專利名稱：：無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態快速測量方法
技術領域：
：本發明提供的是一種無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態快速測量方法。(二)
背景技術：
：捷聯慣導系統一般使用加速度計敏感線加速度，陀螺儀敏感載體的角速度。但機械陀螺存在抗沖擊能力差的弱點，無法應用于低成本無人飛行器這種有大過載、大角加速度的載體。光學陀螺(光纖陀螺和激光陀螺)具有較大的動態范圍，但光學陀螺捷聯慣導系統的裝備會提高低成本無人飛行器的制造成本，并降低了捷聯慣導系統的可靠性。無陀螺捷聯慣導系統使用加速度計代替陀螺儀，從加速度計測量的比力中解算出載體的角速度，進而只用加速度計來完成載體導航參數的測量。無陀螺捷聯慣導系統的特點包括1、成本低由于不使用結構復雜、加工難度大、維護困難的陀螺，所以無陀螺捷聯慣導系統成本較低。2、能耗小加速度計同陀螺相比，沒有高速旋轉體，所以功耗小，且不需要復雜的電源。3、動態范圍大對于有陀螺捷聯慣導系統而言，陀螺直接安裝在載體上，高機動狀態時，要求陀螺有很大的動態測量范圍，這在工程上實現起來比較困難。而加速度計的測量范圍大，能夠滿足大動態范圍的要求。4、反應快無論是機械陀螺，還是光學陀螺從啟動到正常工作都需要較長起動時間，故反應較慢。5、可靠性高陀螺的組成零件較多且結構復雜，加速度計組成零件少且結構簡單。由無陀螺捷聯慣導系統的特點可以看出無陀螺捷聯慣導系統避開了機械陀螺捷聯慣導系統因機械陀螺的動態范圍限制所引起難題。同時，加速度計比較光學陀螺而言價格要低廉的多，高精度的加速度計大概兩萬元左右，因此使用加速度計的無陀螺捷聯慣導系統成本比較光學陀螺捷聯慣導系統低很多，使得配備無陀螺捷聯慣導系統的低成本無人飛行器適合于大批量生產。無陀螺捷聯慣導系統在進入導航工作狀態以前需要確定初始姿態參數。初始姿態參數的測量精度直接關系到無陀螺捷聯慣導系統導航的精度，初始姿態參數的測量過程所需要的時間長短決定了無陀螺捷聯慣導系統導航的反應時間。實際工程中要求低成本無人飛行器具有快速反應能力和精確制導以保證其在良好的性能。低成本無人飛行器的反應時間主要取決于無陀螺捷聯慣導系統初始姿態參數測量所用時間。同時，低成本無人飛行器的精確制導能力與無陀螺捷聯慣導系統初始姿態參數的測量精度密切相關。因此，利用低成本無人飛行器的裝載機構上慣導輸出的導航信息與加速度計輸出信息快速、準確地測量無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態，對于提高無陀螺捷聯慣導系統的性能，從而提高低成本無人飛行器的快速反應能力具有實用價值。
發明內容本發明的目的在于提供一種能快速測量低成本無人飛行器的初始姿態，提高低成本無人飛行器的快速反應能力，具有實用價值的無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態快速測量方法。本發明的目的是這樣實現的將低成本無人飛行器上的無陀螺捷聯慣性導航系統作為子慣導系統，低成本無人飛行器裝載機構上的捷聯慣性導航系統作為主慣導系統，按照下列步驟測量初始姿態步驟1、將低成本無人飛行器上的無陀螺捷聯慣性導航系統與高精度的低成本無人飛行器裝載機構上的捷聯慣性導航系統通過數據傳輸電纜相聯通；步驟2、無陀螺捷聯慣性導航系統進行預熱后，采集加速度計輸出的數據；步驟3、利用主慣導系統將初始速度參數和包括初始的經度、緯度的初始位置參數裝訂至無陀螺捷聯慣性導航系統導航計算機中；步驟4、將主慣導系統輸出的包括縱搖角、橫搖角和航向角的姿態測量信息通過數據傳輸電纜傳輸至無陀螺捷聯慣性導航系統，粗略測量出低成本無人飛行器的初始姿態，完成初始姿態的一次快速傳遞；步驟5、無陀螺捷聯慣性導航系統由步驟3和步驟4得到的姿態初始值，利用無陀螺捷聯慣性導航系統上加速度計輸出測量低成本無人飛行器的比力信息，再由比力解算出低成本無人飛行器的角速度信息；步驟6、在子慣導系統中，利用低成本無人飛行器的比力信息與角速度信息進行導航遞推解算，測量出低成本無人飛行器的速度值；步驟7、將主慣導系統測量的速度與子慣導系統測量的速度作差，并將差值作為觀測向量，采用卡爾曼濾波技術估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差4X、4y;估測時間為120秒，其中前80秒為濾波估測穩定時間，由80秒到120秒應用平均濾波技術對于數據進行平滑處理；-，一+綱一+綱xTV^(1)……+綱……+律)-其中&("、《,(yt)表示由80秒到120秒數據平滑過程中，第k個濾波估測時間點的濾波估測值；在80秒到120秒數據平滑過程中，共有N個濾波估測時間點，即k=1N;步驟8、利用步驟7估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差ck、小y，以及子慣導系統測量比力值../;,L了'，主慣導上系統測量比力值yz了測量出主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