CN115574817B - 一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航*** - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航***,用于解决现有***中由于旋转调制引起的***输出姿态波动问题。通过在三轴旋转式惯导***的外环转动框架上安装辅助惯性测量单元,然后以内环转动框架上的主惯性测量单元解算出的位置、速度、姿态信息作为观测值,对辅助惯性测量单元的导航误差进行实时卡尔曼滤波最优估算,并在旋转调制周期的整数倍时对辅助惯性测量单元的误差进行定期校正,最后以辅助惯性测量单元导航计算的载体姿态角作为导航***的姿态输出,从而实现对旋转调制引起的姿态波动抑制。本发明可以有效提高旋转惯导***姿态精度,能够满足多种应用场合对三轴旋转式惯导***的高稳定性或高精度姿态需求。
Description
技术领域
本发明涉及惯性导航技术领域,具体是一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航***。
背景技术
惯性导航***能够实时输出其所安装载体的位置、速度、姿态等导航信息,具有高可靠性、高隐蔽性等诸多优点,广泛地应用在飞机、导弹、车辆、舰船等需要自主导航信息的场合。自从光学陀螺(激光陀螺、光纤陀螺)出现以后,在捷联惯性导航技术的基础上发展了旋转式惯性导航***,它采用***级旋转调制技术来降低惯性元件误差对导航结果的影响,从而提升惯导***的精度。旋转式惯导***具有精度高、可靠性好、成本适中等突出优点,目前在国内外的航海舰船领域等需要长期自主导航的场合得到了广泛应用。
旋转式惯导***根据转轴数目的多少可以划分为单轴***、双轴***、三轴***等类型,其中三轴旋转式***不但可以自动调制抵消掉所有惯性元件漂移误差对导航结果的影响,而且可以实现对载体航向运动的完全隔离,从而能够获得更高的导航定位精度,在航海高精度惯性导航领域具有良好的应用前景。三轴旋转式惯导***的定位精度远优于单轴***或者纯捷联式***,但是其短期姿态精度却表现较差,其原因在于,三轴旋转式惯导***在正常导航工作时,其核心部件惯性测量单元(IMU)在空间不断翻转,由于轴系转动误差、结构变形误差等因素影响,***的输出姿态角上叠加了额外的IMU调制姿态误差,从而导致其姿态稳定性或者短时间内姿态波动情况要劣于单轴***或捷联式***,并由此限制了三轴旋转式***在一些对姿态性能要求更高的场合应用。
具体来说,对于三轴旋转式惯导***,其内部惯性导航解算进行姿态更新直接得到的是IMU(惯性测量单元)的姿态矩阵,需要根据***实时采集的旋转机构转动角度,将IMU的姿态矩阵转换为***基座的姿态矩阵,才能得到最终需要的载体姿态角。在这个过程中,调制机构的测角误差、轴系的结构误差、IMU的安装误差,将会引入到最终的姿态输出波动中,例如轴系测角误差或者结构变形角度10角秒,则IMU在空间翻转会导致在一个调制周期中的***姿态输出附加±10角秒的姿态波动。特别是对于激光陀螺三轴旋转式惯导***来说,其内部IMU广泛采用的是机械抖动激光陀螺,需要在IMU内部安装橡胶减振器来保障IMU的正常工作,当IMU在空间翻转时,橡胶减振器的变形最大可以达到10到30个角秒范围,这将导致最终的惯导***输出姿态角(航向角、纵摇角、横摇角)增加了±10~±30角秒的姿态输出波动。采用误差建模软件补偿、光学姿态监控补偿等方法可以减小姿态输出波动,短期效果较好,但是长时间看各种补偿参数会发生变化,导致补偿的稳定性和精度有限,仍然达不到较好的长期效果。
