一种机载惯导的高精度对准方法

技术领域

本发明属于机载或弹载惯性导航系统技术领域，涉及一种高精度对准方法，尤其是一种机载惯导的高精度对准方法。

背景技术

由于机载、弹载等高机动环境对捷联惯导小型化、低功耗等要求，在此环境下装备的捷联惯导往往由低精度小型化的陀螺和加速度计组成，因此其初始对准在没有主惯导辅助对准的条件下，对准精度较差满足不了高精度测绘、军事等领域对姿态测量的要求。

经检索，未发现与本发明相同或相似的现有技术的专利文献。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术基于经验而理论支撑体系不足，提出一种机载惯导的高精度对准方法，能够实现高精度对准，不需要高精度主惯导或高精度卫导RTK信息的辅助，初始对准精度相比传统晃动、静态初始对准环境提高了一个数量级。

本发明解决其现实问题是采取以下技术方案实现的：

一种机载惯导的高精度对准方法，包括以下步骤：

步骤1、根据用户选择的初始对准场景进行粗对准方式选择；

步骤2、根据步骤1所选择的粗对准方式进行惯导粗对准；

步骤3、在步骤2惯导完成粗对准后，得到粗略的初始姿态角和方位余弦矩阵，然后进行精对准；与此同时，飞机按照设置的机动方式进行飞行机动，若步骤1选择地面对准，则只需要飞机开始地面正常滑翔起飞即可，不需要专门机动；

步骤4、飞机机动完毕同时，惯导采用卡尔曼滤波算法完成精对准过程，利用卡尔曼滤波估计的姿态角误差来修正捷联惯导自身的导航解算姿态角，精对准完成后惯导转入导航状态，输出修正后的姿态、速度信息，进而完成初始对准过程。

而且，所述步骤1的具体方法为：

若选择地面对准，则转为凝固坐标系粗对准算法进行惯导粗对准；若选择空中对准，则由北斗航迹角信息输入，进行卫导航迹角粗对准；

而且，所述步骤2的具体方法为：

(1)若选择地面对准，则转为凝固坐标系粗对准算法进行惯导动态粗对准：

先将方位余弦阵分解为：

a)求

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b)求

记

当k＝0时，即粗对准开始时刻

k＝0,1,2,...时，利用四元数更新算法计算t

式中：

令：

式中：

Δθ＝[Δθ

归一化处理

得到更新后的姿态四元数

最后，

c)求

粗对准开始时刻，即k＝0时，

k＝0,1,2,...时，

式中：

取t

将以上

(2)若选择空中对准，则由北斗航迹角信息输入，进行卫导航迹角粗对准：将经过同步后卫导航迹角传递给惯导的角度定义为H,初始化水平姿态角为零，则得到初始姿态角为：

att0＝[0 0H]

再经过姿态角转方位余弦阵公式得到粗对准的方位余弦矩阵:

而且，所述步骤4的具体方法为：

选取精对准中的卡尔曼滤波算法状态量的如下：

选择的状态变量包括姿态角

系统观测方程的通式为

其中，H为系统观测矩阵，

本系统以卫导的位置作为外观测信息，观测量的量测方程见式

式中：

H

V——观测量噪声矢量。

式中，下标Ins表示惯导系统解算输出的纬度、经度和高度信息，下标r表示卫导输出的纬度、经度和高度信息。H

此时卡尔曼滤波器的状态方程为：

其中F、G状态转移矩阵和噪声矩阵采用惯导算法通用的数学模型。

本发明的优点和有益效果：

本发明提出一种机载惯导的高精度对准方法，利用实际机载环境下高机动的特殊应用环境，设计了在单点卫星导航信息辅助条件下，利用载体机动条件进行初始对准方案，针对机载惯导的使用条件设计了多种机动方案来完成初始对准，不同于传统捷联惯导初始对准精度受制于等效东向陀螺漂移的制约，本发明中机载惯导通过机动激励过程仅依靠卫星导航单点定位方式可以实现高精度对准，不需要高精度主惯导或高精度卫导RTK信息的辅助，初始对准精度相比传统晃动、静态初始对准环境提高了一个数量级。

