專利名稱：一種基于比力觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于比カ觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域。
(ニ)
背景技術(shù)：
捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的靜基座對準(zhǔn)是保證系統(tǒng)工作精度的前提。靜基座對準(zhǔn)通?？梢圆捎媒馕鍪綄?zhǔn)方法、羅經(jīng)回路對準(zhǔn)方法、方位估算方法、兩位置卡爾曼濾波對準(zhǔn)法等。兩位置卡爾曼濾波對準(zhǔn)方法雖然能得到水平方向加速度計的零位誤差，但天向加速度計的零位誤差和標(biāo)度誤差難以分離精確。如果出現(xiàn)零位誤差和標(biāo)度誤差極性相反的情況，有可能引入更大的誤差。針對上述問題，并且為了進一歩提高慣性導(dǎo)航的精度，可利用載體在真空段飛行過程中的特殊環(huán)境通常無推力，同時由于空氣密度非常小，空氣動カ也可以忽略。此時載體僅受地球重力作用，如果慣導(dǎo)安裝在載體的質(zhì)心，加速度表敏感的信息即比カ應(yīng)為零。因此，可以利用載體真空段飛行時加速度表的輸出信息修正慣組誤差系數(shù)，這種方法一般稱為真空修正技術(shù)。通常采用的真空修正方法直接利用加速度表的輸出信息對加速度計零位誤差和標(biāo)度誤差進行修正，從而達到提高慣性導(dǎo)航精度的目的。楊濤，王明海，曹銳在《弾道導(dǎo)彈加表逐次通電誤差分析和修正》一文中提出了利用真空修正技術(shù)對加速度計零位誤差和標(biāo)度誤差進行分離和補償?shù)募寄?。該文在分析加速度計誤差傳播模型基礎(chǔ)上，利用導(dǎo)彈在真空段飛行過程中的特點，對加速度計零位誤差和標(biāo)度誤差進行分離和補償。由于加速度計誤差在很大程度上決定了導(dǎo)彈的落點誤差，對加速度計標(biāo)定系數(shù)進行誤差分離和補償可以有效提高導(dǎo)航精度。此方案通過仿真計算表明，這種方法可以有效提高導(dǎo)彈的落點精度。(戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技木，2010 (6) :72 74)但該方法只對加速度計零位誤差和標(biāo)度誤差進行分離和補償，無法同時對系統(tǒng)姿態(tài)誤差進行校正，精度提聞有限。在實際工程應(yīng)用中，如果能夠通過建立合理的觀測模型，應(yīng)用真空段加速度的輸出信息進ー步修正系統(tǒng)的姿態(tài)等誤差，對于提高捷聯(lián)慣導(dǎo)的實際導(dǎo)航性能將具有非常重要的應(yīng)用價值。
發(fā)明內(nèi)容
I、目的本發(fā)明的目的在于提供一種基于比カ觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，它充分利用真空段加速度表的信息，在分離器件誤差的基礎(chǔ)上，實現(xiàn)捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)誤差的濾波修正，提高捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的實際導(dǎo)航性能。2、技術(shù)方案本發(fā)明提供一種基于比カ觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，該方法具體步驟如下步驟I、通過外部設(shè)備(例如GPS接收機)可確定載體的初始位置參數(shù)(包括初始的經(jīng)度、緯度)并將其裝訂至導(dǎo)航計算機。、
步驟2、捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進行預(yù)熱，然后采集陀螺儀和加速度計的輸出數(shù)據(jù)。步驟3、對采集到的陀螺儀和加速度計的輸出數(shù)據(jù)進行處理，根據(jù)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差傳播特性和古典控制理論，采用ニ階調(diào)平法和方位估算法來完成系統(tǒng)的粗對準(zhǔn)，初歩確定載體的姿態(tài)。粗對準(zhǔn)時間不少于30秒。
步驟4、粗對準(zhǔn)結(jié)束后進入精對準(zhǔn)階段。保持載體在水平位置上靜止不動，作零速修正，對準(zhǔn)時間不少于250秒。此時慣組初始俯仰角和滾轉(zhuǎn)角分別為0度和-45度，航向角 為45度(實例)。對準(zhǔn)過程包括建立精對準(zhǔn)過程零速修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計。步驟5、載體從水平位置繞俯仰軸在水平面的投影旋轉(zhuǎn)至豎直位置，轉(zhuǎn)動時間、角度根據(jù)具體情況確定。這里繞俯仰軸在水平面的投影旋轉(zhuǎn)角度設(shè)為90度，轉(zhuǎn)速為I度/秒(實例)。步驟6、保持載體在第二個豎直位置上靜止不動，作零速修正和航向修正，對準(zhǔn)時間不少于250秒。對準(zhǔn)過程中包括建立精對準(zhǔn)過程零速修正和航向修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計。步驟7、兩位置對準(zhǔn)結(jié)束后立即進入飛行過程。飛行軌跡經(jīng)歷主動段大過載、中段前期，期間當(dāng)導(dǎo)航解算高度大于85km吋，視為載體已進入真空段，這時可利用觀測到的加速度計信息進行基于卡爾曼濾波的真空修正。真空修正過程包括建立真空修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計。步驟8、慣組進入中段后期，當(dāng)導(dǎo)航解算高度低于85km時，視為載體已出真空段，這時無真空濾波修正，但可延續(xù)前期基于真空修正的結(jié)果繼續(xù)對器件誤差進行修正。其中，步驟4中所述的“對準(zhǔn)過程包括建立精對準(zhǔn)過程零速修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計”，其具體實現(xiàn)過程如下I)導(dǎo)航坐標(biāo)系取為游動自由方位坐標(biāo)系，建立步驟4中用到的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量
