CN110940336A - 捷联惯导仿真定位解算方法、装置及终端设备 - Google Patents
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Abstract
本发明适用于捷联惯导定位技术领域，提供了一种捷联惯导仿真定位解算方法、装置及终端设备，所述方法包括：获取运载体的仿真状态信息；根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。本申请不需要再对惯导器件进行建模，避免了繁琐复杂的建模分析过程，能够直接根据用户输入的运载体的运动状态进行反演得到惯导器件的仿真测量参数，提高了捷联惯导***的测量数据的仿真准确性。
Description
技术领域
本发明属于捷联惯导定位技术领域，尤其涉及一种捷联惯导仿真定位解算方法、装置及终端设备。
背景技术
随着人类对自然现象本质的深入认识和制造工艺水平的提升，逐渐发展起来一种新型的自主性的导航***——惯性导航。惯性导航是建立在惯性原理基础上的导航***，无需任何外来信息，也不向外辐射任何信息，仅靠***本身就能在全天候条件下、全球范围内和所有介质环境里自主地进行三维定位定向，现如今被广泛应用于航空、航天、航海及重要车辆陆地导航中，是重要运载体不可缺少的核心导航设备。
由于高精度的捷联惯导器件价格昂贵，不适合在项目开发的过程中随意使用调试，所以仿真分析在惯导算法研究中发挥着重要的作用，它是实物测试和应用的基础，通常只有前期经过仿真验证可行之后，才能考虑进一步往前推进到实物验证阶段，仿真分析有利于节约实际***的测试成本。
目前，对捷联惯导***进行仿真研究过程中通常采用对陀螺仪和加速度计等惯导器件进行建模的方式，但是这种对惯导器件建模的方式由于建模过程复杂，涉及到多门学科交叉，因此建模得出的测量数据往往准确性较差，给研究人员带来了很大的困扰。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种捷联惯导仿真定位解算方法、装置及终端设备，以解决现有技术中捷联惯导仿真建模准确性差的问题。
本发明实施例的第一方面提供了一种捷联惯导仿真定位解算方法，包括：
获取运载体的仿真状态信息；
根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；
根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；
将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。
本发明实施例的第二方面提供了一种捷联惯导仿真定位解算装置，包括：
仿真状态信息获取模块，用于获取运载体的仿真状态信息；
理论测量参数获取模块，用于根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；
仿真测量参数获取模块，用于根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；
定位解算模块，用于将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。
本发明实施例的第三方面提供了一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上所述捷联惯导仿真定位解算方法的步骤。
本发明实施例的第四方面提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上所述捷联惯导仿真定位解算方法的步骤。
本发明实施例与现有技术相比存在的有益效果是：本实施例首先获取运载体的仿真状态信息；然后根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；最后根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。本实施例不需要再对惯导器件进行建模，避免了繁琐复杂的建模分析过程，能够直接根据用户输入的运载体的运动状态进行反演得到仿真的惯导器件的测量参数，提高了捷联惯导***的测量数据的仿真准确性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例提供的捷联惯导仿真定位解算方法的流程示意图；
图2是本发明实施例提供的图1中S102的实现流程示意图；
图3是本发明实施例提供的图2中S201的流程示意图；
图4是本发明实施例提供的图2中S202的流程示意图；
图5是本发明实施例提供的捷联惯导仿真定位解算装置的结构示意图；
图6是本发明实施例提供的终端设备的示意图。
具体实施方式
以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定***结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本发明实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其它实施例中也可以实现本发明。在其它情况中，省略对众所周知的***、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本发明的描述。