差t;A=arcsm([+&2)其中參數、，k2，k3，k4為A《<formula>formulaseeoriginaldocumentpage7</formula>步驟9、利用步驟7估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差以及步驟8測量出主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差4Z構造出安裝<formula>formulaseeoriginaldocumentpage7</formula>偏差方向余弦矩陣<formula>formulaseeoriginaldocumentpage7</formula>步驟10、利用步驟8構造的主慣導系統與子慣導系統之間的安裝偏差矩陣Csm，以及主慣導輸出的方向余弦矩陣c;n構造出低成本無人飛行器的載體坐標系與導航坐標系之間的方向余弦矩陣(;n;<formula>formulaseeoriginaldocumentpage7</formula>步驟11、由低成本無人飛行器的載體坐標系與導航坐標系之間的方向余弦矩陣csn測量出無人飛行器準確的初始姿態角。本發明還可以包括如下特征1、步驟7中所用到的系統狀態方程和量測方程如下<formula>formulaseeoriginaldocumentpage7</formula>選取系統的狀態變量為<formula>formulaseeoriginaldocumentpage7</formula>其中Sv為主慣導系統與子慣導系統之間的速度差值；小為主慣導系統與子慣導系統之間真實的安裝偏差角；cK為利用主、子慣導系統輸出，實際測量得到的主、子慣導系統之間的安裝偏差角；下角標x、y、z表示投影所在坐標系三個軸，此處分別為導航坐標系n系的東向軸、北向軸和天向軸；系統的狀態矩陣為<formula>formulaseeoriginaldocumentpage7</formula>其中4=0-(2ofesin丄+V'0其中Re為地球半徑，L為當地的諱度，量的速度；—一P—/■'，一ix/坊jz凡為地球自轉角速度；vx為主慣導系統測4-r一—/"'、'廣'乂//u'7卻乂/k一-0_—I0一-l0射力Ll為子慣導系統測量比力值；J1為利用無陀螺捷聯慣性導航系統上加速度計輸出比力;量信息解算出的角速度信息；系統的量測向量為Z=["xSVy]T系統的觀測矩陣為10000000010000002、無陀螺捷聯慣性導航系統的無陀螺捷聯慣性導航系統的三個坐標軸與低成本無人飛行器載體坐標系的三個坐標軸相重合。本發明提供了一種能快速測量低成本無人飛行器的初始姿態，從而提高低成本無人飛行器的快速反應能力，具有實用價值的無陀螺捷聯慣導系統初始姿態測量方法。本發明將低成本無人飛行器上的無陀螺捷聯慣性導航系統作為子慣導系統，低成本無人飛行器裝載機構上的捷聯慣性導航系統作為主慣導系統。利用主慣導輸出的速度參考信息進行濾波，估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差，再利用無陀螺捷聯慣性導航系統中的加速度計輸出信息對主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差進行匹配測量。本發明的技術具有以下優點利用低成本無人飛行器的裝載機構上捷聯慣導輸出的導航信息與加速度計輸出信息，在保證對準精度的情況下，在短時間內測量出無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態。保證了低成本無人飛行器的快速反應速度。對本發明的有益效果通過如下方法得以驗證高動態條件下，低成本無人飛行器上無陀螺捷聯慣導系統初始姿態測量試驗。在試驗中低成本無人飛行器的裝載機構設置為飛機。試驗條件包括(1)低成本無人飛行器的器件精度，即加速度計的隨機常值偏置為0.OOOlg。(2)飛機的飛行速率為150米/秒，并且繞方位軸作40秒為周期的正弦搖擺運動。(3)飛機與低成本無人飛行器載體坐標系之間的水平方向安裝偏差(K=小￥=0.28度，飛機與低成本無人飛行器載體坐標系之間的方位安裝偏差4Z=1度。試驗結果估測時間從開始到80秒，按照步驟7主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差4X、4y的濾波估測趨于穩定。估測時間從80秒到100秒應用平均濾波技術對于數據進行平滑處理，并按照步驟8測量出主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差4Z。主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差cK、小y的濾波估測效果如圖1、圖2所示。主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差的濾波估測效果如圖3所示。由圖可知本發明的測量值與理論設定值基本一致，同時估測速度快，可以保證低成本無人飛行器的快速反應的要求。