附图说明

图1为本发明的机载惯导高精度精对准流程图；

图2为本发明的粗对准流程图；

图3为本发明的机载惯导高精度初始对准流程图；

图4为本发明的对准误差曲线图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明实施例作进一步详述：

一种机载惯导的高精度对准方法，如图1所示，包括以下步骤：

步骤1、根据用户选择的初始对准场景进行粗对准方式选择；

所述步骤1的具体方法为：

若选择地面对准，则转为凝固坐标系粗对准算法进行惯导粗对准；若选择空中对准，则由北斗航迹角信息输入，进行卫导航迹角粗对准；

步骤2、根据步骤1所选择的粗对准方式进行惯导粗对准；

在本实施例中，根据IMU输出的陀螺加速度信息进行粗对准或进行初始航向角传递过程，其中在利用卫导航迹角或位置、速度信息时，需要进行惯导和卫导信息同步补偿，同步补偿采用软件和硬件相结合的方式，由于该同步算法属于导航领域常用手段，本发明在此不再赘述；

如图3所示，所述步骤2的具体方法为：

(1)若选择地面对准，则转为凝固坐标系粗对准算法进行惯导动态粗对准：

先将方位余弦阵分解为

d)求

e)求

记

当k＝0时，即粗对准开始时刻

k＝0,1,2,...时，利用四元数更新算法计算t

式中：

令：

式中：

Δθ＝[Δθ

归一化处理

得到更新后的姿态四元数

最后，

f)求

粗对准开始时刻，即k＝0时，

k＝0,1,2,...时，

式中：

取t

将以上

(2)若选择空中对准，则由北斗航迹角信息输入，进行卫导航迹角粗对准：将经过同步后卫导航迹角传递给惯导的角度定义为H,初始化水平姿态角为零，则可以得到初始姿态角为：

att0＝[0 0H]

再经过姿态角转方位余弦阵公式得到粗对准的方位余弦矩阵:

步骤3、在步骤2惯导完成粗对准后，得到粗略的初始姿态角和方位余弦矩阵，然后进行精对准；与此同时，飞机按照设置的机动方式进行飞行机动，若步骤1选择地面对准，则只需要飞机开始地面正常滑翔起飞即可，不需要专门机动；

所述步骤3的飞机按照设置的机动方式进行飞行机动过程如表1所示：

表1对准期间飞机机动要求

飞机根据表1所列的机动可以任选一种机动方式或者多种机动方式相组合来完成精对准过程中对机动的要求。

步骤4、飞机机动完毕同时，惯导采用卡尔曼滤波算法完成精对准过程，利用卡尔曼滤波估计的姿态角误差来修正捷联惯导自身的导航解算姿态角，精对准完成后惯导转入导航状态，输出修正后的姿态、速度信息，进而完成初始对准过程；

所述步骤4的具体方法为：

选取精对准中的卡尔曼滤波算法状态量的如下：

选择的状态变量包括姿态角

系统观测方程的通式为

其中，H为系统观测矩阵，

本系统以卫导的位置作为外观测信息，观测量的量测方程见式

式中：

H

V——观测量噪声矢量。

式中，下标Ins表示惯导系统解算输出的纬度、经度和高度信息，下标r表示卫导输出的纬度、经度和高度信息。H

此时卡尔曼滤波器的状态方程为：

其中F、G状态转移矩阵和噪声矩阵采用惯导算法通用的数学模型。

本发明中卡尔曼滤波算法属于惯性导航领域通用计算方式，这里不再赘述。

本发明的工作原理是：

如图3所示，惯导设备同卫导接收机同时安装在飞机上，两者之间固联，卫导接收机与惯导之间的杆臂事先得到测量。在飞机开始准备前30s装入初始位置信息启动初始对准，然后飞机按照既定的程序进行起飞过程，在航行过程中完成初始对准或者飞机在飞行过程中，启动惯导并开始初始对准，同时飞机按照本发明所要求的机动进行飞行机动，机动完毕后即完成初始对准过程。

在本实施例中，经仿真验证，以机载捷联惯导航向角误差来判断本发明的有效性，如图4所示，在60s粗对准阶段，捷联惯导航向角误差达到6′，后一阶段精对准采取飞机机动方式同时采用卡尔曼滤波器算法后，捷联惯导航向角在100s之内收敛到小于1′，即采用本发明对准方法能够快速和较高精度的完成对准过程。

需要强调的是，本发明所述实施例是说明性的，而不是限定性的，因此本发明包括并不限于具体实施方式中所述实施例，凡是由本领域技术人员根据本发明的技术方案得出的其他实施方式，同样属于本发明保护的范围。