高性能惯性导航***的姿态精度是其核心性能指标之一,其姿态输出需要满足载体姿态控制、制导控制、传递对准、变形测量、姿态基准等多种应用需求,提高其姿态性能意义重大。对于三轴旋转式惯导***来说,其定位性能可以长时间保持,但是其短期姿态性能反而不如单轴***或纯捷联式惯导***,从而使其姿态精度正成为***的一个明显短板。为了提升三轴旋转式惯导***的姿态性能,本发明提供了一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航***,能够显著消除掉旋转调制时IMU空间翻转引起的姿态输出波动误差,从而满足多种应用场合的高稳定性、高精度姿态性能需求。
发明内容
针对上述现有技术中三轴旋转式惯导***中存在的姿态输出波动问题,本发明提供一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航***,能够有效消除由于惯性测量单元旋转调制与***各种误差耦合引起的惯导***输出姿态波动,从而显著提升三轴旋转式惯导***的姿态稳定性。
为实现上述目的,本发明提供一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航***,在载体上搭载基于三轴旋转式惯导***的导航***,所述导航***包括外环转动框架、中环转动框架、内环转动框架与主惯性测量单元,并在外环转动框架上安装辅助惯性测量单元;
所述导航方法包括如下步骤:
步骤1,对所述主惯性测量单元、所述辅助惯性测量单元的惯性测量数据分别进行实时惯性导航解算,得到主惯性导航结果与辅助惯性导航结果;
步骤2,基于所述主惯性导航结果对所述辅助惯性测量单元的惯性导航误差进行卡尔曼滤波最优估算并定期校正;
步骤3,基于校正后的所述辅助惯性测量单元得到载体姿态,并将所述载体姿态与所述主惯性导航结果中的位置信息、速度信息作为导航结果输出。
在其中一个实施例,步骤2具体为:
步骤2.1,以所述主惯性导航结果为基准值,得到所述辅助惯性测量单元的导航误差观测矢量,并建立所述辅助惯性测量单元的误差状态模型和误差观测模型;
步骤2.2,根据所述导航误差观测矢量,对所述辅助惯性测量单元的状态误差参量进行实时卡尔曼滤波递推计算,并在进行所述卡尔曼滤波递推计算时间T KF 后,得到所述辅助惯性测量单元的状态误差参量最优估计值,其中,T KF 为所述主惯性测量单元旋转调制周期的整数倍;
步骤2.3,根据所述辅助惯性测量单元的状态误差参量最优估计值,对所述辅助惯性测量单元的惯性导航误差进行校正;
步骤2.4,完成上述步骤2.1至步骤2.3后,重新按照步骤2.1至步骤2.3的方法以T KF 时间周期不断循环进行辅助惯性测量单元的误差校正。
在其中一个实施例,步骤2.1中,所述导航误差观测矢量,具体为:
其中,Z为导航误差观测矢量,为经度误差观测值,为纬度误差
观测值,为东向速度误差观测值,北向速度误差观测值,、、、分别为所述辅助惯性导航结果经度、纬度、东向速度、北向速度,、、、分别为所述
主惯性导航结果中的经度、纬度、东向速度、北向速度,、、为姿态误差角度参量,T为
矩阵转置;
所述误差状态模型和所述误差观测模型为:
其中,X为所述辅助惯性测量单元的状态误差参量,A为状态矩阵,H为观测矩阵。
在其中一个实施例,步骤2.2中,所述卡尔曼滤波递推计算的具体过程为:
其中,为***第k步的n维状态向量,为***的m维观测序列,为第k步n
维状态向量的预测值,为***第k-1步的n维状态向量,为滤波增益矩阵,为一
步预测误差方差阵,为第k-1步的估计误差方差阵,为第k步的估计误差方差阵,I为单
位矩阵,为维观测矩阵,为维噪声输入矩阵,为***过程噪声的维对称非负定方差矩阵,为***观测噪声的维对称正定方差阵,为系
统的维状态转移矩阵,根据状态矩阵A计算得到;
设所述主惯性测量单元的旋转调制周期为,从所述三轴旋转式惯导***的三
轴转动机构处于零位的时刻开始对所述辅助惯性测量单元的状态误差参量X进行卡尔曼滤
波递推计算,当计算时间T KF 为转动周期的整数倍时,所述辅助惯性测量单元的状态误差参