測方程如下
權(quán)利要求
1.一種基于比カ觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，其特征在于該方法具體步驟如下 步驟I、通過外部設(shè)備確定載體的初始位置參數(shù)并將其裝訂至導(dǎo)航計算機； 步驟2、捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進行預(yù)熱，然后采集陀螺儀和加速度計的輸出數(shù)據(jù)； 步驟3、對采集到的陀螺儀和加速度計的輸出數(shù)據(jù)進行處理，根據(jù)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差傳播特性和古典控制理論，采用ニ階調(diào)平法和方位估算法來完成系統(tǒng)的粗對準(zhǔn)，初步確定載體的姿態(tài)，粗對準(zhǔn)時間不少于30秒； 步驟4、粗對準(zhǔn)結(jié)束后進入精對準(zhǔn)階段，保持載體在水平位置上靜止不動，作零速修正，對準(zhǔn)時間不少于250秒；此時慣組初始俯仰角和滾轉(zhuǎn)角分別為0度和-45度，航向角為45度，對準(zhǔn)過程包括建立精對準(zhǔn)過程零速修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計； 步驟5、載體從水平位置繞俯仰軸在水平面的投影旋轉(zhuǎn)至豎直位置，轉(zhuǎn)動時間、角度根據(jù)具體情況確定； 步驟6、保持載體在第二個豎直位置上靜止不動，作零速修正和航向修正，對準(zhǔn)時間不少于250秒；對準(zhǔn)過程中包括建立精對準(zhǔn)過程零速修正和航向修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計； 步驟7、兩位置對準(zhǔn)結(jié)束后立即進入飛行過程；飛行軌跡經(jīng)歷主動段大過載、中段前期，期間當(dāng)導(dǎo)航解算高度大于85km吋，視為載體已進入真空段，這時利用觀測到的加速度計信息進行基于卡爾曼濾波的真空修正；真空修正過程包括建立真空修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計； 步驟8、慣組進入中段后期，當(dāng)導(dǎo)航解算高度低于85km時，視為載體已出真空段，這時無真空濾波修正，但延續(xù)前期基于真空修正的結(jié)果繼續(xù)對器件誤差進行修正。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的ー種基于比カ觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，其特征在于步驟4中所述的“對準(zhǔn)過程包括建立精對準(zhǔn)過程零速修正的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程，以及卡爾曼濾波狀態(tài)估計”，其具體實現(xiàn)過程如下 I)導(dǎo)航坐標(biāo)系取為游動自由方位坐標(biāo)系，建立步驟4中用到的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程如下
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的ー種基于比カ觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，其特征在于 步驟6用到的系統(tǒng)狀態(tài)方程和零速修正量測方程同步驟4 ;其次使用的是光學(xué)瞄準(zhǔn)提供的航向信息，航向修正的量測模型為Z2(t) = H2X(t) + na(t) = [o1X8| 11Oixi3]X(t) +n2(t) ⑵ 式中，n2為航向量測噪聲矢量。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的ー種基于比カ觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，其特征在于 步驟7中用到的系統(tǒng)狀態(tài)方程同步驟4 ;使用三軸向加速度計輸出比力信息作為真空修正觀測量，真空修正量測模型為
全文摘要
一種基于比力觀測的捷聯(lián)慣導(dǎo)真空濾波修正方法，它有八大步驟一、確定載體的初始位置參數(shù)；二、采集捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的輸出數(shù)據(jù)；三、對采集到的輸出數(shù)據(jù)進行處理，完成慣導(dǎo)系統(tǒng)的粗對準(zhǔn)；四、粗對準(zhǔn)結(jié)束后進入精對準(zhǔn)階段；五、載體從水平位置繞俯仰軸在水平面的投影旋轉(zhuǎn)至豎直位置，轉(zhuǎn)動時間、角度視情況而定；六、保持載體在第二個豎直位置上靜止不動，作零速修正和航向修正；七、兩位置對準(zhǔn)結(jié)束后立即進入飛行過程，當(dāng)導(dǎo)航解算高度大于85km，利用加速度計信息進行卡爾曼濾波的真空修正；八、慣組進入中段后期，當(dāng)導(dǎo)航解算高度低于85km，視載體已出真空段，這時無真空濾波修正，但可延續(xù)前期結(jié)果繼續(xù)對器件誤差進行修正。它在慣導(dǎo)領(lǐng)域里有實用價值。
文檔編號G01C21/20GK102645223SQ20121012868
公開日2012年8月22日 申請日期2012年4月27日 優(yōu)先權(quán)日2012年4月27日
發(fā)明者張春熹, 李保國, 李婕, 蘆佳振 申請人:北京航空航天大學(xué)