为了说明本发明所述的技术方案，下面通过具体实施例来进行说明。
参照图1，图1示出了本发明实施例提供的捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，包括：
S101：获取运载体的仿真状态信息。
在本实施例中，用户自定义运载体的轨迹，具体地，用户可以直接向终端设备中输入包括运载体每一时刻仿真运动状态的运动状态表格；也可以根据运载体的运动形式，对其建立数学模型，规划各时间段内的运动参数，模拟出载体的仿真运动状态。运载体的仿真运动状态包括位置、速度、姿态等信息。
具体地，当仿真状态信息以运动状态表格的方法呈现时，用户自定义的运动轨迹文件提供了仿真所用的每一帧位置、速度和姿态数据，其中每一行数据即表示一帧。文件内容都是用逗号隔开的文本文件，扩展名为.csv，以便于数据分析软件包自动读取。轨迹文件也可以用文件编辑器显示，这些轨迹文件既可用于表示准确的运动轨迹，还可以表示仿真的导航结果。
具体地，运载体的运动轨迹可以为线性运行轨迹也可以为非线性运动轨迹。
S102：根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数。
在本实施例中，理论测量参数为根据运载体的仿真状态信息反演得到的，理论上准确的惯导器件测得的运载体的测量参数，该理论测量参数未考虑惯导器件的误差，是根据仿真状态信息及定位解算方法直接反演得到的测量参数。
S103：根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数。
在本实施例中，由于捷联惯导***中的陀螺仪和加速度计等惯导器件均存在零偏、交叉耦合误差、比力因子误差及随机的量化电平，因此，需考虑器件的误差，从而真实的模拟惯导器件输出的测量参数。
S104：将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。
在本实施例中，定位解算装置为对捷联惯导***输出的测量器件进行定位解算，以得到运载体的位置、速度和姿态等运动状态的装置，捷联惯导***通过定位解算装置实现运载体的姿态解算。
在本实施例中，通过本实施例提供的方法进行测量数据的仿真，相当于对捷联惯导***的惯导器件的建模仿真，然后将仿真得到的测量参数输入定位解算装置，能够实现捷联惯导定位***的仿真，并且避免了需要深入了解惯导器件的物理性能才能建模的烦恼，解决了测量参数无法准确仿真的问题，从而提高捷联惯导***的仿真准确性。
本实施例首先获取运载体的仿真状态信息；然后根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；最后根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。本实施例不需要再对惯导器件进行建模，避免了繁琐复杂的建模分析过程，能够直接根据用户输入的运载体的运动状态进行反演得到仿真的惯导器件的测量参数，提高了捷联惯导***的测量数据的仿真准确性。
在一个实施例中，图1中S101的具体实现流程可以包括：
获取用户输入的所述运载体的运动轨迹数学模型，并根据所述运动轨迹数学模型确定所述运载体在各个时刻的仿真状态信息。
在一个实施例中，所述仿真状态信息包括速度、位置和欧拉角；所述理论测量参数包括理论角速度和理论比力；如图2所示，图2示出了图1中S102的具体实现流程，其过程详述如下：
S201：根据所述运载体的位置、速度及欧拉角，反演得到所述运载体的理论角速度；
S202：基于速度微分方程、所述运载体的位置、速度及欧拉角，确定所述运载体的理论比力。
在本实施例中，捷联惯导***的惯导器件包括陀螺仪和加速度计，陀螺仪用于采集运载体在运行过程中的角速度，加速度计用来测量运载体在运行过程中的比力，从而确定运载体的加速度，本实施例通过用户输入的运载体的仿真运动状态，反演得到陀螺仪采集的运载体的理论角速度和加速度计采集的运载体的理论比力。
在一个实施例中，图3示出了图2中S201的实现流程，其过程详述如下：
S301：根据所述运载体在导航坐标系下的位置和速度，得到所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影。
在本实施例中，基于公式(1)可得到所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影。
式(1)中，
表示所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影，Re表示卯西圈曲率半径，
表示导航坐标系下所述运载体的y轴速度；
表示导航坐标系下所述运载体的x轴速度；L表示所述运载体的经度，ωie表示地球自转角速度，ωin表示导航坐标系相对惯性坐标系的角速度，h表示所述运载体的高度。
在本实施例中，运载体在导航坐标系下的位置包括经度L、纬度λ和高度h。
S302：根据所述运载体在导航坐标系下的欧拉角，确定所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影。
在本实施例中，运载体的欧拉角包括在导航坐标系下的俯仰角θ、滚转角φ和航向角ψ。根据上述欧拉角，可以确定运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影