量最优估计值为:
其中,、、、为所述辅助惯性测量单元的经度、纬度、东向速度、北向
速度误差参量最优估计值,、、为所述辅助惯性测量单元的姿态角度误差参量最优估
计值,、、为所述辅助惯性测量单元的陀螺漂移误差参量最优估计值,、、为
所述辅助惯性测量单元的加速度计漂移误差参量最优估计值。
在其中一个实施例,步骤3中,所述基于校正后的所述辅助惯性测量单元得到载体姿态,具体为:
步骤3.1,基于校正后的所述辅助惯性测量单元的姿态矩阵,得到载体的姿态矩阵;
步骤3.2,基于载体的姿态矩阵,解算得到载体的三个姿态角。
在其中一个实施例,步骤3.1具体为:
在其中一个实施例,在所述辅助惯性测量单元的惯性导航误差经过第一次校正后,步骤3中所述载体姿态保持由所述辅助惯性测量单元的姿态矩阵计算得到并实时输出,同时辅助惯性测量单元的姿态矩阵误差以周期T KF 进行定期校正,从而保证所述载体姿态输出的长期精度。
在其中一个实施例,步骤3.2中,载体的三个姿态角分别为:
其中,为纵摇角,为横摇角,为航向角,为姿态矩阵的第3行、第2列
得值,为姿态矩阵的第3行、第1列得值,为姿态矩阵的第3行、第3列得值,为
姿态矩阵的第1行、第2列得值,为姿态矩阵的第2行、第2列得值。
为实现上述目的,本发明还提供一种基于三轴旋转式惯导***的导航***,包括:
三轴旋转式惯导***,包括基座、外环转动框架、中环转动框架、内环转动框架与主惯性测量单元,所述主惯性测量单元固联安装在所述内环转动框架上,所述主惯性测量单元包括3个主陀螺仪和3个主加速度计;
辅助惯性测量单元,包括设在所述外环转动框架上的3个辅助陀螺仪和3个辅助加速度计;
导航计算单元,与所述主惯性测量单元、所述辅助惯性测量单元电连接,用于根据上述的导航方法的部分或全部步骤进行惯性导航。
在其中一个实施例,所述辅助陀螺仪为能够与所述外环转动框架刚性固连的全固态陀螺仪。
与现有技术相比,本发明的优点在于:
1、本发明解决了三轴旋转式惯导***在导航工作时,在一个旋转调制周期内,由惯性测量单元旋转调制与***各种误差耦合引起的惯导输出姿态波动问题,显著提升三轴旋转式惯导***的姿态稳定性,为高精度的载体姿态控制、制导控制、传递对准、变形测量、姿态基准等提供了姿态信息保障;
2、本发明的导航方法及导航***,利用外环轴隔离了载体航向运动对辅助惯性测量单元、主惯性测量单元的影响,并利用主惯性测量单元对辅助惯性测量单元的误差进行了监控校正,因此硬件上只需要增加一套中低精度的辅助惯性测量单元,使整个***以较小的代价获得了较大的姿态性能提升。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案,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的前提下,还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明实施例中现有三轴旋转式惯导***转动结构示意图;
图2为本发明实施例中基于三轴旋转式惯导***的导航***结构示意图;
图3为本发明实施例中导航方法的流程示意图;
图4为本发明实施例中三轴***传统方法输出姿态角波动误差示意图,其中:(a)为航向角波动误差示意图,(b)为纵摇角波动误差示意图,(c)为横摇角波动误差示意图;
图5为本发明实施例中辅助惯性测量单元纯惯性姿态角误差示意图,其中:(a)为航向角误差示意图,(b)为纵摇角误差示意图,(c)为横摇角误差示意图;
图6为本发明实施例中采用辅助惯性测量单元后***输出姿态角误差示意图,其中:(a)为航向角误差示意图,(b)为纵摇角误差示意图,(c)为横摇角误差示意图。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例,参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。
