CN111121761B - 一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及惯性导航技术,具体为一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法,其步骤包括确定机体在导航系下的航向角速率、计算机体向心加速度,建立状态方程和观测方程后进行卡尔曼滤波计算得到前向失准角,将状态转移矩阵修正后计算滚动角。相对于传统的利用微机械惯导***纯惯性解算出滚动角而言,所计算出的滚动角精度和稳定性都有很大提升。
Description
技术领域
本发明属于惯性导航技术,具体涉及一种基于空速的微机械惯导滚动角确 定方法。
背景技术
对于微机械惯导***而言,由于其陀螺的零偏稳定性和重复性较差以及较 大的输出噪声,尽管目前精度较高的微机械陀螺的零偏稳定性和重复性能够优 于2°/h,但相对于高精度光学***组成的惯导,仍不能在长时间纯惯性导航条 件下保证其输出的姿态精度和稳定性,会对控制产生极为不利的影响,甚至导 致运载体失控。且考虑到动态情况下的各种误差都会被激发,此时如果仅依靠 惯性导航进行姿态解算将无法满足无人机姿态控制需求。成为此型号研制过程 中必须解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法,能够保 证微机械惯导在卫星导航、视觉导航等外部辅助导航失效的条件下的滚动角计 算精度和稳定性。
本发明的技术方案如下:
一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法,包括如下步骤:
2)确定机体向心加速度as;
3)建立状态方程
其中状态量为Xk=[φx φy φz εx εy εz]T;
φx,φy,φz,εx,εy,εz分别为前向失准角、天向失准角、侧向失准角、X陀螺漂移、Y陀螺漂移、Z陀螺漂移;
状态方程为:
4)确定观测量,建立观测方程
利用卡尔曼滤波计算得到前向失准角φx
5)确定滚动角
利用下式确定滚动角γ
所述步骤1)中
所述步骤2)中
其中,vair为大气测量***所测得的空速,as为向心加速度。
侧向加速度只考虑机体在转弯时的向心加速度。
本发明的显著效果如下:通过大气测量***所测得的空速与微机械惯导系 统所测得的导航参数对机体的向心加速度进行计算,建立了机体飞行时的动力 学模型,进而利用卡尔曼滤波器将所测量和计算的参数相融合,得到了一种基 于空速的微机械惯导的滚动角计算的算法,相对于传统的利用微机械惯导*** 纯惯性解算出滚动角而言,本方法所计算出的滚动角精度和稳定性都有很大提 升。
具体实施方式
下面对本发明作进一步说明。
步骤1、计算机体在导航系下的航向角速率
由于捷联微机械惯导***所测量得到的角速度为载体坐标系下的,因而其 需要转换到导航坐标系下使用。计算公式如下:
步骤2、由空速和航向角速度计算机体向心加速度
机体在飞行过程中,侧向加速度主要为机体在转弯时的向心加速度,向心 加速度as可利用空速信息和陀螺输出而计算得到:
其中vair为大气测量***所测得的空速,as为向心加速度。
步骤3、建立状态方程
状态变量的选取:
Xk=[φx φy φz εx εy εz]T
其中,φx,φy,φz,εx,εy,εz分别为前向失准角、天向失准角、侧向失准角、X 陀螺漂移、Y陀螺漂移、Z陀螺漂移。
由捷联惯导姿态误差方程可得本方法的状态方程为:
步骤4、建立观测方程
在机体匀速直飞或水平转弯时,除侧向加速度外,机体还受到重力加速度 作用,因此,在航行水平坐标系p下其加速度为:
[0 g as]T
则由惯导***所测得的载体系下的加速度与真实加速度之间的关系为:
即可得到观测量和观测方程为:
步骤5、确定滚动角
则滚动角γ的计算式为:
Claims (1)
1.一种基于空速的微机械惯导滚动角确定方法,其特征在于,包括如下步骤:
2)确定机体向心加速度as;
3)建立状态方程
其中状态量为Xk=[φx φy φz εx εy εz]T;
φx,φy,φz,εx,εy,εz分别为前向失准角、天向失准角、侧向失准角、X陀螺漂移、Y陀螺漂移、Z陀螺漂移;
状态方程为:
4)确定观测量,建立观测方程
利用卡尔曼滤波计算得到前向失准角φx
5)确定滚动角
利用下式确定滚动角γ
所述步骤1)中
所述步骤2)中
其中,vair为大气测量***所测得的空速,as为向心加速度;
本方法中侧向加速度只考虑机体在转弯时的向心加速度。
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