CN102435206A - 捷联惯导***机上安装偏角的自动标定及补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于惯性导航技术，涉及捷联惯导***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***机上安装偏差自动标定、补偿方法，仅需要在捷联惯导***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***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***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***存储单元内。通过在捷联惯导***软件内设计安装偏角补偿算法，在捷联***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***姿态、航向及其它导航参数的输出显示及控制要求。

Description

捷联惯导***机上安装偏角的自动标定及补偿方法

技术领域

本发明属于惯性导航技术，涉及捷联惯导***在机上安装偏角的自动标定及补偿设计方法。

背景技术

捷联惯导***安装在飞机上时，其安装托架坐标系的三个轴与飞机机体坐标系的三个轴不重合，存在安装偏角，因此捷联惯导***输出的姿态、航向与飞机实际的姿态、航向不一致，影响飞机的显示及控制精度。为了满足使用要求，需要对惯导***托架进行机械校准，且要求校准精度在±3′以内，因此惯导***托架坐标系与飞机机体坐标系不完全重合，存在安装误差角。惯导***用托架坐标系到导航坐标系的转换矩阵C代替机体坐标系到导航坐标系的转换矩阵，并用从C矩阵提取的托架的姿态、航向代替机体的姿态航向，因此造成机体系姿态、航向输出误差。

发明内容

本发明的目的是提出一种能够自动对安装偏角进行自动标定、补偿的捷联惯导***在机上安装偏角的自动标定及补偿方法。本发明的技术解决方案是，当在飞机上重新安装捷联惯导***托架时，对捷联惯导***安装偏角进行自动标定，其步骤是：

(a)将捷联惯导***托架安装在飞机上；

(b)将捷联惯导***安装在托架上；

(c)将飞机调平；

(d)捷联惯导***通电，完成正常罗经对准后转导航，并记录刚转导航后惯导***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。

当捷联惯导***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，捷联惯导***完成对准转入导航状态后，通过***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：

●计算机体系到导航坐标系的转换矩阵C′：

$C^{\′}=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]\×\left[\begin{array}{ccc}{D}_{11}& D_{12}& D_{13}\\ D_{21}& D_{22}& D_{23}\\ D_{31}& D_{32}& D_{33}\end{array}\right]$

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***计算的俯仰、横滚、航向角；

δθ、δγ、δψ分别为惯导***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的门了限值，

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

本发明具有的优点和有益效果是，本发明仅需要在捷联惯导***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***输出的姿态、航向与基准姿态、航向进行比较，自动计算出捷联惯导***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***存储单元内。通过在***软件内设计安装偏角补偿算法，在捷联惯导***正常工作过程中，精确补偿上述安装偏角。

本发明的安装偏角自动标定、补偿方法精度高，且省去了对捷联惯导***安装托架进行精确机械校准的要求，工程使用简单、方便，缩短了惯导***在机上使用的调试、校准周期，提高了捷联惯导***的姿态、航向、及机体系速度、角速度等对外输出信息的精度。

附图说明

图1捷联惯导***机上安装偏角自动标定流程图；

图2捷联惯导***机上安装偏角补偿流程图。

具体实施方法

捷联惯导***机上安装偏角标定、补偿分两步完成。下面分别对捷联惯导***机上安装偏角标定、捷联惯导***安装偏角补偿的具体实施方法分别进行说明。

1.捷联惯导***机上安装偏角自动标定实施方法

捷联惯导***机上安装偏角自动标定流程图见图1。捷联惯导***机上安装偏角的标定工作在机上进行。标定结束后将标定出的安装偏角存储起来。只要惯导***安装托架没有重新拆卸，则无需再标定该安装偏角。

2.捷联惯导***机上安装偏角补偿实施方法

捷联惯导***机上安装偏角补偿流程图见图2。惯导***每次通电工作，完成对准转入导航状态后，通过***内部的补偿软件计算补偿安装偏角之后的姿态、航向角并对外输出，实现惯导***安装偏角的自动补偿。

捷联惯导***机上安装偏角补偿计算步骤为：

●计算机体系到导航坐标系的转换矩阵C′：

$C^{\′}=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]\×\left[\begin{array}{ccc}{D}_{11}& D_{12}& D_{13}\\ D_{21}& D_{22}& D_{23}\\ D_{31}& D_{32}& D_{33}\end{array}\right]$

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***计算的俯仰、横滚、航向角；

δθ、δγ、δψ分别为惯导***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。

Claims (1)

1.捷联惯导***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***托架时，对捷联惯导***的安装偏角进行自动标定；

2)在捷联***正常工作过程中，利用***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***托架安装在飞机上；

(b)将捷联惯导***安装在托架上；

(c)将飞机调平；

(d)捷联惯导***通电，完成正常罗经对准后转导航，并记录刚转导航后惯导***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***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***完成对准转入导航状态后，通过***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′

$C^{\′}=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]\×\left[\begin{array}{ccc}{D}_{11}& D_{12}& D_{13}\\ D_{21}& D_{22}& D_{23}\\ D_{31}& D_{32}& D_{33}\end{array}\right]$

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***计算的俯仰、横滚、航向角；

δθ、δγ、δψ分别为惯导***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。

Images