專利名稱：一種基于gps/imu的飛行器姿態(tài)直接積分校正方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器姿態(tài)修正方法，特別涉及一種基于GPS/MU的飛行器姿態(tài)直接積分校正方法。
背景技術(shù)：
飛行器姿態(tài)是飛行過程中最重要的參數(shù)，是姿態(tài)穩(wěn)定與控制的關(guān)鍵。獲取準(zhǔn)確的姿態(tài)對(duì)于大迎角飛行戰(zhàn)術(shù)無人機(jī)而言更為重要，因?yàn)轱w行器在大迎角飛行狀態(tài)下，氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)變化快速，導(dǎo)致飛行器方程非線性程度加重，而非線性系統(tǒng)的控制和穩(wěn)定性問題又與系統(tǒng)狀態(tài)初值密切相關(guān)，姿態(tài)作為系統(tǒng)極為關(guān)鍵的狀態(tài)就顯得尤其重要。俯仰與滾轉(zhuǎn)角的準(zhǔn)確估計(jì)對(duì)于飛行器的飛行安全更是有著至關(guān)重要的作用。通常的飛行器姿態(tài)大都是通過慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)得的角速度進(jìn)行解算，提供的姿態(tài)解算精度會(huì)隨時(shí)間而發(fā)散，即長(zhǎng)期穩(wěn)定性差；在長(zhǎng)時(shí)間范圍內(nèi)，導(dǎo)航誤差增長(zhǎng)的速率主要由初始對(duì)準(zhǔn)精度、系統(tǒng)所使用的慣性敏感器缺陷和運(yùn)載體運(yùn)動(dòng)軌跡的動(dòng)態(tài)特性決定；雖然采用更精確的敏感器可以提高精度，但慣性系統(tǒng)的成本會(huì)變得極為昂貴，且提高的精度也是有限的，不能解決誤差積累問題；除了那些不容易替代的特殊戰(zhàn)略系統(tǒng)，如潛艇導(dǎo)航系統(tǒng)或其他戰(zhàn)略平臺(tái)和導(dǎo)彈系統(tǒng)外，大多數(shù)情況下不宜采用昂貴的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)；近年來頗受關(guān)注且適于多種應(yīng)用的一種方法是組合導(dǎo)航技術(shù)，該技術(shù)采用某些來自導(dǎo)航系統(tǒng)以外的附加導(dǎo)航信息源對(duì)同一導(dǎo)航信息作測(cè)量并解算以形成新測(cè)量，從這些新測(cè)量中計(jì)算出各導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差并對(duì)其進(jìn)行校正，如文獻(xiàn)“張麗杰，、常佶，小型飛行器MEMS姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)，振動(dòng)、 測(cè)試與診斷，2010，Vol. 30(6) : 698-702”采用三軸加速度計(jì)和單軸速率陀螺構(gòu)建系統(tǒng)，利用加速度計(jì)測(cè)量信息直接修正方向余弦矩陣來抑制姿態(tài)角的誤差積累，并進(jìn)行姿態(tài)測(cè)量試驗(yàn)；目前很多導(dǎo)航的姿態(tài)修正方法都是為了簡(jiǎn)化問題直接假設(shè)測(cè)量條件，所得觀測(cè)模型誤差大，當(dāng)導(dǎo)航時(shí)間較長(zhǎng)時(shí)不能滿足要求。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有飛行姿態(tài)修正技術(shù)原理上直接假設(shè)測(cè)量條件帶來誤差積累過大的問題，本發(fā)明提供了一種基于GPS/MU的飛行器姿態(tài)直接積分校正方法，該方法通過序列測(cè)量的積分關(guān)系表達(dá)式直接估計(jì)三個(gè)參考狀態(tài)，再由該參考狀態(tài)估計(jì)飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角， 在此基礎(chǔ)上直接通過機(jī)體坐標(biāo)系下的過載、GPS的東向、北向速度和飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角直接估計(jì)出偏航角，通過飛行器參考修正方程，減少了直接假設(shè)測(cè)量條件帶來的姿態(tài)積累誤差，有利于飛行安全。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案一種基于GPS/IMU的飛行器姿態(tài)直接積分校正方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟
I、建立飛行器參考修正方程為
直接修正法方程
權(quán)利要求
1. 一種基于GPS/IMU的飛行器姿態(tài)直接積分校正方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟 O建立飛行器參考修正方程為直接修正法方程
全文摘要
為了克服現(xiàn)有飛行姿態(tài)修正技術(shù)原理上直接假設(shè)測(cè)量條件帶來誤差積累過大的問題，本發(fā)明提供了一種基于GPS/IMU的飛行器姿態(tài)直接積分校正方法，該方法通過序列測(cè)量的積分關(guān)系表達(dá)式直接估計(jì)三個(gè)參考狀態(tài)，再由該參考狀態(tài)估計(jì)飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角，在此基礎(chǔ)上直接通過機(jī)體坐標(biāo)系下的過載、GPS的東向、北向速度和飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角直接估計(jì)出偏航角，通過飛行器參考修正方程，減少了直接假設(shè)測(cè)量條件帶來的姿態(tài)積累誤差，有利于飛行安全。
文檔編號(hào)G01C21/16GK102607557SQ201210049339
公開日2012年7月25日 申請(qǐng)日期2012年2月29日 優(yōu)先權(quán)日2012年2月29日
發(fā)明者史忠科 申請(qǐng)人:西安費(fèi)斯達(dá)自動(dòng)化工程有限公司