(四)圖1為本發明的主慣導系統與子慣導系統之間的水平x方向安裝偏差cK的濾波估測曲線圖。圖2為本發明的主慣導系統與子慣導系統之間的水平y方向安裝偏差小y的濾波估測曲線圖。圖3為本發明的主慣導系統與子慣導系統之間的z方向方位安裝偏差cK的估測曲線圖。(五)具體實施例方式下面結合附圖舉例對本發明做更詳細地描述本實施方式中，將低成本無人飛行器上的無陀螺捷聯慣性導航系統作為子慣導系統，低成本無人飛行器裝載機構上的捷聯慣性導航系統作為主慣導系統。初始姿態快速測量的具體實施步驟如下步驟1、將低成本無人飛行器上的無陀螺捷聯慣性導航系統與高精度的低成本無人飛行器裝載機構上的捷聯慣性導航系統通過數據傳輸電纜相聯通，使子慣導與主慣導之間的導航信息數據傳輸通暢。步驟2、無陀螺捷聯慣性導航系統進行預熱，然后采集加速度計輸出的數據。預熱時間根據具體系統設定。步驟3、利用主慣導系統將初始速度參數和初始位置參數(包括初始的經度、緯度)裝訂至無陀螺捷聯慣性導航系統導航計算機中。步驟4、將主慣導系統輸出的姿態測量信息(包括縱搖角、橫搖角和航向角)通過數據傳輸電纜傳輸至無陀螺捷聯慣性導航系統，粗略測量出低成本無人飛行器的初始姿態，完成初始姿態的一次快速傳遞。步驟5、無陀螺捷聯慣性導航系統由步驟3(裝訂初始速度參數和初始位置參數)和步驟4(初始姿態的一次快速傳遞)得到的姿態初始值，利用無陀螺捷聯慣性導航系統上加速度計輸出測量低成本無人飛行器的比力信息，再由比力解算出低成本無人飛行器的角速度信息。步驟6、在子慣導系統中，利用低成本無人飛行器的比力信息與角速度信息進行導航遞推解算，測量出低成本無人飛行器的速度值；步驟7、將主慣導系統測量的速度與子慣導系統測量的速度作差，并將差值作為觀測向量，采用卡爾曼濾波技術估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差中。、中，；估測時間為120秒，其中前80秒為濾波估測穩定時間，由80秒到120秒應用平均濾波技術對于數據進行平滑處理；<formula>formulaseeoriginaldocumentpage10</formula><formula>formulaseeoriginaldocumentpage10</formula>其中戎(k)、萬，(尼)表示由80秒到120秒數據平滑過程中，第k個濾波估測時間點的濾波估測值；在80秒到120秒數據平滑過程中，共有N個濾波估測時間點，即k—l～N；步驟8、利用步驟7估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差中。、中，，以及子慣導系統測量比力值矗=1廠纛廠0∥乏l。，主慣導上系統測量比力值。硝=l，囂廠囂∥￡1測量出主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差中。；~z=arcsin(告警)其中參數k。，k。，k。，k4為k1=廠ih…xk2=。穰呦87，島=塑篙業一．r、sin審xflnlz一‰k4=—二蘭竺半COS驢、，!墊壘!墊壘堡牟cos~xC0s辦sin~ysin吮siIl丸髭．cos~~cos~~步驟9、利用步驟7估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差中。、中，，以及步驟8測量出主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差中，構造出安裝偏差方向余弦矩陣C。“；<formula>formulaseeoriginaldocumentpage10</formula>步驟10、利用步驟8構造的主慣導系統與子慣導系統之間的安裝偏差矩陣C。“，以及主慣導輸出的方向余弦矩陣C。“構造出低成本無人飛行器的載體坐標系與導航坐標系之間的方向余弦矩陣C。“；c=CilC1；步驟11、由低成本無人飛行器的載體坐標系與導航坐標系之間的方向余弦矩陣C。“測量出無人飛行器準確的初始姿態角。步驟7中所用到的系統狀態方程和量測方程如下』<formula>formulaseeoriginaldocumentpage10</formula>(J)(J)(J)(J)(J)]Tymvymzyxyvz」選取系統的狀態變量為X=[SvSv4)其中Sv為主慣導系統與子慣導系統之間的速度差值；小為主慣導系統與子慣導系統之間真實的安裝偏差角；cK為利用主、子慣導系統輸出，實際測量得到的主、子慣導系統之間的安裝偏差0096]0097]0098]0099]0100]0101]角；0102]下角標x、y、z表示投影所在坐標系三個軸，此處分別為導航坐標系n系的東向軸、北向軸和天向軸；0103]系統的狀態矩陣為—44_(J=o3x2—o3x2o3x3—0105]其中0106]4=o-(2fi紐sin丄+v'，11)凡00107]其中&為地球半徑，L為當地的緯度，t的速度；■,.，,,，/\，一IX—,妙tan丄為地球自轉角速度；Vx為主慣導系統測4=v''一_Xa>-f，/"'，-0一a=0.