技術(shù)特征：

1.一種旋翼擾動(dòng)下慣性/GPS組合導(dǎo)航外桿臂效應(yīng)誤差補(bǔ)償方法，其特征在于包括以下步驟：

步驟1，分析外桿臂效應(yīng)誤差原理，建立無(wú)人直升機(jī)旋翼擾動(dòng)下的外桿臂效應(yīng)誤差模型；

步驟2，在步驟1對(duì)無(wú)人直升機(jī)旋翼擾動(dòng)下的外桿臂效應(yīng)誤差建模的基礎(chǔ)上，建立包含外桿臂效應(yīng)誤差的濾波狀態(tài)方程和量測(cè)方程；

步驟3，根據(jù)步驟2建立的濾波狀態(tài)方程和量測(cè)方程，利用GPS和慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出信息，實(shí)現(xiàn)對(duì)外桿臂效應(yīng)誤差的估計(jì)和補(bǔ)償。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的旋翼擾動(dòng)下慣性/GPS組合導(dǎo)航外桿臂效應(yīng)誤差補(bǔ)償方法，其特征在于，步驟1所述的無(wú)人直升機(jī)旋翼擾動(dòng)下的外桿臂效應(yīng)誤差模型為：

ΔL＝r^b

ΔV＝ω×r^b

$\mathrm{\Δ}a=\mathrm{\ω}\×(\mathrm{\ω}\×r^b)+\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}\×r^b$

其中，r^b為機(jī)體坐標(biāo)系下的外桿臂距離，定義為機(jī)體坐標(biāo)系中GPS天線和SINS位置差；ΔL為機(jī)體坐標(biāo)系下外桿臂效應(yīng)引起的桿臂誤差，ΔV為機(jī)體坐標(biāo)系下外桿臂效應(yīng)引起的速度偏差，Δa為機(jī)體坐標(biāo)系下外桿臂效應(yīng)引起的加速度偏差；ω為機(jī)體的角速率，ω×(ω×r^b)為向心加速度，為切向加速度，同時(shí)有：

$\mathrm{\ω}={\mathrm{\ω}}_{ie}^b+{\mathrm{\ω}}_{en}^b+{\mathrm{\ω}}_{nb}^b$

其中，為機(jī)體坐標(biāo)系下的地球自轉(zhuǎn)角速率，為導(dǎo)航坐標(biāo)系相對(duì)地球坐標(biāo)系的角速度在機(jī)體坐標(biāo)系上的分量，為機(jī)體坐標(biāo)系相對(duì)于導(dǎo)航坐標(biāo)系轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的旋翼擾動(dòng)下慣性/GPS組合導(dǎo)航外桿臂效應(yīng)誤差補(bǔ)償方法，其特征在于，步驟2所述的包含外桿臂效應(yīng)誤差的濾波狀態(tài)方程為：

$\stackrel{\·}{X}\left(t\right)=F\left(t\right)X\left(t\right)+G\left(t\right)W\left(t\right)$

其中，X(t)為系統(tǒng)狀態(tài)變量，F(xiàn)(t)為系統(tǒng)矩陣，G(t)系統(tǒng)狀態(tài)噪聲系數(shù)矩陣，W(t)為系統(tǒng)噪聲矩陣，為系統(tǒng)狀態(tài)變量一階微分，濾波狀態(tài)方程表示為：

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ \mathrm{\δ}\stackrel{\·}{V}\\ \mathrm{\δ}\stackrel{\·}{P}\\ \mathrm{\δ}\stackrel{\·}{r}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cccc}AA& AV& AP& 0\\ VA& VV& VP& 0\\ 0& PV& PP& 0\\ 0& 0& 0& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\φ}\\ \mathrm{\δ}V\\ \mathrm{\δ}P\\ \mathrm{\δ}r\end{array}\right]+\left[\begin{array}{cc}0& -C_b^n\\ C_b^n& 0\\ 0& 0\\ 0& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{w}_a\\ w_g\end{array}\right]$

