基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法，該方法利用位置環(huán)境函數(shù)建立遙外測誤差和誤差系數(shù)的關(guān)系，并對(duì)加速度計(jì)誤差系數(shù)進(jìn)行標(biāo)定。該方法適合于已知載體姿態(tài)時(shí)加速度計(jì)誤差系數(shù)的分離和標(biāo)定，尤其是對(duì)火箭橇試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析。此外，該方法使用位置值作為外測量，提高了所標(biāo)定誤差系數(shù)的置信度。
【專利說明】基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種加速度計(jì)標(biāo)定方法，尤其涉及一種基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系 統(tǒng)加速度計(jì)誤差系數(shù)標(biāo)定方法，屬于數(shù)據(jù)處理【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 在捷聯(lián)慣性組合使用前，需要對(duì)加速度計(jì)一些主要的誤差系數(shù)進(jìn)行標(biāo)定，例如標(biāo) 度系數(shù)、零值偏差、安裝誤差角等。通常標(biāo)定均是使用轉(zhuǎn)臺(tái)或大理石平板進(jìn)行，所以受到地 球重力場的約束，即加速度計(jì)敏感到的加速度最大不超過測試地點(diǎn)的重力加速度。在這種 情況下無法有效標(biāo)定出捷聯(lián)慣性組合加速度計(jì)的高階誤差項(xiàng)，同時(shí)因?yàn)楦唠A誤差項(xiàng)的存 在，標(biāo)定出的低階誤差項(xiàng)具有一定的誤差。這種誤差在慣性導(dǎo)航的載體作大加速度運(yùn)動(dòng)時(shí)， 會(huì)導(dǎo)致較大的測量誤差，造成導(dǎo)航精度的降低。為了進(jìn)行高精度的慣性導(dǎo)航運(yùn)算，需要分離 和標(biāo)定高階誤差項(xiàng)，并對(duì)傳統(tǒng)方法標(biāo)定出的低階誤差進(jìn)行修正。
[0003] 因?yàn)闃?biāo)定高階誤差項(xiàng)需要向慣性測量系統(tǒng)輸入較大的加速度數(shù)值，而這在一般試 驗(yàn)情況下均無法滿足，所以目前并沒有有效的慣性測量系統(tǒng)高階誤差系數(shù)標(biāo)定方法。
[0004] 為了提供標(biāo)定高階誤差項(xiàng)所需的加速度，選用火箭橇試驗(yàn)方法對(duì)此條件進(jìn)行滿 足?；鸺猎囼?yàn)的顯著特點(diǎn)是可無損回收被測試慣性測量裝置，供進(jìn)一步測量、檢查及繼續(xù) 進(jìn)行試驗(yàn)。高精度的慣性測量裝置造價(jià)高，通過火箭橇試驗(yàn)可重復(fù)進(jìn)行多類多次的測試試 驗(yàn)，包括環(huán)境適應(yīng)性試驗(yàn)和精度試驗(yàn)，增加試驗(yàn)樣本量，確保飛行試驗(yàn)一次成功，減小飛行 試驗(yàn)次數(shù)，降低試驗(yàn)成本，加快研制周期。驗(yàn)證慣性測量裝置動(dòng)態(tài)性能及誤差分離的主要途 徑有火箭橇試驗(yàn)、實(shí)彈飛行試驗(yàn)、模擬飛行試驗(yàn)、離心機(jī)試驗(yàn)、振動(dòng)試驗(yàn)等。火箭橇試驗(yàn)相對(duì) 于其他試驗(yàn)途徑具有能提供最為精確地飛行條件下的動(dòng)態(tài)特性和多次重復(fù)使用等無法替 代的優(yōu)勢(shì)，是實(shí)現(xiàn)慣性測量裝置動(dòng)態(tài)性能驗(yàn)證的最佳途徑。
[0005] 通常的加速度計(jì)誤差系數(shù)標(biāo)定方法采用固定外界輸入加速度的方法進(jìn)行試驗(yàn)，而 在火箭橇試驗(yàn)中無法對(duì)慣性測量系統(tǒng)的實(shí)際運(yùn)行加速度進(jìn)行測量，只能夠測量速度和位 置。因?yàn)橥饨绺蓴_和測量誤差的存在，速度的測量結(jié)果存在較大的誤差，無法獲得慣性測量 系統(tǒng)的精確速度。同樣采用環(huán)境函數(shù)法進(jìn)行加速度計(jì)誤差系數(shù)標(biāo)定時(shí)，選用速度作為外測 量比選用位置得到的誤差系數(shù)值較粗略，無法得到足夠高精度的標(biāo)定結(jié)果。
