CN110514201B - 一种惯性导航***及适用于高转速旋转体的导航方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于惯性/卫星组合导航技术领域，涉及一种惯性导航***及适用于高转速旋转体的导航方法。该方法包括：获取单轴加速度计与惯性测量组件之间的质心间距；获取弹体坐标系的横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、弹体坐标系的法向轴陀螺测量值；根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据；融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率。解决现有惯性/卫星组合导航***在高转速条件下，无法利用惯性传感器测量滚转角速率，本发明无法进行地面初始对准的问题，有效提升导航精度。

Description

一种惯性导航***及适用于高转速旋转体的导航方法
技术领域
本发明属于惯性/卫星组合导航技术领域，涉及一种惯性导航***及适用于高转速旋转体的导航方法。
背景技术
惯性导航***能够测量载体的位置、速度、姿态等导航信息，其自主性好，但误差随时间累积；典型卫星导航***能够提供误差不随时间累积的位置、速度信息，但无法输出姿态信息，且卫星信号容易收到遮挡、干扰等因素影响。惯性/卫星组合导航技术综合惯性导航***与卫星导航***的优势，得到了广泛应用。
对于制导化旋转弹等高转速旋转体，其地面发射阶段的滚转角速率高达8～15转/秒，远超惯性导航***的陀螺器件量程，使得惯性导航***无法进行地面初始对准。典型技术方案是扩展陀螺量程，并当高转速旋转体在空中飞行阶段转速降低至陀螺量程内时再进行惯性导航***的空中对准及导航解算，造成了角速率测量精度及导航精度下降。此外，部分技术方案采用地磁传感器测量滚转角速率，容易受到外部环境磁场干扰，且需对弹体航向角进行假设，影响导航精度。
发明内容
本发明的目的是：提供一种惯性导航***及适用于高转速旋转体的导航方法，解决现有惯性/卫星组合导航***在高转速条件下，无法利用惯性传感器测量滚转角速率，无法进行地面初始对准的问题，有效提升导航精度。
本发明的技术方案：
本发明提供一种惯性导航***，包括：惯性测量组件和处理器，其特征在于，还包括：沿弹体坐标系的侧向轴安装有单轴加速度计，单轴加速度计与惯性测量组件的质心距离为L，所述L符合***指标要求的弹体坐标系纵向轴等效陀螺量程及测量精度，处理器采集惯性测量组件测量的数据。
本发明提供一种适用于高转速旋转体的导航方法，包括：
获取单轴加速度计与惯性测量组件之间的质心间距；惯性测量组件用于测量弹体坐标系的各个轴加速度计测量值和弹体坐标系的各个轴陀螺测量值；
获取弹体坐标系的横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、弹体坐标系的法向轴陀螺测量值；
根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据；
融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率。
进一步的，根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据包括：
通过等效公式计算纵向轴等效陀螺数据的数值；其中，等效公式为：
Figure BDA0002169325250000021
其中，|ωy|为纵向轴等效陀螺数据的数值，Ax为横向轴加速度计测量值，Ax1为单轴加速度计测量值，ωz为纵向轴陀螺测量值，L为质心间距；
将纵向轴等效陀螺数据的数值和预设方向组合，得到纵向轴等效陀螺数据。
进一步的，融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率包括：
获取弹体坐标系的纵向轴陀螺测量值；
当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程时，将纵向轴等效陀螺数据作为纵向轴角速率；
当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程以内时，将纵向轴陀螺测量值作为纵向轴角速率。
进一步的，所述方法还包括：
当卫星信号可用时，根据卫星信号、惯性测量组件的测量值和纵向轴角速率建立***误差模型和观测矩阵；
根据***误差模型和观测矩阵，修正纵向轴角速率的误差。
进一步的，***误差模型中天向速度误差的取值的判断标准为：
当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程时，将等效陀螺漂移作为天向速度误差；
当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程以内时，将弹体坐标系的纵向轴陀螺漂移作为天向速度误差。
进一步的，纵向轴等效陀螺数据为角速率。
本发明提供一种计算机可读的存储介质，存储有计算机能够运行的程序，所述计算机程序被处理器执行以实现上述任一项所述的方法。
