无陀螺捷联惯导系统的初始姿态快速测量方法

摘要

本发明提供的是一种无陀螺捷联惯导系统初始姿态快速测量方法。将低成本无人飞行器上的无陀螺捷联惯性导航系统作为子惯导系统，低成本无人飞行器装载机构上的捷联惯性导航系统作为主惯导系统。利用主惯导输出的速度参考信息进行滤波，估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差，再利用无陀螺捷联惯性导航系统中的加速度计输出信息对主惯导系统与子惯导系统之间的方位安装偏差进行匹配测量。本发明能快速测量低成本无人飞行器的初始姿态，从而提高低成本无人飞行器的快速反应能力，具有实用价值，本发明适用于低成本无人飞行器配备的中高精度无陀螺捷联惯导系统。

主权项

1.一种无陀螺捷联惯导系统的初始姿态快速测量方法，其特征是包括如下步骤：步骤1、将低成本无人飞行器上的无陀螺捷联惯性导航系统与高精度的低成本无人飞行器装载机构上的捷联惯性导航系统通过数据传输电缆相联通；步骤2、无陀螺捷联惯性导航系统进行预热后，采集加速度计输出的数据；步骤3、利用主惯导系统将初始速度参数和包括初始的经度、纬度的初始位置参数装订至无陀螺捷联惯性导航系统导航计算机中；步骤4、将主惯导系统输出的包括纵摇角、横摇角和航向角的姿态测量信息通过数据传输电缆传输至无陀螺捷联惯性导航系统，粗略测量出低成本无人飞行器的初始姿态，完成初始姿态的一次快速传递；步骤5、无陀螺捷联惯性导航系统由步骤3和步骤4得到的姿态初始值，利用无陀螺捷联惯性导航系统上加速度计输出，测量低成本无人飞行器的比力信息，再由比力解算出低成本无人飞行器的角速度信息；步骤6、在子惯导系统中，利用低成本无人飞行器的比力信息与角速度信息进行导航递推解算，测量出低成本无人飞行器的速度值；步骤7、将主惯导系统测量的速度与子惯导系统测量的速度作差，并将差值作为观测向量，采用卡尔曼滤波技术估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差φ_x、φ_y；估测时间为120秒，其中前80秒为滤波估测稳定时间，由80秒到120秒应用平均滤波技术对于数据进行平滑处理；${\phi }_x=\frac{{\tilde{\phi }}_x\left(1\right)......+{\tilde{\phi }}_x\left(k\right)......+{\tilde{\phi }}_x\left(N\right)}{N}$${\phi }_y=\frac{{\tilde{\phi }}_y\left(1\right)......+{\tilde{\phi }}_y\left(k\right)......+{\tilde{\phi }}_y\left(N\right)}{N}$其中表示由80秒到120秒数据平滑过程中，第k个滤波估测时间点的滤波估测值；在80秒到120秒数据平滑过程中，共有N个滤波估测时间点，即k＝1～N；步骤8、利用步骤7估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差φ_x、φ_y，以及子惯导系统测量比力值主惯导上系统测量比力值测量出主惯导系统与子惯导系统之间的方位安装偏差φ_z；${\phi }_z=\arcsin \left(\frac{k_1{k}_4+k_3{k}_2}{{k_1}^2+{k_2}^2}\right)$其中参数k₁，k₂，k₃，k₄为$k_1=f_{\mathrm{ibx}}^m$$k_2=f_{\mathrm{iby}}^m$$k_3=\frac{f_{\mathrm{ibx}}^s+\sin {\phi }_y{\cos \phi }_y{f}_{\mathrm{ibz}}^m}{{\cos \phi }_y}-\frac{{\sin \phi }_y{\sin \phi }_x{f}_{\mathrm{iby}}^s}{{\cos \phi }_x{\cos \phi }_y}+\frac{{\sin \phi }_y{\sin \phi }_x{\sin \phi }_x{f}_{\mathrm{ibz}}^m}{{\cos \phi }_x\cos {\phi }_y};$$k_4=\frac{{\sin \phi }_x{f}_{\mathrm{ibz}}^m-f_{\mathrm{iby}}^s}{{\cos \phi }_x}$步骤9、利用步骤7估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差φ_x、φ_y，以及步骤8测量出主惯导系统与子惯导系统之间的方位安装偏差φ_z构造出安装偏差方向余弦矩阵C_s^m；$C_s^m=\left(\begin{array}{ccc}1& {\phi }_z& -{\phi }_y\\ {-\phi }_z& 1& {\phi }_x\\ {\phi }_y& -{\phi }_x& 1\end{array}\right);$步骤10、利用步骤8构造的主惯导系统与子惯导系统之间的安装偏差矩阵C_s^m，以及主惯导输出的方向余弦矩阵C_mⁿ构造出低成本无人飞行器的载体坐标系与导航坐标系之间的方向余弦矩阵C_sⁿ；$C_s^n=C_m^n{C}_s^m;$步骤11、由低成本无人飞行器的载体坐标系与导航坐标系之间的方向余弦矩阵C_sⁿ测量出无人飞行器的初始姿态角。