另外,本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合,但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础,当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在,也不在本发明要求的保护范围之内。
本实施例中公开了一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航***,通过在载体上搭载基于三轴旋转式惯导***的导航***,并在三轴旋转式惯导***的外环转动框架上安装辅助惯性测量单元,利用外环轴隔离了载体航向运动对辅助惯性测量单元、主惯性测量单元的影响,并利用主惯性测量单元对辅助惯性测量单元的误差进行了监控校正,解决了三轴旋转式惯导***在导航工作时,在一个旋转调制周期内,由惯性测量单元旋转调制与***各种误差耦合引起的惯导输出姿态波动问题,显著提升三轴旋转式惯导***的姿态稳定性。
参考图1为现有的三轴旋转式惯导***。图1中,1为基座,2为外环转动框架,3为中环转动框架,4为内环转动框架,5为惯性测量单元。其中,基座安装在载体上,惯性测量单元(IMU)固联安装在转动机构的内环转动框架上,上面安装有3个高精度陀螺仪和3个加速度计。
本实施例中所基于的三轴旋转式惯导***如图2所示。图2中,1为基座,2为外环转
动框架,3为中环转动框架,4为内环转动框架,5为主惯性测量单元,6、7、8分别为辅助惯性
测量单元的三个辅助陀螺仪,9为加速度计组件(内含3个辅助加速度计)。辅助惯性测量单
元的辅助陀螺仪和辅助加速度计固联在一个半包围的外环转动框架上,其中,辅助陀螺仪
为能够与外环转动框架刚性固连的全固态陀螺仪,例如四频差动激光陀螺、光纤陀螺、半球
谐振陀螺等。三轴转动机构的外环轴垂直于载体的安装平面,中环轴平行于载体的安装平
面。当三个转轴处于零位时,三个转轴之间相互正交。并且此时载体坐标系、辅助惯
性测量单元坐标系、主惯性测量单元坐标系完全重合。在***正常导航工
作时,外环轴用于隔离载体的航向运动,中环轴和内环轴用于实现对主惯性测量单元的旋
转调制。
在本实施例中的三轴旋转式惯导***正常工作时,外环轴带动外环转动框架和辅
助惯性测测量单元一起转动,中环轴带动中环转动框架转动,内环轴带动内环转动框架和
主惯性测量单元一起转动。三轴转动结构的转动角度由对应轴系中的测角元件实时测量得
到,其中,内环转动框架、中环转动框架、外环转动框架的转动角度分别为、、。导航计
算单元分别对主惯性测量单元和辅助惯性测量单元进行2路独立的惯性导航实时解算,并
控制外环轴隔离载体的航向变化,保证外环转动框架上的辅助惯性测量单元不随载体航向
转动;同时控制中环轴和内环轴带动主惯性测量单元在空间旋转或翻转,实现对主惯性测
量单元的旋转调制及长航时导航误差抑制。
本实施例中的导航方法如图3所示,具体包括如下步骤:
步骤1,对主惯性测量单元、辅助惯性测量单元的惯性测量数据分别进行实时惯性导航解算,得到主惯性导航结果与辅助惯性导航结果。
对主惯性测量单元进行实时惯性导航解算得到的主惯性导航结果包括主惯性测
量单元的东向速度、北向速度、天向速度、经度、纬度、高度以及姿态矩阵,
其中,代表从坐标系到计算地理坐标系的变换矩阵。根据姿态矩阵得
到坐标系中的姿态矩阵值,其中为从坐标系到坐标系的变换矩阵,根据内框架转动角度和中框架转动角度实时计算得到。
步骤2,基于主惯性导航结果对辅助惯性测量单元的惯性导航误差进行卡尔曼滤波最优估算并定期校正,其具体实施过程为:
步骤2.1,以主惯性导航结果为基准值,得到辅助惯性测量单元的导航误差观测矢量,并建立辅助惯性测量单元的误差状态模型和误差观测模型;