本发明的有益效果：通过惯性导航***的传感器构型设计，利用数据融合技术得到弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据，实现高转速条件下的惯性传感器数据测量，以及惯性导航***的高精度地面初始对准，在空中飞行阶段采用惯性/卫星组合导航技术实现惯性传感器误差以及惯性导航误差的估计和修正，有效提高了高转速条件下的导航制导精度。
附图说明
图1为惯性导航***的传感器构型图。
其中，1-弹体坐标系横向轴、2-弹体坐标系纵向轴、3-弹体坐标系法向轴、4-惯性测量组件、5-单轴加速度计、6-单轴加速度计与惯性测量组件质心间距。
具体实施方式
本发明通过惯性导航***的传感器构型设计，通过融合解算得到弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据，实现对高转速旋转体的惯性数据测量；进而在地面阶段实现高转速旋转体的高精度惯性导航初始对准；通过惯性/卫星组合导航技术，实现对包括等效陀螺在内的惯性传感器误差以及惯性导航误差的估计和修正。
，惯性导航***的传感器构型由惯性测量组件(典型配置为沿弹体坐标系正交安装的三轴加速度计和三轴陀螺传感器)和一个沿弹体坐标系侧向轴安装的单轴加速度计组成，该单轴加速度计与惯性测量组件质心存在一定间距，实现高转速旋转体的弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速率和加速度信息测量。
当弹体坐标系纵向轴转速超出惯性测量组件陀螺量程时，利用弹体坐标系侧向轴加速度计数据解算弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据；当弹体坐标系纵向轴转速在惯性测量组件陀螺量程之内时，以惯性测量组件测量弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据。
本发明通过设置单轴加速度计与惯性测量组件质心间距，可实现对等效陀螺量程及精度的调节。
本发明利用弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据，以及惯性测量组件的其他测量数据，在地面发射阶段实现惯性导航***的高精度对准。
本发明采用惯性/卫星组合导航技术，利用卫星导航数据对包括等效陀螺在内的惯性传感器误差以及惯性导航误差的估计和修正。
图1中，惯性测量组件的典型传感器配置为沿弹体坐标系正交安装的三轴加速度计和三轴陀螺传感器用于测量弹体坐标系相对于惯性坐标系的加速度及角速率，分别记为Ax,Ay,Az和ωx,ωy,ωz；此外单轴加速度计5沿弹体坐标系侧向(X)轴安装，用于测量安装所在安装点沿弹体坐标系侧向轴的加速度，记为Ax1，其与惯性测量组件4质心间距记为L。
在传感器构型设计过程中，通过单轴加速度计选型，并对惯性测量组件质心间距L进行配置，获得符合***指标要求的弹体坐标系纵向轴等效陀螺量程及测量精度：
弹体坐标系纵向轴等效陀螺的量程为：
Figure BDA0002169325250000031
其中Ax1_range为单轴加速度计量程，g为地球重力加速度(典型值为9.78m/s2)，
弹体坐标系纵向轴等效陀螺的测量精度为：
Figure BDA0002169325250000032
其中δAx1、δAx分别为单轴加速度计和惯性测量组件侧向轴加速度计的测量误差，ωz、δωz分别为弹体坐标系法向轴陀螺测量值及其测量误差，L、δL分别为单轴加速度计与惯性测量组件质心间距L及其测量误差，ωy1为弹体坐标系纵向轴角速率。
利用上述惯性导航***的传感器构型对高转速旋转体的惯性信息测量及惯性/卫星组合导航的方法如下：
步骤1读取单轴加速度计与惯性测量组件质心间距L，该数据通过标定实验得到。
步骤2利用惯性测量组件及单轴加速度计测量弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据：
Figure BDA0002169325250000041
其中Ax为惯性测量组件中弹体坐标系横向轴的加速度计测量值，Ax1为单轴加速度计测量值，ωz为惯性测量组件中弹体坐标系法向轴的陀螺测量值，L为单轴加速度计与惯性测量组件质心间距。由于高速旋转体的纵向轴角速率方向在工作全程保持不变，因此可根据***设计方案等先验信息，确定弹体坐标纵向轴角速率的方向。
步骤3将弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据ωy1与惯性测量组件中纵向轴陀螺数据ωyg进行融合，输出弹体坐标系纵向轴角速率ωy。以下给出一种典型的融合方案：
Figure BDA0002169325250000042
即当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程ωyg_range时，输出等效陀螺数据ωy1；当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程ωyg_range以内时，输出惯性测量组件中的弹体坐标系纵向轴陀螺测量值ωyg。