其中，φ＝[φ_E φ_N φ_U]^T為數(shù)學(xué)平臺(tái)誤差角，φ_E為東向平臺(tái)誤差角，φ_N為北向平臺(tái)誤差角，φ_U為天向平臺(tái)誤差角，δV＝[δV_E δV_N δV_U]^T為速度誤差，δV_E為東向速度誤差，δV_N為北向速度誤差，δV_U為天向速度誤差，δP＝[δL δλ δh]^T為位置誤差，δL為緯度位置誤差，δλ為經(jīng)度位置誤差，δh為高度位置誤差，δr＝[δr_x δr_y δr_z]^T為外桿臂誤差，δr_x為外桿臂誤差在X軸上的分量，δr_y為外桿臂誤差在y軸上的分量，δr_z為外桿臂誤差在z軸上的分量；為數(shù)學(xué)平臺(tái)誤差角變化量，為速度誤差變化量，為位置誤差變化量，為外桿臂誤差變化量，w_a＝[w_ax w_ay w_az]^T為加速度計(jì)白噪聲誤差，w_ax為X軸加速度計(jì)白噪聲誤差，w_ay為y軸加速度計(jì)白噪聲誤差，w_az為z軸加速度計(jì)白噪聲誤差，w_g＝[w_gx w_gy w_gz]^T為陀螺儀白噪聲誤差，w_gx為x軸陀螺儀白噪聲誤差，w_gy為y軸陀螺儀白噪聲誤差，w_gz為z軸陀螺儀白噪聲誤差；同時(shí)有：

$AA=\left[\begin{array}{ccc}0& {\mathrm{\ω}}_{ie}\sin L+\frac{V_E}{R_N+h}\tan L& -({\mathrm{\ω}}_{ie}\cos L+\frac{V_E}{R_N+h})\\ -({\mathrm{\ω}}_{ie}\sin L+\frac{V_E}{R_N+h}\tan L)& 0& -\frac{V_N}{R_M+h}\\ {\mathrm{\ω}}_{ie}\cos L+\frac{V_E}{R_N+h}& \frac{V_N}{R_M+h}& 0\end{array}\right],$

$AV=\left[\begin{array}{ccc}0& -\frac{1}{R_M+h}& 0\\ \frac{1}{R_N+h}& 0& 0\\ \frac{\tan L}{R_N+h}& 0& 0\end{array}\right],$

$AP=\left[\begin{array}{ccc}0& 0& 0\\ -{\mathrm{\ω}}_{ie}\sin L& 0& 0\\ {\mathrm{\ω}}_{ie}\cos L+\frac{V_E}{R_N+h}{\sec }^{2}L& 0& 0\end{array}\right],$

$VV=\left[\begin{array}{ccc}\frac{V_N\tan L-V_U}{R_M+h}& 2{\mathrm{\ω}}_{ie}\sin L+\frac{V_E}{R_N+h}\tan L& -(2{\mathrm{\ω}}_{ie}\cos L+\frac{V_E}{R_N+h})\\ -2({\mathrm{\ω}}_{ie}\sin L+\frac{V_E}{R_N+h}\tan L)& -\frac{V_U}{R_M+h}& -\frac{V_N}{R_M+h}\\ -2({\mathrm{\ω}}_{ie}\cos L+\frac{V_E}{R_N+h})& \frac{2V_N}{R_M+h}& 0\end{array}\right],$

$VP=\left[\begin{array}{ccc}2{\mathrm{\ω}}_{ie}(V_U\sin L+V_N\cos L)+\frac{V_E{V}_N}{R_N+h}{\sec }^{2}L& 0& 0\\ -(2V_E{\mathrm{\ω}}_{ie}\cos L+\frac{V_E^2}{R_N+h}{\sec }^{2}L)& 0& 0\\ -2V_E{\mathrm{\ω}}_{ie}\sin L& 0& 2g/R\end{array}\right],$