[0006] 環(huán)境函數(shù)矩陣是用慣導(dǎo)系統(tǒng)的位置誤差、速度誤差及姿態(tài)角誤差對(duì)慣導(dǎo)工具誤差 系數(shù)進(jìn)行求導(dǎo)計(jì)算后得到的系數(shù)矩陣。它代表了單位慣導(dǎo)工具誤差系數(shù)引起的位置、速度 及姿態(tài)角的誤差。通過環(huán)境函數(shù)矩陣建立遙外差與慣導(dǎo)系統(tǒng)工具誤差系數(shù)的函數(shù)關(guān)系，即 遙外差觀測方程，也叫環(huán)境函數(shù)方程。環(huán)境函數(shù)矩陣分析法是分離慣導(dǎo)系統(tǒng)工具誤差系統(tǒng) 的一種有效方法，使用這種方法得到誤差模型參數(shù)的計(jì)算量小、速度快。當(dāng)遙外差選取為位 置信息時(shí)，方程為位置環(huán)境函數(shù)方程。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量 系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法，從待估計(jì)的誤差系數(shù)中去除了不顯著項(xiàng)，并對(duì)顯著項(xiàng)進(jìn)行了估計(jì)， 使用本方法精確地標(biāo)定了加速度計(jì)的誤差系數(shù)。
[0008] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案：一種火箭橇試驗(yàn)加速度計(jì)誤差系數(shù)標(biāo)定方法，步驟如 下：
[0009] (1)在火箭橇運(yùn)行過程中，利用GPS對(duì)火箭橇橇體進(jìn)行外測，得到每一時(shí)刻慣性測 量系統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的實(shí)際位移；
[0010] (2)在火箭橇運(yùn)行過程中，慣性測量系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集自身的加速度和角速度，并根據(jù) 測得的加速度和角速度進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的理論 位移以及火箭橇橇體坐標(biāo)系到火箭橇軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)變換矩陣；所述火箭橇軌道坐標(biāo)系 0XJA的原點(diǎn)為火箭橇軌道起始點(diǎn)，軸指向火箭橇橇體運(yùn)動(dòng)前進(jìn)方向，（^軸朝上垂直 于軌道，軸在水平面內(nèi)垂直于軌道，且三者滿足右手準(zhǔn)則；火箭橇橇體坐標(biāo)系ox bYbzb的 原點(diǎn)為橇體中心，〇xb軸指向運(yùn)動(dòng)方向，〇Z b軸指天，0Yb軸分別與oxb、ozb軸垂直，且滿足右 手準(zhǔn)則；
[0011] (3)根據(jù)每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的實(shí)際位移與理論位移計(jì)算每一 時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)的遙外測誤差；其中Ti時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)的遙外測誤差為該時(shí)刻慣性 測量系統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的實(shí)際位移與理論位移的差值，i e [1，n]，n為火箭橇試驗(yàn)中的 外測采樣點(diǎn)數(shù)；
[0012] (4)利用每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)的加速度和火箭橇橇體坐標(biāo)系到火箭橇軌道坐標(biāo) 系的姿態(tài)變換矩陣計(jì)算每一時(shí)刻的位置環(huán)境函數(shù)系數(shù)向量；
[0013] (5)根據(jù)慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)待標(biāo)定的誤差系數(shù)以及每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)的 遙外測誤差和位置環(huán)境函數(shù)系數(shù)向量，建立位置環(huán)境函數(shù)方程S = ΑΧ，其中，S為位置誤差 向量，S=[ASi AS2? ASj'ASiSTi時(shí)刻和Tg時(shí)刻遙外測誤差的差值；X為待標(biāo)定 的誤差系數(shù)組成的列向量；A為環(huán)境函數(shù)系數(shù)矩陣，