步骤4整合惯性测量组件测量值及上述弹体坐标系纵向轴角速率，得到完整的高速旋转体惯性测量信息，进行惯性导航***初始对准及惯性导航解算，相关设计可参照公开文献，在此不再赘述。其中，完整的高速旋转体惯性测量信息具体包括：弹体坐标系横向轴角速率ωx、弹体坐标系纵向轴角速率ωy、弹体坐标系法向轴角速率ωz，弹体坐标系横向加速度Ax、弹体坐标系纵向加速度Ay、弹体坐标系法向加速度Az。
步骤5当卫星信号可用时，进行惯性/卫星组合导航解算。以下给出一种典型的惯性/卫星组合导航方案，对包括等效陀螺在内的惯性传感器误差以及惯性导航误差的估计和修正：
***状态量：
Figure BDA0002169325250000043
依次为：纬度误差、经度误差、东向速度误差、北向速度误差、天向速度误差、平台偏角误差(3维)、陀螺漂移(3维)、加计零位(3维)。
***观测量：
Z＝[LINS-LGNSS λINS-λGNSS hINS-hGNSS VEINS-VEGNSS VNINS-VNGNSS VUINS-VUGNSS]T
依次为：惯性导航***与卫星导航***的纬度差、精度差、高度差、东向速度差、北向速度差、天向速度差。
***状态矩阵、观测矩阵，以及组合导航***修正量计算等内容可采用公开文献中的设计方案，在此不再赘述；此外除上述基于位置、速度观测量的惯性/卫星组合导航方案外，也可采用基于伪距、伪距率观测量的惯性/卫星组合导航方案，在此不再赘述。
为实现对弹体坐标系纵向轴等效陀螺漂移的估计，对弹体坐标系纵向轴陀螺漂移采用如下设计：
Figure BDA0002169325250000051
即当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程ωyg_range时，纵向轴陀螺漂移为等效陀螺漂移εy1；当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程ωyg_range以内时，纵向轴陀螺漂移为惯性测量组件中的弹体坐标系纵向轴陀螺漂移εyg。此外，当纵向轴陀螺漂移出现上述变化时，将弹体坐标系纵向轴陀螺漂移对应的滤波器协方差阵进行重置。

Claims (6)

1.一种适用于高转速旋转体的导航方法，其特征在于，包括：
获取单轴加速度计与惯性测量组件之间的质心间距；惯性测量组件用于测量弹体坐标系的各个轴加速度计测量值和弹体坐标系的各个轴陀螺测量值；
获取弹体坐标系的横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、弹体坐标系的法向轴陀螺测量值；
根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据；
融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率；
根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据包括：
通过等效公式计算纵向轴等效陀螺数据的数值；其中，等效公式为：
Figure FDA0004054432360000011
其中，|ωy1|为纵向轴等效陀螺数据的数值，Ax为横向轴加速度计测量值，Ax1为单轴加速度计测量值，ωz为纵向轴陀螺测量值，L为质心间距；将纵向轴等效陀螺数据的数值和预设方向组合，得到纵向轴等效陀螺数据。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率包括：
获取弹体坐标系的纵向轴陀螺测量值；
当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程时，将纵向轴等效陀螺数据作为纵向轴角速率；
当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程以内时，将纵向轴陀螺测量值作为纵向轴角速率。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
当卫星信号可用时，根据卫星信号、惯性测量组件的测量值和纵向轴角速率建立***误差模型和观测矩阵；
根据***误差模型和观测矩阵，修正纵向轴角速率的误差。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，***误差模型中天向速度误差的取值的判断标准为：
当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程时，将等效陀螺漂移作为天向速度误差；
当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程以内时，将弹体坐标系的纵向轴陀螺漂移作为天向速度误差。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，纵向轴等效陀螺数据为角速率。
6.一种计算机可读的存储介质，存储有计算机能够运行的程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行以实现权利要求1-5任一项所述的方法。
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