S303：根据所述运载体的欧拉角，确定所述载体坐标系到所述导航坐标系的坐标转换矩阵。
在本实施例中，所述载体坐标系到所述导航坐标系的坐标转换矩阵如式(3)所示：
式(3)中，θnb表示运载体在载体坐标系b下相对导航坐标系n的当前俯仰角，φnb表示运载体在载体坐标系b下相对导航坐标系n的当前滚转角，ψnb表示运载体在载体坐标系b下相对导航坐标系n的当前航向角。
S304：根据所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影、所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影和所述载体坐标系到导航坐标系的坐标转换矩阵；计算所述运载体的理论角速度。
在一个实施例中，图3中S304的具体实现流程包括：
计算
得到所述运载体的理论角速度；
式(4)中，
表示所述运载体的理论角速度；
表示所述导航坐标系到所述载体坐标系的坐标转换矩阵；
表示所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影；
表示所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影。
在一个实施例中，如图4所示，图4示出了图2中S202的实现流程，其过程详述如下：
S401：根据所述运载体的欧拉角计算姿态矩阵，并将所述运载体的位置、速度及姿态矩阵由导航坐标系转换至地球坐标系。
在本实施例中，由于在捷联惯导***中地球坐标系e通常被用作相对参考以及投影坐标系，研究时比较便利，因而本实施例确定在地球坐标系e下表示导航结果。
在本实施例中，已知运载体的仿真运动参数是在导航坐标系n下进行表示的，因此需要先将导航坐标系n下的速度
位置中的经度Lb、纬度λb和高度hb，以及姿态矩阵
变换到地球坐标系(e系)下的速度
位置中的经度rx、纬度ry和高度rz和姿态矩阵
然后再进行比力反演。
S402：根据重力模型及所述运载体在地球坐标系下的位置，确定所述运载体在地球坐标系下的重力加速度。
在本实施例中，所述运载体在地球坐标系下的重力加速度如式(5)
式(5)中，
表示地球坐标系下的重力加速度(载体坐标系下的加速度在地球坐标系下的投影)，
表示地心引力引起的加速度，
表示运载体在地球坐标系下的位置；ωie表示地球自转角速度。
S403：根据所述运载体在所述地球坐标系下的重力加速度及速度，确定所述运载体在地球坐标系下的比力。
在本实施例中，所述运载体在地球坐标系下的比力如式(6)所示：
在本实施例中，
表示所述运载体在地球坐标系下的比力(所述运载体的载体坐标系相对惯性坐标系的比力，在地球坐标系下的投影)；
表示所述运载体在当前时刻的地球坐标系下的速度，
表示所述运载体在前一时刻的地球坐标系下的速度，ωie表示地球自转角速度，ωie＝7.292115×10-5rad·s-1；ωieΛ表示斜对称矩阵，
表示地球坐标系下的重力加速度，τ表示时间间隔。
S404：根据所述运载体在所述地球坐标系下的姿态矩阵，将所述运载体的比力由地球坐标系转换至载体坐标系，得到所述运载体的理论比力。
在本实施例中，采用式(7)得到所述运载体的理论比力。
式(7)中，
表示所述运载体在载体坐标系下的比力；
表示所述运载体在所述地球坐标系下的姿态矩阵(即所述载体坐标系与地球坐标系的姿态转换矩阵)，
表示所述运载体在地球坐标系下的比力。
在一个实施例中，所述理论测量数据包括理论角速度和理论比力；所述仿真测量参数包括仿真角速度和仿真比力；图1中S103的具体实现流程包括：
将所述理论角速度输入所述捷联惯导***的陀螺仪误差模型，得到仿真角速度；
所述陀螺仪误差模型为：
式(8)中，bg表示陀螺仪的零偏误差，I3表示单位矩阵，Mg表示陀螺仪比例因子和交叉耦合误差，wg表示陀螺仪随机量化电平，
表示理论角速度；
将所述理论比力输入所述捷联惯导***的加速度计误差模型，得到仿真比力；
所述加速度计误差模型为：
式(9)中，
表示仿真比力，I3表示单位矩阵，Ma表示加速度计的比力因子和交叉耦合误差；ba表示加速度计的零偏误差；wa表示所述加速度计的随机量化电平。
在本发明的一个实施例中，在获取到仿真角速度和仿真比力后，将仿真角速度和仿真比力作为惯性导航***的惯导器件输出的仿真测量数据，对运载体进行定位解算，其具体过程如下：
(1)姿态更新
ECEF坐标系下惯性导航姿态更新，是利用仿真角速度
更新姿态结果的过程。姿态结果采用载体坐标系到地球坐标系的姿态矩阵
表示。具体如式(10)所示。
式(10)中，
为前一时刻的姿态矩阵值，I3为3*3单位矩阵，
是惯导器件测量角速度的反对称阵，
是地球转动角速度矢量的反对称阵，ωie为地球自转角速度，
为仿真角速度，τi为时间间隔。
(2)比力坐标转换
在本实施例中，惯导器件加速度计直接测量的比力，沿载体坐标系系各轴投影，借助坐标转换矩阵可以实现比力的坐标转换。在保留地球自转角速率的一阶近似项的情况下，将比力精确转换到ECEF坐标系的计算公式如式(11)所示。
式(11)中，
为加速度计测量值。
(3)速度更新
在ECEF坐标系下计算时，参考坐标系和投影坐标系一致，由于地球坐标系的转动，在地球坐标系中投影的速度的变化率包含向心加速度项和哥氏加速度项。