【權(quán)利要求】
1. 基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法，其特征在于包括如下步驟： (1) 在火箭橇運(yùn)行過程中，利用GPS對(duì)火箭橇橇體進(jìn)行外測，得到每一時(shí)刻慣性測量系 統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的實(shí)際位移； (2) 在火箭橇運(yùn)行過程中，慣性測量系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集自身的加速度和角速度，并根據(jù)測 得的加速度和角速度進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的理論位 移以及火箭橇橇體坐標(biāo)系到火箭橇軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)變換矩陣；所述火箭橇軌道坐標(biāo)系 OXJA的原點(diǎn)為火箭橇軌道起始點(diǎn)，軸指向火箭橇橇體運(yùn)動(dòng)前進(jìn)方向，（^軸朝上垂直 于軌道，軸在水平面內(nèi)垂直于軌道，且三者滿足右手準(zhǔn)則；火箭橇橇體坐標(biāo)系〇X bYbZb的 原點(diǎn)為橇體中心，〇xb軸指向運(yùn)動(dòng)方向，〇Z b軸指天，0Yb軸分別與oxb、ozb軸垂直，且滿足右 手準(zhǔn)則； (3) 根據(jù)每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的實(shí)際位移與理論位移計(jì)算每一時(shí)刻 慣性測量系統(tǒng)的遙外測誤差；其中?\時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)的遙外測誤差為該時(shí)刻慣性測量系 統(tǒng)相對(duì)于初始時(shí)刻的實(shí)際位移與理論位移的差值，i e [1，n]，n為火箭橇試驗(yàn)中的外測采 樣點(diǎn)數(shù)； (4) 利用每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)的加速度和火箭橇橇體坐標(biāo)系到火箭橇軌道坐標(biāo)系的 姿態(tài)變換矩陣計(jì)算每一時(shí)刻的位置環(huán)境函數(shù)系數(shù)向量； (5) 根據(jù)慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)待標(biāo)定的誤差系數(shù)以及每一時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)的遙外 測誤差和位置環(huán)境函數(shù)系數(shù)向量，建立位置環(huán)境函數(shù)方程S = ΑΧ，其中，S為位置誤差向量， S=[ASi AS2…ASn]T，ASiSTi時(shí)刻和Τη時(shí)刻遙外測誤差的差值；X為待標(biāo)定的誤 差系數(shù)組成的列向量;Α為環(huán)境函數(shù)系數(shù)矩卩
A' i為按照待標(biāo)定的誤差系數(shù) WAi中選取對(duì)應(yīng)項(xiàng)組成的行向量，Ai為?\時(shí)刻的位置環(huán)境函數(shù)系數(shù)向量； (6) 對(duì)步驟（5)的位置環(huán)境函數(shù)方程進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)，當(dāng)該位置環(huán)境函數(shù)方程不顯著 時(shí)，待標(biāo)定的誤差系數(shù)均為零，標(biāo)定結(jié)束；當(dāng)該位置環(huán)境函數(shù)方程顯著時(shí)，使用最小二乘法 對(duì)待標(biāo)定的誤差系數(shù)進(jìn)行估計(jì)，進(jìn)入步驟（7); (7) 對(duì)步驟（6)中經(jīng)過估計(jì)的每個(gè)誤差系數(shù)進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)，當(dāng)所有待標(biāo)定誤差系數(shù) 全顯著時(shí)，誤差系數(shù)估計(jì)值即為待標(biāo)定的誤差系數(shù)值，標(biāo)定結(jié)束；當(dāng)所有待標(biāo)定誤差系數(shù)不 全顯著時(shí)，去除最不顯著的誤差系數(shù)，進(jìn)行步驟（5)，直到標(biāo)定結(jié)束。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法，其特征 在于：所述步驟（4)的實(shí)現(xiàn)方式為： 利用如下公式計(jì)算某時(shí)刻的位置環(huán)境函數(shù)系數(shù)向量&:
其中，Ai中每行對(duì)應(yīng)的誤差系數(shù)依次為：加速度計(jì)零值偏差測量誤差足^、標(biāo)度因數(shù)測 量誤差 <、標(biāo)度因數(shù)不對(duì)稱性相對(duì)誤差測量誤差液丨、二次項(xiàng)誤差系數(shù)K2、奇二次項(xiàng)系數(shù) 誤差δΓ 2、三次項(xiàng)誤差系數(shù)Κ3、交叉耦合項(xiàng)系數(shù)Κ12和K13;Ri為該時(shí)刻火箭橇橇體坐標(biāo) 系到火箭橇軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)變換矩陣；％、a2、a3為該時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)測量到的三個(gè)方 向的加速度，其中％為該時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)在火箭橇橇體坐標(biāo)系中沿0X b軸方向的加速度， a2、a3分別為該時(shí)刻慣性測量系統(tǒng)在火箭橇橇體坐標(biāo)系中沿0Yb軸、0Z b軸方向的加速度。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法，其特征 在于：所述步驟￠)中對(duì)位置環(huán)境函數(shù)方程進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)的實(shí)現(xiàn)方式為： (3. 1)利用如下公式計(jì)算位置環(huán)境函數(shù)方程的顯著性數(shù)值匕
其中，U = ，且Φ = ATA ;P = STS-U ;m為待估計(jì)的誤差系數(shù)的個(gè)數(shù)； (3. 2)將FQ值與FQ.99(m，n-m-1)進(jìn)行比較，當(dāng)FQ彡F Q.99(m，n-m-1)時(shí)，位置環(huán)境函數(shù)方 程顯著；當(dāng)時(shí)，位置環(huán)境函數(shù)方程不顯著； 其中，F(xiàn)a99(m，n-m-1)為顯著性水平為0. 01服從自由度為m和n-m-1的F分布函數(shù)值。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法，其特征 在于：所述步驟（6)中使用最小二乘法對(duì)待標(biāo)定的誤差系數(shù)進(jìn)行估計(jì)的公式為： X = (ATA"ATS。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于火箭橇試驗(yàn)的慣性測量系統(tǒng)加速度計(jì)標(biāo)定方法，其特征 在于：所述步驟（7)中對(duì)誤差系數(shù)進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)的實(shí)現(xiàn)方式為： (5. 1)利用如下公式計(jì)算估計(jì)出的第j個(gè)誤差系數(shù)&的顯著性數(shù)值Fj :
其中，lj'j為Φ-1的第j行第j列的值，Φ = ATA，P = STS-U，U = SloH m為待估 計(jì)的誤差系數(shù)的個(gè)數(shù)，j e [l，m]。 (5.2)將？」值與匕99(1，1111-1)進(jìn)行比較，當(dāng)？」彡匕99(1，1111-1)時(shí)，誤差系數(shù)父」顯著 ； 當(dāng)Ρ」〈Ρα99(1，η-πι-1)時(shí)，誤差系數(shù)X」不顯著； 其中，F(xiàn)(|.99(1, n-m-1)為顯著性水平為0. 01服從自由度為1和n-m-1的F分布函數(shù)值。
【文檔編號(hào)】G01P21/00GK104297525SQ201410521237
【公開日】2015年1月21日 申請(qǐng)日期:2014年9月30日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月30日
【發(fā)明者】魏宗康, 劉璠 申請(qǐng)人:北京航天控制儀器研究所