步骤2.2,根据导航误差观测矢量,对辅助惯性测量单元的状态误差参量进行实时卡尔曼滤波递推计算,并在进行卡尔曼滤波递推计算时间T KF 后,得到辅助惯性测量单元的状态误差参量最优估计值,其中,T KF 为主惯性测量单元旋转调制周期的整数倍;
步骤2.3,根据辅助惯性测量单元的状态误差参量最优估计值,对辅助惯性测量单元的惯性导航误差进行校正;
步骤2.4,完成上述步骤2.1至步骤2.3后,重新按照步骤2.1至步骤2.3的方法以T KF 时间周期不断循环进行辅助惯性测量单元的误差校正。
步骤2.1中,导航误差观测矢量具体为:
其中,Z为导航误差观测矢量,为经度误差观测值,为纬度误
差观测值,为东向速度误差观测值,北向速度误差观测值,、、、分别为辅助惯性导航结果经度、纬度、东向速度、北向速度,、、、分别为主
惯性导航结果中的经度、纬度、东向速度、北向速度,、、为姿态误差角度参量,T为矩
阵转置。
其中,I为单位矩阵。
步骤2.1中,辅助惯性测量单元的误差状态模型和误差观测模型为:
其中,X为辅助惯性测量单元的状态误差参量,A为状态矩阵,H为观测矩阵。
状态误差参量X为:
上述状态误差参量X中各个分分量分别为辅助惯性测量单元的经度误差、纬度
误差、东速误差、北速误差、x方向姿态误差角、y方向姿态误差角、z方向姿
态误差角、陀螺x漂移、陀螺y漂移、陀螺z漂移、加速度计x漂移、加速度计y漂
移、加速度计z漂移。
状态矩阵A由惯性导航***的位置、速度、姿态误差方程扩展得到。当导航解算采用东北天地理坐标系的指北方位***时,状态矩阵A可以表示为:
步骤2.2中,卡尔曼滤波递推计算的具体实施方式为:
建立线性离线***的卡尔曼滤波递推方程,对辅助惯性测量单元的状态误差参量X进行实时递推计算。
本实施例中,卡尔曼滤波递推计算的步骤及公式如下:
其中,为***第k步的n维状态向量,为***的m维观测序列,为第k步n
维状态向量的预测值,为***第k-1步的n维状态向量,为滤波增益矩阵,为一
步预测误差方差阵,为第k-1步的估计误差方差阵,为第k步的估计误差方差阵,I为单
位矩阵,为维观测矩阵,为维噪声输入矩阵,为***过程噪声的维对称非负定方差矩阵,为***观测噪声的维对称正定方差阵,为
***的维状态转移矩阵,其计算方法是:
设主惯性测量单元的旋转调制周期为,从三轴旋转式惯导***的三轴转动机
构处于零位的时刻开始对辅助惯性测量单元的状态误差参量X进行卡尔曼滤波递推计算,
当计算时间T KF 为转动周期的整数倍时(即),辅助惯性测量单元的状态
误差参量最优估计值为:
其中,、、、为辅助惯性测量单元的经度、纬度、东向速度、北向速度误
差参量最优估计值,、、为辅助惯性测量单元的姿态角度误差参量最优估计值,、、为辅助惯性测量单元的陀螺漂移误差参量最优估计值,、、为辅助惯性测量单
元的加速度计漂移误差参量最优估计值。
步骤3,基于校正后的辅助惯性测量单元得到载体姿态,并将载体姿态与主惯性导航结果中的位置信息、速度信息作为导航结果输出。
本实施例中,基于校正后的辅助惯性测量单元得到载体姿态的具体实施方式为:
步骤3.1,基于校正后的辅助惯性测量单元的姿态矩阵,得到载体的姿态矩阵:
其中,为纵摇角,为横摇角,为航向角,为姿态矩阵的第3行、第2列
得值,为姿态矩阵的第3行、第1列得值,为姿态矩阵的第3行、第3列得值,为
姿态矩阵的第1行、第2列得值,为姿态矩阵的第2行、第2列得值。
将、、替代只利用主惯性测量单元导航解算得到的载体姿态角、、
,即实现了惯导输出姿态中的旋转调制姿态波动消除。导航***的位置、速度输出可以一直
按照主惯性测量单元的导航计算结果经度、纬度、高度、东向速度、北向速度、天
向速度进行输出。
需要注意的是,在辅助惯性测量单元的第一次卡尔曼滤波校正完成后,导航***
的姿态输出需要保持一直由辅助惯性测量单元计算得到的载体姿态姿态角、、进
