CN102426020A - 一种航姿***的地球自转误差补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于导航技术领域，涉及一种提高飞机航姿***精度的航姿***的地球自转误差补偿方法。本发明预先将飞机预期航线中心的纬度值存储在外部补偿器中；航姿***上电时读取该中心纬度值，并根据该纬度值计算预期航线范围内的地球自转角速率分量，从而有效消除航姿***的陀螺输出中包含的地球自转角速率分量，并提高***精度。该发明不增加硬件投入，不增加机组工作负荷，使用灵活，效果显著。

Description

一种航姿***的地球自转误差补偿方法

技术领域

本发明属于导航技术领域，涉及一种提高飞机航姿***精度的航姿***的地球自转误差补偿方法。

背景技术

机载航姿***通过测量载体的角速率和线加速度来确定飞机的姿态及航向角。航姿***内的陀螺测量的角速率输入是载体相对于惯性空间的转动角速率，其中包括载体相对于地球表面转动角速率和地球相对于太阳自转的角速率两部分。对于航向姿态的积分解算，地球自转角速率是一种误差源，将直接影响航向和姿态精度。

在稳态飞行条件下，***尚可通过加速度计输出和磁航向信息，修正航向姿态误差，但因地球自转角速率误差量较大，影响修正效果。在机动飞行条件下，加速度计输出和磁航向信息不可用，航向姿态随地球自转角速率而漂移。

地球自转角速率的北向、天向分量由当地纬度决定。如欲补偿该部分误差，必须获知当地纬度值。航姿***通常不设计输入即时位置的接口，也不要求机组输入即时位置，因而无法根据纬度补偿地球自转误差。

发明内容

本发明的目的是提出一种根据纬度补偿地球自转误差的航姿***的地球自转误差补偿方法。本发明的技术解决方案是：将飞机预期飞行范围中心位置的纬度值预先存储于外部补偿器中，外部补偿器与航姿***中的航向姿态部件内的计算机通过串行总线连接；实时补偿方法包括以下步骤：

1)飞机上电后，航向姿态部件内的计算机通过串行总线，从外部补偿器读取飞机预期飞行范围中心位置的纬度值

2)航向姿态部件内的计算机计算预期飞行范围中心位置的地球自转角速率北向分量、天向分量：

其中ω_ie为地球自转角速率，ω_northc为中心纬度处地球自转角速率北向分量，ω_upc为中心纬度处地球自转角速率天向分量；

3)将上述的北向分量、天向分量转换到飞机机体系，得到待补偿值：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upc}}\end{array}\right]$

其中的

为从导航系到飞机机体系的3×3阶坐标转换矩阵，由飞机的航向、俯仰、横滚角唯一确定；ω_xc、ω_yc、ω_zc为地球自转角速率在飞机机体系三轴上的分量，是待补偿的误差项；

4)航向姿态部件内的计算机实时读取沿飞机机体系三个轴向安装的三只陀螺的输出值ω_xo、ω_yo、ω_zo；

ω_xo、ω_yo、ω_zo中包括飞机相对于地球表面转动的角速率ω_xb、ω_yb、ω_zb，和当地的地球自转角速率北向分量、天向分量在机体系三轴的投影 $C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northp}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upp}}\end{array}\right],$ 即 $\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northp}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upp}}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zb}}\end{array}\right],$ 其中ω_northp为当地地球自转角速率北向分量，ω_upp为当地地球自转角速率天向分量；

5)从陀螺实时输出值中减去补偿值：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y\\ {\mathrm{\ω}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]$

得到的结果ω_x、ω_y、ω_z主要为飞机相对于地球表面转动的角速率，此外还包括较小的补偿残差；补偿完成后得到的ω_x、ω_y、ω_z即可用于姿态矩阵的更新和姿态解算。

至此可基本消除三只陀螺敏感的实时角速率输出中的地球自转角速率分量。

重复步骤3)～5)，实现航姿***的地球自转误差的实时补偿。

本发明具有的优点和有益效果

1)本发明预先将飞机预期航线中心的纬度值存储在外部补偿器中，根据该纬度值计算预期航线范围内的地球自转角速率分量，从而有效消除航姿***的陀螺输出中的地球自转角速率分量，并提高了***精度：对于一次10分钟的机动飞行，航向、姿态精度可由2.38°提高到0.63°；