式(12)中，
为所述运载体的载体坐标系相对地球坐标系的速度变化率，在所述地球坐标系中的投影；
为运载体承受的加速度，即地球坐标系下的测量的比力
与地心引力加速度
之和；
是地球转动角速度矢量的反对称阵。
在本实施例中，由于重力加速度
是引力加速度
和向心加速度之和，将相应关系式代入上式(12)，得到式(13)
求上式(13)的解析解比较复杂，考虑到哥氏加速度项远小于比力和重力项，除了航空航天应用以外，在积分周期内忽略哥氏项的变化是一种合理的近似。因而当前时刻运载体在地球坐标系的速度公式如式(14)所示。
(4)位置更新
在ECEF坐标系下更新位置，位置的参考坐标系和投影坐标系一致，有
式(15)中，
表示地球坐标系下的所述运载体的位置的积分，
表示所述运载体在地球坐标系下的速度。
假定积分周期内速度呈线性变化，对上式(15)积分，有
式(16)中，
为所述运载体在前一时刻地球坐标系下的位置，
为所述运载体前一时刻地球坐标系下的速度，
为ECEF坐标系下的比力，τi为时间间隔。
通过上述过程，可以根据仿真测量参数对运载体进行定位解算，得到运载体的运动状态数据。还可以通过上述定位解算过程得到的运动状态数据，确定本实施例提供的运载体仿真测量参数反演方法是否正确。
从上述实施例可知，惯性导航定位需要两个重要参数，比力和角速度，两个参数分别由加速度计和陀螺仪测量得出，但高精度的加速度计和陀螺仪在建模时较为复杂，建模后得到的比力和角速度往往存在较大误差。利用本申请提供的算法可以从载体真实运动轨迹中进行解算得出比力和角速度，避开了对惯导器件的建模过程。同时，相对于信号层的惯导器件的仿真建模而言，本申请提供的方法由于不需要对惯导器件进行建模，能够大幅度的减少数据量，提高仿真效率。信号层的仿真为模拟惯导器件固联在运动载体上，不但需要对惯导器件进行建模，还需要采集载体运动时产生的各种数据，这些数据便为惯导信号，这种方法还需要对这些惯导信息进行下一步的数据处理，才能得出导航方程解算时用到的信息。
从上述实施例可知，本实施例直接对运载体的运动轨迹进行计算，可快速得出比力和角速度，这些仿真测量参数可作为组合导航相关仿真中惯导器件的输出值，也可再次定位用于验证本算法的准确性。采用信息层的半实物仿真***，其处理速度可以达到与飞行控制***实施交互。
本实施例既能够避免复杂的惯导器件建模过程，又可以由运载体的预设轨迹解算得出惯导器件的测量值，不会影响***其它部分的正常使用，既保持了其惯导器件原有的测量功能，又能够保证继续输出高精度的比力、角速度测量值。
应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。
在本发明的一个实施例中，如图5所示，图5示出了捷联惯导仿真定位解算装置100的结构，其包括：
仿真状态信息获取模块110，用于获取运载体的仿真状态信息；
理论测量参数获取模块120，用于根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；
仿真测量参数获取模块130，用于根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；
定位解算模块140，用于将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。
在一个实施例中，仿真状态信息获取模块110具体包括：获取用户输入的所述运载体的运动轨迹数学模型，并根据所述运动轨迹数学模型确定所述运载体在各个时刻的仿真状态信息。
在一个实施例中，所述仿真状态信息包括速度、位置和欧拉角；所述理论测量参数包括理论角速度和理论比力；图5中的理论测量参数获取模块120还包括用于实现图2方法步骤的结构，其包括：
理论角速度计算单元，用于根据所述运载体的位置、速度及欧拉角，反演得到所述运载体的理论角速度；
理论比力计算单元，用于基于速度微分方程、所述运载体的位置、速度及欧拉角，确定所述运载体的理论比力。
在一个实施例中，理论角速度计算单元还包括用于执行实现图3中方法步骤对应的结构，其包括：
第一投影获取单元，用于根据所述运载体在导航坐标系下的位置和速度，得到所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影；
第二投影获取单元，用于根据所述运载体在导航坐标系下的欧拉角，确定所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影；
转换矩阵计算单元，用于根据所述运载体的欧拉角，确定所述载体坐标系到所述导航坐标系的坐标转换矩阵；
理论角速度计算单元，用于根据所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影、所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影和所述载体坐标系到导航坐标系的坐标转换矩阵；计算所述运载体的理论角速度。
在一个实施例中，理论角速度计算单元包括：
计算
得到所述运载体的理论角速度；
式中，
表示所述运载体的理论角速度；
表示所述导航坐标系到所述载体坐标系的坐标转换矩阵；
表示所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影；