行实时输出,并同时按照上述步骤对辅助惯性测量单元开始新一次的卡尔曼滤波误差估算
和校正,并且在每一个滤波周期T KF 完成后,对辅助惯性测量单元的姿态矩阵进行修正,
从而保证姿态角、、的长期精度。
下面结合具体的仿真示例对本实施例中的导航方法作出进一步的说明。
***仿真设置经度为112.99°,纬度为28.22°,高度为0;主惯性测量单元的陀螺漂
移0.003°/h,加速度计漂移10μg;辅助惯性测量单元的陀螺漂移0.01°/h,加速度计漂移30μ
g;内环轴、中环轴的转动角度误差分别设定为角秒、角秒,其中、分别
为内环轴转角、中环轴转角;***的内环轴、中环轴采用的是16次序旋转调制方案,旋转调
制周期为400秒,辅助惯性测量单元的卡尔曼滤波校正周期为800秒。
采用传统三轴旋转式惯导***的导航方法,只利用主惯性测量单元导航解算载体姿态角,得到4000秒内***输出姿态角误差情况如图4所示。由图4可见,由于轴系转动角度等15个角秒的误差,导致传统方法的输出姿态角(航向角、纵摇角、横摇角)中存在着幅度为15角秒的姿态波动,这将对***的输出姿态稳定性造成较大影响。
本实施例的导航方法中,新增加的辅助惯性测量单元,如果不与主惯性测量单元进行组合导航滤波,得到4000秒内的纯惯性输出姿态角误差情况如图5所示。由图5可见,由于辅助惯性测量单元的精度一般,并且没有误差旋转调制,其解算得到的载体姿态角虽然没有旋转调制引起的波动,但长期误差较大,特别是4000秒后航向角误差达到20角秒,并且航向角误差还会随时间不断的发散增大。
采用本实施例的导航方法,对辅助惯性测量单元与主惯性测量单元进行组合导航处理,得到4000秒内***输出载体姿态角误差情况如图6所示。由于卡尔曼滤波校正周期为800秒,因此在开始的800秒内,输出的姿态其实仍是辅助惯性测量单元的纯惯性姿态角数据,在800秒时进行了第1次滤波校正,***输出姿态波动误差明显降低,在1600秒时进行了第2次滤波校正后,一直到4000秒之间输出姿态误差波动显著降低,其中航向角误差波动为-1.2角秒,纵摇角误差最大波动为0.13角秒,横摇角误差最大波动为-0.36角秒。在2400、3200、4000秒时对辅助惯性测量单元分别进行了第3、4、5次滤波校正,以此类推下去,只要维持辅助惯性测量单元滤波校正的不断进行,从第2次滤波校正后***输出姿态误差波动就能够一直维持在较小的水平。
从图4至图6可以看出,采用本实施例的导航方法能够将有效抑制由旋转调制引起的姿态误差波动,从而达到消除***调制姿态波动、提升***姿态精度的目的。
总之,得益于三轴旋转式惯导***的旋转调制作用,主惯性测量单元的长期导航精度较高,但一个旋转调制周期内的短期姿态波动较大。由于辅助惯性测量单元不参与空间翻转以及外环轴对辅助惯性测量单元的航向隔离作用,辅助惯性测量单元的短期导航结果稳定性较高,但是长期导航精度较差。因此通过增加辅助惯性测量单元并实施上述导航处理方法,可以很好地将主惯性导航单元与辅助惯性测量单元的惯性导航信息进行深度融合,最终达到消除***调制姿态波动、提升***姿态精度的目的。同时,导航***的位置、速度输出可以直接采用主惯性测量单元的导航计算结果,因此本实施例的导航方法不改变三轴旋转式惯导***的位置、速度精度。
以上所述仅为本发明的优选实施例,并非因此限制本发明的专利范围,凡是在本发明的发明构思下,利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换,或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。
Claims (8)
1.一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法,其特征在于,在载体上搭载基于三轴旋转式惯导***的导航***,所述导航***包括外环转动框架、中环转动框架、内环转动框架与主惯性测量单元,并在外环转动框架上安装辅助惯性测量单元;