2)对于确定的飞行范围，只需进行一次将中心纬度值存储到外部补偿器中的操作，无需在每次飞行前由机组输入即时位置数据，不增加机组的工作负荷；

3)本发明通过计算机软件，在原有硬件基础上实现，不增加硬件成本，以最小的投入获取航向姿态精度的明显提升；

4)当变更飞机运行范围时，只需更改外部补偿器内存储的中心纬度值即可，便于使用维护；

5)更换飞机上的航向姿态部件不影响纬度补偿的实现。

附图说明

图1是本发明纬度补偿工作原理框图；

图2是本发明纬度补偿流程图。

具体实施方式

本发明根据预期航线的中心纬度，计算北向、天向的地球自转分量平均值，进一步分解到机体系三个轴，从而补偿地球自转造成的航向姿态误差。本发明所提出技术的工作原理见图1，计算流程见图2。

航姿***包括航向姿态部件、外部补偿器、磁传感器等部件。航向姿态部件与外部补偿器和磁传感器之间通过数字总线连接，连接关系如图1所示。

实现该补偿方案需将飞机预期飞行范围中心位置的纬度值预先存储于外部补偿器中。

纬度补偿主要由图2中前五个步骤完成：

1)飞机上电后，航向姿态部件内的计算机通过串行总线，从外部补偿器读取飞机预期飞行范围中心位置的纬度值

2)航向姿态部件内的计算机计算预期飞行范围中心位置的地球自转角速率北向分量、天向分量：

其中ω_ie为地球自转角速率，ω_northc为中心纬度处地球自转角速率北向分量，ω_upc为中心纬度处地球自转角速率天向分量；

3)将上述的北向分量、天向分量转换到飞机机体系，得到待补偿值：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upc}}\end{array}\right]$

其中的

为从导航系到飞机机体系的3×3阶坐标转换矩阵，由飞机的航向、俯仰、横滚角唯一确定；ω_xc、ω_yc、ω_zc为地球自转角速率在飞机机体系三轴上的分量，是待补偿的误差项；

4)航向姿态部件内的计算机实时读取沿飞机机体系三个轴向安装的三只陀螺的输出值ω_xo、ω_yo、ω_zo；

ω_xo、ω_yo、ω_zo中包括飞机相对于地球表面转动的角速率ω_xb、ω_yb、ω_zb，和当地的地球自转角速率北向分量、天向分量在机体系三轴的投影 $C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northp}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upp}}\end{array}\right],$ 即 $\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northp}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upp}}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zb}}\end{array}\right],$ 其中ω_northp为当地地球自转角速率北向分量，ω_upp为当地地球自转角速率天向分量；

5)从陀螺实时输出值中减去补偿值：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y\\ {\mathrm{\ω}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]$

得到的结果ω_x、ω_y、ω_z主要为飞机相对于地球表面转动的角速率，此外还包括较小的补偿残差；补偿完成后得到的ω_x、ω_y、ω_z即可用于姿态矩阵的更新和姿态解算。

至此可基本消除三只陀螺敏感的实时角速率输出中的地球自转角速率分量。

重复步骤3)～5)，实现航姿***的地球自转误差的实时补偿。

实施例

以在国内飞行的飞机为例(最低纬度位置：三亚，北纬18°；最高纬度位置：漠河，北纬53°)，使用西安市的纬度北纬34.2°为中心纬度值，将该值存储在外部补偿器中。

当飞机飞行于和西安同纬度的区域时，可基本实现地球自转分量的完全补偿；当飞行于三亚或漠河的纬度区域时，补偿的残差最大。以下以飞机运行于三亚纬度区域为例分析补偿效果：

1)飞机上电后，计算机通过串行总线从外部补偿器读取飞机预期飞行范围中心位置的纬度值

2)航向姿态部件内的计算机计算预期飞行范围中心位置的地球自转角速率北向分量、天向分量：

3)将上述的北向分量、天向分量转换到飞机机体系，得到待补偿值：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 12.44\\ 8.45\end{array}\right];$

4)航向姿态部件内的计算机实时读取的三只陀螺的输出值ω_xo、ω_yo、ω_zo。

说明：

(1)三只陀螺的输出值ω_xo、ω_yo、ω_zo中包括飞机相对于地球表面转动的角速率，和三亚地区的地球自转角速率北向分量、天向分量在机体系三轴的投影；

(2)三亚同纬度地区地球自转角速率北向分量、天向分量为：

(3)该北向分量、天向分量在机体系三轴的投影为：

$C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 14.30\\ 4.65\end{array}\right];$