表示所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影。
在一个实施例中，理论比力计算单元还包括用于执行图4中方法步骤的结构，其包括：
坐标系转换单元，用于根据所述运载体的欧拉角计算姿态矩阵，并将所述运载体的位置、速度及姿态矩阵由导航坐标系转换至地球坐标系；
重力加速度计算单元，用于根据重力模型及所述运载体在地球坐标系下的位置，确定所述运载体在地球坐标系下的重力加速度；
第一比力计算单元，用于根据所述运载体在所述地球坐标系下的重力加速度及速度，确定所述运载体在地球坐标系下的比力；
理论比力计算单元，用于根据所述运载体在所述地球坐标系下的姿态矩阵，将所述运载体的比力由地球坐标系转换至载体坐标系，得到所述运载体的理论比力。
在一个实施例中，所述理论测量数据包括理论角速度和理论比力；所述仿真测量参数包括仿真角速度和仿真比力；仿真测量参数获取模块130包括：
仿真角速度获取单元，用于将所述理论角速度输入所述捷联惯导***的陀螺仪误差模型，得到仿真角速度；
所述陀螺仪误差模型为：
其中，bg表示陀螺仪的零偏误差，I3表示单位矩阵，Mg表示陀螺仪比例因子和交叉耦合误差，wg表示陀螺仪随机量化电平，
表示理论角速度；
仿真比力获取单元，用于将所述理论比力输入所述捷联惯导***的加速度计误差模型，得到仿真比力；
所述加速度计误差模型为：
其中，
表示仿真比力，I3表示单位矩阵，Ma表示加速度计的比力因子和交叉耦合误差；ba表示加速度计的零偏误差；wa表示所述加速度计的随机量化电平。
图6是本发明一实施例提供的终端设备的示意图。如图6所示，该实施例的终端设备600包括：处理器60、存储器61以及存储在所述存储器61中并可在所述处理器60上运行的计算机程序62。所述处理器60执行所述计算机程序62时实现上述实施例中的步骤，例如图1所示的步骤101至104。或者，所述处理器60执行所述计算机程序62时实现上述各装置实施例中各模块/单元的功能，例如图5所示模块110至140的功能。
所述计算机程序62可以被分割成一个或多个模块/单元，所述一个或者多个模块/单元被存储在所述存储器61中，并由所述处理器60执行，以完成本发明。所述一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述所述计算机程序62在所述终端设备600中的执行过程。
所述终端设备600可以是桌上型计算机、笔记本、掌上电脑及云端服务器等计算设备。所述终端设备可包括，但不仅限于，处理器60、存储器61。本领域技术人员可以理解，图6仅仅是终端设备600的示例，并不构成对终端设备600的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如所述终端设备还可以包括输入输出设备、网络接入设备、总线等。
所称处理器60可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
所述存储器61可以是所述终端设备600的内部存储单元，例如终端设备600的硬盘或内存。所述存储器61也可以是所述终端设备600的外部存储设备，例如所述终端设备600上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card,SMC)，安全数字(Secure Digital,SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。进一步地，所述存储器61还可以既包括所述终端设备600的内部存储单元也包括外部存储设备。所述存储器61用于存储所述计算机程序以及所述终端设备所需的其他程序和数据。所述存储器61还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本申请的保护范围。上述***中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置/终端设备和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置/终端设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个***，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通讯连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通讯连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括电载波信号和电信信号。
以上所述实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，包括：
获取运载体的仿真状态信息；
根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；
根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；
将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。
