捷联惯导系统机上安装偏角的自动标定及补偿方法

摘要

本发明属于惯性导航技术，涉及捷联惯导系统在机上安装偏角的自动标定及补偿设计方法。本发明设计的捷联惯导系统机上安装偏差自动标定、补偿方法，仅需要在捷联惯导系统托架首次安装在飞机上后，做一次正常罗经对准并转导航，将捷联惯导系统输出的姿态、航向与基准姿态、航向进行比较，自动标定出捷联惯导系统托架坐标系与飞机机体系的安装偏角，并将其保存在捷联惯导系统存储单元内。通过在捷联惯导系统软件内设计安装偏角补偿算法，在捷联系统正常工作过程中，精确补偿上述安装偏角，满足飞机对捷联惯导系统姿态、航向及其它导航参数的输出显示及控制要求。

主权项

1.捷联惯导系统在机上安装偏角的自动标定及补偿方法，其特征是：1)当在飞机上重新安装捷联惯导系统托架时，对捷联惯导系统的安装偏角进行自动标定；2)在捷联系统正常工作过程中，利用系统软件精确补偿上述安装偏角；安装偏角自动标定的步骤是：(a)将捷联惯导系统托架安装在飞机上；(b)将捷联惯导系统安装在托架上；(c)将飞机调平；(d)捷联惯导系统通电，完成正常罗经对准后转导航，并记录刚转导航后惯导系统输出的姿态、航向角；(e)测量飞机纵轴与惯导托架纵轴的航向安装误差角，并记录该航向安装误差角；安装偏角自动补偿的步骤是：(a)捷联惯导系统在通电工作时，首先调取标定步骤中得到的姿态、航向安装误差角；(b)捷联惯导系统完成对准转入导航状态后，通过系统内部的补偿公式，对姿态、航向安装误差角进行补偿。其补偿计算步骤为：●计算机体坐标系到导航坐标系的转换矩阵C′$C^{\prime }=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]\times \left[\begin{array}{ccc}{D}_{11}& D_{12}& D_{13}\\ D_{21}& D_{22}& D_{23}\\ D_{31}& D_{32}& D_{33}\end{array}\right]$其中：$C=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]$为托架坐标系到导航坐标系的转换矩阵；C₁₁＝cos(γ)·cos(ψ)+sin(γ)·sin(θ)·sin(ψ)；C₁₂＝cos(θ)·sin(ψ)；C₁₃＝sin(γ)·cos(ψ)-cos(γ)·sin(θ)·sin(ψ)；C₂₁＝-cos(γ)·sin(ψ)+sin(γ)·sin(θ)·cos(ψ)；C₂₂＝cos(θ)·cos(ψ)；C₂₃＝-sin(γ)·sin(ψ)-cos(γ)·sin(θ)·cos(ψ)；C₃₁＝-cosθ·sinγ；C₃₂＝sinθ；C₃₃＝cosθ·cosγ；D₁₁＝cos(δψ)·cos(δγ)+sin(δψ)·sin(δθ)·sin(δγ)；D₁₂＝-sin(δψ)·cos(δγ)+cos(δψ)·sin(δθ)·sin(δγ)；D₁₃＝-cos(δθ)·sin(δγ)；D₂₁＝sin(δψ)·cos(δθ)；D₂₂＝cos(δψ)·cos(δθ)；D₂₃＝sin(δθ)；D₃₁＝cos(δψ)·sin(δγ)-sin(δψ)·sin(δθ)·cos(δγ)；D₃₂＝-sin(δψ)·sin(δγ)-cos(δψ)·sin(δθ)·cos(δγ)；D₃₃＝cos(δθ)·cos(δγ)；θ、γ、ψ分别为补偿安装偏角之前惯导系统计算的俯仰、横滚、航向角；δθ、δγ、δψ分别为惯导系统托架坐标系相对机体坐标系的俯仰、横滚、航向安装偏角；●利用C′计算补偿安装偏角之后的俯仰θ′、横滚γ′、航向角ψ′θ′＝sin^-1(C′₃₂)γ′_主值＝tg^-1(-C′₃₁/C′₃₃)γ′的取值由表1确定。表1 γ′确定方法其中：E₁＝1.7×10^-6为判定横滚角是否为0.5π或-0.5π的门限值，ψ′计算公式如下：ψ′_主值＝tg^-1(C′₁₂/C′₂₂)，ψ取值由表2确定表2 ψ确定方法其中：E₂＝5×10^-6为判定航向角是否为0.5π或1.5π的门限值。