所述导航方法包括如下步骤:
步骤1,对所述主惯性测量单元、所述辅助惯性测量单元的惯性测量数据分别进行实时惯性导航解算,得到主惯性导航结果与辅助惯性导航结果;
步骤2,基于所述主惯性导航结果对所述辅助惯性测量单元的惯性导航误差进行卡尔曼滤波最优估算并定期校正;
步骤3,基于校正后的所述辅助惯性测量单元得到载体姿态,并将所述载体姿态与所述主惯性导航结果中的位置信息、速度信息作为导航结果输出;
步骤3中,所述基于校正后的所述辅助惯性测量单元得到载体姿态,具体为:
步骤3.1,基于校正后的所述辅助惯性测量单元的姿态矩阵,得到载体的姿态矩阵,具体为:
步骤3.2,基于载体的姿态矩阵,解算得到载体的三个姿态角。
2.根据权利要求1所述的基于三轴旋转式惯导***的导航方法,其特征在于,步骤2具体为:
步骤2.1,以所述主惯性导航结果为基准值,得到所述辅助惯性测量单元的导航误差观测矢量,并建立所述辅助惯性测量单元的误差状态模型和误差观测模型;
步骤2.2,根据所述导航误差观测矢量,对所述辅助惯性测量单元的状态误差参量进行实时卡尔曼滤波递推计算,并在进行所述卡尔曼滤波递推计算时间T KF 后,得到所述辅助惯性测量单元的状态误差参量最优估计值,其中,T KF 为所述主惯性测量单元旋转调制周期的整数倍;
步骤2.3,根据所述辅助惯性测量单元的状态误差参量最优估计值,对所述辅助惯性测量单元的惯性导航误差进行校正;
步骤2.4,完成上述步骤2.1至步骤2.3后,重新按照步骤2.1至步骤2.3的方法以T KF 时间周期不断循环进行辅助惯性测量单元的误差校正。
4.根据权利要求3所述的基于三轴旋转式惯导***的导航方法,其特征在于,步骤2.2中,所述卡尔曼滤波递推计算的具体过程为:
其中,为***第k步的n维状态向量,/>为***的m维观测序列,/>为第k步状态向量的预测值,/>为***第k-1步的n维状态向量,/>为滤波增益矩阵,/>为一步预测误差方差阵,/>为第k-1步的估计误差方差阵,/>为第k步的估计误差方差阵,I为单位矩阵,/>为/>维观测矩阵,/>为/>维噪声输入矩阵,/>为***过程噪声/>的/>维对称非负定方差矩阵,/>为***观测噪声/>的/>维对称正定方差阵,/>为***的/>维状态转移矩阵,/>根据状态矩阵A计算得到;
设所述主惯性测量单元的旋转调制周期为,从所述三轴旋转式惯导***的三轴转动机构处于零位的时刻开始对所述辅助惯性测量单元的状态误差参量X进行卡尔曼滤波递推计算,当计算时间T KF 为转动周期的整数倍时,所述辅助惯性测量单元的状态误差参量最优估计值/>为:
5.根据权利要求1至4任一项所述的基于三轴旋转式惯导***的导航方法,其特征在于,在所述辅助惯性测量单元的惯性导航误差经过第一次校正后,步骤3中所述载体姿态保持由所述辅助惯性测量单元的姿态矩阵计算得到并实时输出,同时辅助惯性测量单元的姿态矩阵误差以周期T KF 进行定期校正,从而保证所述载体姿态输出的长期精度。
7.一种基于三轴旋转式惯导***的导航***,其特征在于,包括:
三轴旋转式惯导***,包括基座、外环转动框架、中环转动框架、内环转动框架与主惯性测量单元,所述主惯性测量单元固联安装在所述内环转动框架上,所述主惯性测量单元包括3个主陀螺仪和3个主加速度计;
辅助惯性测量单元,包括设在所述外环转动框架上的3个辅助陀螺仪和3个辅助加速度计
导航计算单元,与所述主惯性测量单元、所述辅助惯性测量单元电连接,用于根据权利要求1至6任一项所述的导航方法的部分或全部步骤进行惯性导航。
8.根据权利要求7所述的基于三轴旋转式惯导***的导航***,其特征在于,所述辅助陀螺仪为能够与所述外环转动框架刚性固连的全固态陀螺仪。
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