—0射為子慣導系統測量比力值；J1為利用無陀螺捷聯慣性導航系統上加速度計輸出比力；0112]0113]0114]0115]//量信息解算出的角速度信息；系統的量測向量為Z=["xSVy]T系統的觀測矩陣為10000000—010000000116]無陀螺捷聯慣性導航系統的安裝應保證無陀螺捷聯慣性導航系統的三個坐標軸與低成本無人飛行器載體坐標系的三個坐標軸相重合(通過安裝時的光學標校來保證)。因此測量無陀螺捷聯慣性導航系統的初始姿態就是測量低成本無人飛行器的初始姿態。1權利要求一種無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態快速測量方法，其特征是包括如下步驟步驟1、將低成本無人飛行器上的無陀螺捷聯慣性導航系統與高精度的低成本無人飛行器裝載機構上的捷聯慣性導航系統通過數據傳輸電纜相聯通；步驟2、無陀螺捷聯慣性導航系統進行預熱后，采集加速度計輸出的數據；步驟3、利用主慣導系統將初始速度參數和包括初始的經度、緯度的初始位置參數裝訂至無陀螺捷聯慣性導航系統導航計算機中；步驟4、將主慣導系統輸出的包括縱搖角、橫搖角和航向角的姿態測量信息通過數據傳輸電纜傳輸至無陀螺捷聯慣性導航系統，粗略測量出低成本無人飛行器的初始姿態，完成初始姿態的一次快速傳遞；步驟5、無陀螺捷聯慣性導航系統由步驟3和步驟4得到的姿態初始值，利用無陀螺捷聯慣性導航系統上加速度計輸出，測量低成本無人飛行器的比力信息，再由比力解算出低成本無人飛行器的角速度信息；步驟6、在子慣導系統中，利用低成本無人飛行器的比力信息與角速度信息進行導航遞推解算，測量出低成本無人飛行器的速度值；步驟7、將主慣導系統測量的速度與子慣導系統測量的速度作差，并將差值作為觀測向量，采用卡爾曼濾波技術估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差φx、φy；估測時間為120秒，其中前80秒為濾波估測穩定時間，由80秒到120秒應用平均濾波技術對于數據進行平滑處理；<mrow><msub><mi>φ</mi><mi>x</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mover><mi>φ</mi><mo>~</mo></mover><mi>x</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>+</mo><msub><mover><mi>φ</mi><mo>~</mo></mover><mi>x</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>k</mi><mo>)</mo></mrow><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>+</mo><msub><mover><mi>φ</mi><mo>~</mo></mover><mi>x</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>N</mi><mo>)</mo></mrow></mrow><mi>N</mi></mfrac></mrow><mrow><msub><mi>φ</mi><mi>y</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mover><mi>φ</mi><mo>~</mo></mover><mi>y</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>+</mo><msub><mover><mi>φ</mi><mo>~</mo></mover><mi>y</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>k</mi><mo>)</mo></mrow><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>.</mo><mo>+</mo><msub><mover><mi>φ</mi><mo>~</mo></mover><mi>y</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>N</mi><mo>)</mo></mrow></mrow><mi>N</mi></mfrac></mrow>其中表示由80秒到120秒數據平滑過程中，第k個濾波估測時間點的濾波估測值；在80秒到120秒數據平滑過程中，共有N個濾波估測時間點，即k＝1～N；步驟8、利用步驟7估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差φx、φy，以及子慣導系統測量比力值主慣導上系統測量比力值測量出主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差φz；<mrow><msub><mi>φ</mi><mi>z</mi></msub><mo>=</mo><mi>arcsin</mi><mrow><mo>(</mo><mfrac><mrow><msub><mi>k</mi><mn>1</mn></msub><msub><mi>k</mi><mn>4</mn></msub><mo>+</mo><msub><mi>k</mi><mn>3</mn></msub><msub><mi>k</mi><mn>2</mn></msub></mrow><mrow><msup><msub><mi>k</mi><mn>1</mn></msub><mn>2</mn></msup><mo>+</mo><msup><msub><mi>k</mi><mn>2</mn></msub><mn>2</mn></msup></mrow></mfrac><mo>)</mo></mrow></mrow>其中參數k1，k2，k3，k4為<mrow><msub><mi>k</mi><mn>1</mn></msub><mo>=</mo><msubsup><mi>f</mi><mi>ibx</mi><mi>m</mi></msubsup></mrow><mrow><msub><mi>k</mi><mn>2</mn></msub><mo>=</mo><msubsup><mi>f</mi><mi>iby</mi><mi>m</mi></msubsup></mrow><mrow><msub><mi>k</mi><mn>3</mn></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msubsup><mi>f</mi><mi>ibx</mi><mi>s</mi></msubsup><mo>+</mo><mi>sin</mi><msub><mi>φ</mi><mi>y</mi></msub><msub><mrow><mi>cos</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>y</mi></msub><msubsup><mi>f</mi><mi>ibz</mi><mi>m</mi></msubsup></mrow><msub><mrow><mi>cos</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>y</mi></msub></mfrac><mo>-</mo><mfrac><mrow><msub><mrow><mi>sin</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>y</mi></msub><msub><mrow><mi>sin</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>x</mi></msub><msubsup><mi>f</mi><mi>iby</mi><mi>s</mi></msubsup></mrow><mrow><msub><mrow><mi>cos</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>x</mi></msub><msub><mrow><mi>cos</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>y</mi></msub></mrow></mfrac><mo>+</mo><mfrac><mrow><msub><mrow><mi>sin</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>y</mi></msub><msub><mrow><mi>sin</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>x</mi></msub><msub><mrow><mi>sin</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>x</mi></msub><msubsup><mi>f</mi><mi>ibz</mi><mi>m</mi></msubsup></mrow><mrow><msub><mrow><mi>cos</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>x</mi></msub><mi>cos</mi><msub><mi>φ</mi><mi>y</mi></msub></mrow></mfrac><mo>;</mo></mrow><mrow><msub><mi>k</mi><mn>4</mn></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mrow><mi>sin</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>x</mi></msub><msubsup><mi>f</mi><mi>ibz</mi><mi>m</mi></msubsup><mo>-</mo><msubsup><mi>f</mi><