2.如权利要求1所述的捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，所述获取运载体的仿真状态信息包括：
获取用户输入的所述运载体的运动轨迹数学模型，并根据所述运动轨迹数学模型确定所述运载体在各个时刻的仿真状态信息。
3.如权利要求1所述的捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，所述仿真状态信息包括速度、位置和欧拉角；所述理论测量参数包括理论角速度和理论比力；所述根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数，包括：
根据所述运载体的位置、速度及欧拉角，反演得到所述运载体的理论角速度；
基于速度微分方程、所述运载体的位置、速度及欧拉角，确定所述运载体的理论比力。
4.如权利要求3所述的捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，所述根据所述运载体的位置、速度及欧拉角，反演得到所述运载体的理论角速度，包括：
根据所述运载体在导航坐标系下的位置和速度，得到所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影；
根据所述运载体在所述导航坐标系下的欧拉角，确定所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影；
根据所述运载体的欧拉角，确定所述载体坐标系到所述导航坐标系的坐标转换矩阵；
根据所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影、所述运载体的所述载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影，以及所述载体坐标系到导航坐标系的坐标转换矩阵；计算所述运载体的理论角速度。
5.如权利要求4所述的捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，所述根据所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影、所述运载体的所述载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影，以及所述载体坐标系到导航坐标系的坐标转换矩阵；计算所述运载体的理论角速度，包括：
计算
得到所述运载体的理论角速度；
其中，
表示所述运载体的理论角速度；
表示所述导航坐标系到所述载体坐标系的坐标转换矩阵；
表示所述运载体的导航坐标系相对惯性坐标系的转动角速度在所述导航坐标系上的投影；
表示所述运载体的载体坐标系相对所述导航坐标系的转动角速度在所述载体坐标系上的投影。
6.如权利要求3所述的捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，所述基于速度微分方程、所述运载体的位置、速度及欧拉角，确定所述运载体的理论比力，包括：
根据所述运载体的欧拉角计算姿态矩阵，并将所述运载体的位置、速度及姿态矩阵由导航坐标系转换至地球坐标系；
根据重力模型及所述运载体在所述地球坐标系下的位置，确定所述运载体在所述地球坐标系下的重力加速度；
根据所述运载体在所述地球坐标系下的重力加速度及速度，确定所述运载体在地球坐标系下的比力；
根据所述运载体在所述地球坐标系下的姿态矩阵，将所述运载体的比力由地球坐标系转换至载体坐标系，得到所述运载体的理论比力。
7.如权利要求1至6任一项所述的捷联惯导仿真定位解算方法，其特征在于，所述理论测量数据包括理论角速度和理论比力；所述仿真测量参数包括仿真角速度和仿真比力；所述根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数，包括：
将所述理论角速度输入所述捷联惯导***的陀螺仪误差模型，得到仿真角速度；
所述陀螺仪误差模型为：
其中，bg表示陀螺仪的零偏误差，I3表示单位矩阵，Mg表示陀螺仪比例因子和交叉耦合误差，wg表示陀螺仪随机量化电平，
表示理论角速度；
将所述理论比力输入所述捷联惯导***的加速度计误差模型，得到仿真比力；
所述加速度计误差模型为：
其中，
表示仿真比力，I3表示单位矩阵，Ma表示加速度计的比力因子和交叉耦合误差；ba表示加速度计的零偏误差；wa表示所述加速度计的随机量化电平。
8.一种捷联惯导仿真定位解算装置，其特征在于，包括：
仿真状态信息获取模块，用于获取运载体的仿真状态信息；
理论测量参数获取模块，用于根据所述运载体的仿真状态信息，得到所述运载体的理论测量参数；
仿真测量参数获取模块，用于根据捷联惯导***的惯导器件误差模型，对所述理论测量参数进行误差叠加，得到仿真测量参数；
定位解算模块，用于将所述仿真测量参数输入定位解算装置，以使所述定位解算装置根据所述仿真测量参数进行定位解算。
9.一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至7任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述方法的步骤。
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