穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)與機(jī)體剛性連接時(shí)，將主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)和子慣導(dǎo)IMU數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)第二步傳遞對(duì)準(zhǔn)解算后，將安裝誤差從主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)提供的姿態(tài)角度中剔除得到吊艙系統(tǒng)的姿態(tài)角，并依次經(jīng)過(guò)第三步、第四步對(duì)子慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行輔助與修正；
⑦當(dāng)穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)與機(jī)體柔性連接時(shí)，將主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)和子慣導(dǎo)IMU數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)傳遞對(duì)準(zhǔn)解算實(shí)時(shí)確定子慣導(dǎo)的姿態(tài)角，并依次經(jīng)過(guò)第三步、第四步對(duì)子慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行輔助與修正。
2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的穩(wěn)瞄吊艙的比力差積分匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法，其特征在于所述卡爾曼濾波器包括系統(tǒng)連續(xù)狀態(tài)方程和系統(tǒng)觀測(cè)方程的建立，具體步驟如下
在飛行器起飛準(zhǔn)備或者起飛時(shí)，建立系統(tǒng)連續(xù)狀態(tài)方程
其中X(t)為導(dǎo)航系統(tǒng)誤差狀態(tài)量，A(t)為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，G(t)為系統(tǒng)噪聲系數(shù)矩陣，W(t)為導(dǎo)航系統(tǒng)噪聲向量；
建立系統(tǒng)觀測(cè)方程Z(t)＝H(t)X(t)+V(t)，其中Z(t)為量測(cè)系統(tǒng)的量測(cè)值，H(t)為量測(cè)系數(shù)矩陣，V(t)為觀測(cè)白噪聲矢量。
3、根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的穩(wěn)瞄吊艙的比力差積分匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法，其特征在于第四步所述吊艙慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差為速度誤差、位置誤差和姿態(tài)誤差，慣性器件的誤差為陀螺漂移誤差和加速度計(jì)偏置誤差。
全文摘要
本發(fā)明公布了一種穩(wěn)瞄吊艙的比力差積分匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)及其組合導(dǎo)航方法，屬慣性導(dǎo)航系統(tǒng)。本對(duì)準(zhǔn)方法包括慣性測(cè)量單元信號(hào)采集；穩(wěn)瞄吊艙的快速精確傳遞對(duì)準(zhǔn)；基于吊艙穩(wěn)瞄平臺(tái)的慣性導(dǎo)航解算；慣導(dǎo)系統(tǒng)和慣性器件的誤差分析、建模和補(bǔ)償；吊艙剛性與柔性連接條件下的主慣導(dǎo)/子慣導(dǎo)/GPS多信息變結(jié)構(gòu)組合導(dǎo)航。本發(fā)明解決了穩(wěn)瞄吊艙系統(tǒng)在起飛與空中飛行中的快速傳遞對(duì)準(zhǔn)與導(dǎo)航定位問(wèn)題。
文檔編號(hào)G01C21/24GK101603833SQ200910031769
公開(kāi)日2009年12月16日 申請(qǐng)日期2009年7月9日 優(yōu)先權(quán)日2009年7月9日
發(fā)明者劉建業(yè), 錢偉行, 曾慶化, 偉 趙, 賴際舟, 賓 趙, 智 熊, 李榮冰 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)