mi>iby</mi><mi>s</mi></msubsup></mrow><msub><mrow><mi>cos</mi><mi>φ</mi></mrow><mi>x</mi></msub></mfrac></mrow>步驟9、利用步驟7估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差φx、φy，以及步驟8測量出主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差φz構造出安裝偏差方向余弦矩陣Csm；<mrow><msubsup><mi>C</mi><mi>s</mi><mi>m</mi></msubsup><mo>=</mo><mfencedopen='('close=')'><mtable><mtr><mtd><mn>1</mn></mtd><mtd><msub><mi>φ</mi><mi>z</mi></msub></mtd><mtd><mo>-</mo><msub><mi>φ</mi><mi>y</mi></msub></mtd></mtr><mtr><mtd><msub><mrow><mo>-</mo><mi>φ</mi></mrow><mi>z</mi></msub></mtd><mtd><mn>1</mn></mtd><mtd><msub><mi>φ</mi><mi>x</mi></msub></mtd></mtr><mtr><mtd><msub><mi>φ</mi><mi>y</mi></msub></mtd><mtd><mo>-</mo><msub><mi>φ</mi><mi>x</mi></msub></mtd><mtd><mn>1</mn></mtd></mtr></mtable></mfenced><mo>;</mo></mrow>步驟10、利用步驟8構造的主慣導系統與子慣導系統之間的安裝偏差矩陣Csm，以及主慣導輸出的方向余弦矩陣Cmn構造出低成本無人飛行器的載體坐標系與導航坐標系之間的方向余弦矩陣Csn；<mrow><msubsup><mi>C</mi><mi>s</mi><mi>n</mi></msubsup><mo>=</mo><msubsup><mi>C</mi><mi>m</mi><mi>n</mi></msubsup><msubsup><mi>C</mi><mi>s</mi><mi>m</mi></msubsup><mo>;</mo></mrow>步驟11、由低成本無人飛行器的載體坐標系與導航坐標系之間的方向余弦矩陣Csn測量出無人飛行器的初始姿態角。2.根據權利要求i所述的無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態快速測量方法，其特征是步驟7中所用到的系統狀態方程和量測方程如下i^股選取系統的狀態變量為<formula>formulaseeoriginaldocumentpage3</formula>其中Sv為主慣導系統與子慣導系統之間的速度差值；小為主慣導系統與子慣導系統之間真實的安裝偏差角；小m為利用主、子慣導系統輸出，實際測量得到的主、子慣導系統之間的安裝偏差角；下角標x、y、z表示投影所在坐標系三個軸，此處分別為導航坐標系n系的東向軸、北向軸和天向軸；系統的狀態矩陣為<formula>formulaseeoriginaldocumentpage3</formula>其中&為地球半徑，L為當地的緯度，為地球自轉角速度；vx為主慣導系統測量的速度；<formula>formulaseeoriginaldocumentpage3</formula>其中/:./;,;:，丁為子慣導系統測量比力值；<formula>formulaseeoriginaldocumentpage4</formula>其中"ib二["ibx"iby"信息解算出的角速度信息；系統的量測向量為Z=["xSVy]T系統的觀測矩陣為一l0000000100000Z]T為利用無陀螺捷聯慣性導航系統上加速度計輸出比力3.根據權利要求1或2所述的無陀螺捷聯慣導系統的初始姿態快速測量方法，其特征是無陀螺捷聯慣性導航系統的三個坐標軸與無人飛行器載體坐標系的三個坐標軸相重合。全文摘要本發明提供的是一種無陀螺捷聯慣導系統初始姿態快速測量方法。將低成本無人飛行器上的無陀螺捷聯慣性導航系統作為子慣導系統，低成本無人飛行器裝載機構上的捷聯慣性導航系統作為主慣導系統。利用主慣導輸出的速度參考信息進行濾波，估測出主慣導系統與子慣導系統之間的水平方向安裝偏差，再利用無陀螺捷聯慣性導航系統中的加速度計輸出信息對主慣導系統與子慣導系統之間的方位安裝偏差進行匹配測量。本發明能快速測量低成本無人飛行器的初始姿態，從而提高低成本無人飛行器的快速反應能力，具有實用價值，本發明適用于低成本無人飛行器配備的中高精度無陀螺捷聯慣導系統。文檔編號G01C21/16GK101694389SQ20091007307公開日2010年4月14日申請日期2009年10月20日優先權日2009年10月20日發明者于飛,周廣濤,奔粵陽,孫楓,李倩,高偉申請人:哈爾濱工程大學;