(4)则三只陀螺的角速率输出应为：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 14.30\\ 4.65\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zb}}\end{array}\right];$

其中，ω_xb、ω_yb、ω_zb为飞机相对于地球表面转动的角速率。

5)从陀螺实时输出值中减去补偿值，得到的结果为飞机相对于地球表面转动的角速率和补偿残差：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y\\ {\mathrm{\ω}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]$

${=C}_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 14.30\\ 4.65\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zb}}\end{array}\right]-C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 12.44\\ 8.45\end{array}\right]$

${=C}_n^b\·\{\left[\begin{array}{c}0\\ 14.30\\ 4.65\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}0\\ 12.44\\ 8.45\end{array}\right]\}+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zb}}\end{array}\right]$

${=C}_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 1.86\\ 3.8\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zb}}\end{array}\right]$

其中 $C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 1.86\\ 3.8\end{array}\right]$ 为补偿残差。

对比该补偿残差和不做补偿时的情况：当不做补偿时，地球自转造成的误差为： $C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 14.30\\ 4.65\end{array}\right],$ 此时航向或姿态的最大漂移率可达14.3°/h。

利用本发明的补偿方法，补偿残差为 $C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ 1.86\\ 3.8\end{array}\right],$ 即可将航向姿态的最大

漂移率由降低到3.8°/h。假设飞机连续机动10分钟(比如起飞爬升阶段)，不做补偿时，由地球自转引起的航向、姿态的总漂移可达14.3°/h*10/60h＝2.38°，超出了1°的精度指标；使用该补偿技术后，航向、姿态的最大漂移减小到3.8°/h*10/60h＝0.63°，可满足精度要求。

Claims (1)

1.一种航姿***的地球自转误差补偿方法，其特征在于，将飞机预期飞行范围中心位置的纬度值预先存储于外部补偿器中，外部补偿器与航姿***中的航向姿态部件内的计算机通过串行总线连接；实时补偿方法包括以下步骤：

1)飞机上电后，航向姿态部件内的计算机通过串行总线，从外部补偿器读取飞机预期飞行范围中心位置的纬度值

2)航向姿态部件内的计算机计算预期飞行范围中心位置的地球自转角速率北向分量、天向分量：

其中ω_ie为地球自转角速率，ω_northc为中心纬度处地球自转角速率北向分量，ω_upc为中心纬度处地球自转角速率天向分量；

3)将上述的北向分量、天向分量转换到飞机机体系，得到待补偿值：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upc}}\end{array}\right]$

其中的

为从导航系到飞机机体系的3×3阶坐标转换矩阵，由飞机的航向、俯仰、横滚角唯一确定；ω_xc、ω_yc、ω_zc为地球自转角速率在飞机机体系三轴上的分量，是待补偿的误差项；

4)航向姿态部件内的计算机实时读取沿飞机机体系三个轴向安装的三只陀螺的输出值ω_xo、ω_yo、ω_zo；

ω_xo、ω_yo、ω_zo中包括飞机相对于地球表面转动的角速率ω_xb、ω_yb、ω_zb，和当地的地球自转角速率北向分量、天向分量在机体系三轴的投影 $C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northp}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upp}}\end{array}\right],$ 即 $\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]=C_n^b\·\left[\begin{array}{c}0\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{northp}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{upp}}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yb}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zb}}\end{array}\right],$ 其中ω_northp为当地地球自转角速率北向分量，ω_upp为当地地球自转角速率天向分量；

5)从陀螺实时输出值中减去补偿值：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y\\ {\mathrm{\ω}}_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yo}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zo}}\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yc}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zc}}\end{array}\right]$

得到的结果ω_x、ω_y、ω_z主要为飞机相对于地球表面转动的角速率，此外还包括较小的补偿残差；补偿完成后得到的ω_x、ω_y、ω_z即可用于姿态矩阵的更新和姿态解算。

至此可基本消除三只陀螺敏感的实时角速率输出中的地球自转角速率分量。

重复步骤3)～5)，实现航姿***的地球自转误差的实时补偿。

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