$PV=\left[\begin{array}{ccc}0& \frac{1}{R_M+h}& 0\\ \frac{\sec L}{R_N+h}& 0& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$

$VA=\left[\begin{array}{ccc}0& -f_U& f_N\\ f_U& 0& -f_E\\ -f_N& f_E& 0\end{array}\right],$

$PP=\left[\begin{array}{ccc}0& 0& -\frac{V_N}{{(R+h)}^2}\\ \frac{V_E}{R_N+h}\sec L\tan L& 0& -\frac{V_E\sec L}{{(R+h)}^2}\\ 0& 0& 0\end{array}\right];$

其中，ω_ie為地球自轉(zhuǎn)角速率，V_E為速度誤差在導(dǎo)航坐標(biāo)系中東向的分量，V_N為速度誤差在導(dǎo)航坐標(biāo)系中北向的分量，V_U為速度誤差在導(dǎo)航坐標(biāo)系中天向的分量，f_E為比力在導(dǎo)航坐標(biāo)系中東向的分量，f_N為比力在導(dǎo)航坐標(biāo)系中北向的分量，f_U為比力在導(dǎo)航坐標(biāo)系中天向的分量，R為地球半徑，R_M為地球的子午圈曲率半徑，R_N為地球卯酉圈曲率半徑，L為無(wú)人直升機(jī)所處的緯度，h為無(wú)人直升機(jī)所處的高度。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的旋翼擾動(dòng)下慣性/GPS組合導(dǎo)航外桿臂效應(yīng)誤差補(bǔ)償方法，其特征在于，步驟2所述的包含外桿臂效應(yīng)誤差的濾波量測(cè)方程為：

Z(t)＝H(t)X(t)+V(t)

其中，H(t)為量測(cè)系數(shù)矩陣，V(t)為量測(cè)噪聲矩陣，Z(t)為量測(cè)狀態(tài)信息，量測(cè)方程表示為：

$Z=\left[\begin{array}{cccc}{C}_b^n\[r^b\×\]H_{\mathrm{\φ}}& 0& I& C_b^n\\ C_b^n\[\[{\mathrm{\ω}}_{nb}^b\×\]r^b\×\]H_{\mathrm{\φ}}& I& 0& C_b^n\[{\mathrm{\ω}}_{nb}^b\×\]\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\φ}\\ \mathrm{\δ}V\\ \mathrm{\δ}P\\ \mathrm{\δ}r\end{array}\right]+v$

其中，[r^b×]和分別表示矢量r^b和的反對(duì)稱矩陣，v為量測(cè)噪聲矩陣，同時(shí)有：

$H_{\mathrm{\φ}}=\frac{-1}{cos\mathrm{\θ}}\left[\begin{array}{ccc}sin\mathrm{\ψ}& cos\mathrm{\ψ}& 0\\ cos\mathrm{\ψ}cos\mathrm{\θ}& -sin\mathrm{\ψ}cos\mathrm{\θ}& 0\\ \sin \mathrm{\ψ}sin\mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\ψ}\sin \mathrm{\θ}& -cos\mathrm{\θ}\end{array}\right]$

其中，γ為無(wú)人直升機(jī)的橫滾角、θ為無(wú)人直升機(jī)的俯仰角，ψ為無(wú)人直升機(jī)的航向角。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的旋翼擾動(dòng)下慣性/GPS組合導(dǎo)航外桿臂效應(yīng)誤差補(bǔ)償方法，其特征在于，量測(cè)信息由GPS和SINS的位置、速度誤差構(gòu)成，表示為：

$Z=\left[\begin{array}{c}{P}_{GPS}-P_{SINS}\\ V_{GPS}-V_{SINS}\end{array}\right]---\left(18\right)$

式(18)中，P_GPS是導(dǎo)航坐標(biāo)系中GPS天線位置，P_SINS是導(dǎo)航坐標(biāo)系中SINS位置，V_GPS是導(dǎo)航坐標(biāo)系中GPS天線速度，V_SINS是導(dǎo)航坐標(biāo)系中SINS速度。