空天飞行器惯性传感器误差在线自适应标定方法技术

本发明专利技术公开了一种空天飞行器惯性传感器误差在线自适应标定方法，该方法包括以下步骤：首先建立惯性传感器在空天飞行器高动态飞行过程中的误差模型，包括安装误差、刻度因子误差和随机常值误差；随后建立包含惯性传感器误差参数在内的高阶在线标定滤波状态方程和量测方程；最后在空天飞行器高动态飞行过程中对惯性传感器误差进行在线自适应标定与实时补偿，获得惯性传感器误差补偿校正后的惯性导航系统导航结果。本方法能够在空天飞行器高动态飞行过程中实现对惯性导航系统惯性传感器安装误差、刻度因子误差和随机常值误差的实时标定及补偿，有效提高空天飞行环境下的惯性导航系统性能，适合于工程应用。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术公开了，属于惯性导航惯 性传感器误差标定

技术介绍
空天飞行器是一种集航空器、航天器和运载器于一体的可重复使用的新型飞行 器，兼备了航空与航天的优势，以其极大的民用价值和战略军事应用价值而得到各发达国 家的重视。空天飞行器从起飞到降落的整个飞行过程中，要经历起飞，加速入轨，轨道驻留， 灵活变轨，高速再入五个阶段，这种复杂的运动特性要求其导航系统具有多任务、多工作模 式、大空域机动下的可靠和高精度工作能力，以适应空天飞行器各飞行阶段不同的导航需 求。 捷联惯性导航系统是空天飞行器的基本导航系统，惯性传感器（陀螺仪和加速度 计）的测量误差是影响捷联惯性导航系统精度的主要因素。在空天飞行器高动态飞行过程 中，由于飞行模式切换和高动态飞行过程中的强振动冲击、气流扰动等影响导致的机体变 形将引起惯性传感器的轴线不能与机体轴线完全重合，进而导致安装误差和刻度因子误差 显著增大；长航时的巡航飞行也将导致惯性传感器的随机常值误差随着时间的增加而偏离 初始标定值。这些误差如果在空天飞行器高动态飞行过程中不能进行在线标定与补偿，将 在很大程度上影响导航精度。 惯性传感器误差在线标定大多采用卡尔曼滤波进行误差参数的实时估计，但传统 的卡尔曼滤波要求系统噪声和量测噪声的统计特性精确已知。由于空天飞行器多任务、多 工作模式、大范围高速机动的特点，系统噪声和量测噪声的统计特性会受到飞行模式与环 境的影响，不可能完全已知，传统卡尔曼滤波的标定方法将不再适用。因此，研宄一种在空 天飞行器高动态飞行过程中对惯性传感器误差进行在线自适应标定的方法，能够有效提高 空天飞行器高动态飞行过程中的惯性导航系统精度，将具有突出的应用价值。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题，是针对前述
技术介绍
的缺陷和不足，提出一种空天 飞行器惯性传感器误差在线自适应标定方法，实现高精度的导航要求。 本专利技术为解决上述技术问题采用以下技术方案： -种，该方法包括以下步骤： 步骤一，建立惯性传感器误差模型，包括陀螺仪和加速度计的安装误差、刻度因子 误差和随机常值误差矩阵；步骤二，将所述三类误差的误差参数扩展为系统状态变量，构 建高阶卡尔曼滤波状态方程及量测方程；步骤三，对系统状态方程和量测方程进行离散化 处理，并且对状态量、量测量实时更新，实现对空天飞行器惯性导航系统惯性传感器安装误 差、刻度因子误差及随机常值误差的在线自适应标定与补偿。 进一步的，所述步骤一具体指： 建立陀螺仪的安装误差矩罔【主权项】1. 一种，其特征在于，该方法包括以 下步骤：步骤一，建立惯性传感器误差模型，包括陀螺仪和加速度计的安装误差、刻度因子 误差和随机常值误差矩阵；步骤二，将所述三类误差的误差参数扩展为系统状态变量，构 建高阶卡尔曼滤波状态方程及量测方程；步骤三，对系统状态方程和量测方程进行离散化 处理，并且对状态量、量测量实时更新，实现对空天飞行器惯性导航系统惯性传感器安装误 差、刻度因子误差及随机常值误差的在线自适应标定与补偿。2. 根据权利要求1所述的一种，其特 征在于，所述步骤一具体指： 建立陀螺仪的安装误差矩阵SGx、SGy、SGA1USX 轴、Y轴及Z轴陀螺仪的安装误差角；陀螺仪的刻度因子误差矩阵δ Kg= diagT，ebx，eby，ebz分别为X轴、Y轴及Z轴陀螺仪的随机常值 误差；所述陀螺仪的安装误差角和刻度因子均取为随机常数，X、Y、Z三轴的陀螺仪误差模 型相同：(2) 式（2)中，Jcj为陀螺仪的安装误差矩阵δ G的一阶导数，为陀螺仪的刻度因子误 差矩阵S Kg的一阶导数； 建立加速度计的安装误差矩阵轴、Y轴及Z轴加速度计的安装误差角；加速度计的刻度因子误差矩阵δ Ka= diag，δ Kax、δ Kay、δ Kaz分别为X轴、Y轴及Z轴加速度计的刻度因子；加速度计的 随机常值误差矩阵▽，[▽? Vqy ，▽吵，Vaz分别为X轴、Y轴及Z轴加速 度计的随机常值误差；所述加速度计的安装误差角和刻度因子均取为随机常数，X、Y、Z三 轴的加速度计误差模型相同：(4) 式（4)中，为加速度计的安装误差矩阵δ A的一阶导数，为加速度计的刻度因 子误差矩阵δ Ka的一阶导数。3. 根据权利要求1所述的一种，其特 征在于，所述步骤二具体指： 在步骤一对惯性传感器安装误差、刻度因子误差及随机常值误差建模的基础上，将所 述三类误差的误差参数扩展为系统状态变量，构建高阶卡尔曼滤波状态方程及量测方程：式（5)中，X为系统状态变量；X为状态变量X的一阶导数；F为系统矩阵；G为系统噪 声系数矩阵;W为系统噪声矩阵；Z为观测量矩阵；H为量测矩阵；V为量测噪声矩阵； 高阶滤波器的系统状态变量X为：式（6)中，^外，％分别为惯性导航系统中的一种坐标系三个方向平台误差角状态 量；δνΕ，δνΝ，δνυ分别为惯性导航系统中对应所述坐标系的三个方向速度误差状态量； SL，δ λ，Sh分别为惯性导航系统中的炜度、经度及高度误差状态量；ebx，eby，ebz分别 为惯性导航系统中X轴、Y轴及Z轴方向陀螺仪的随机常值误差状态量；V ttt5Vay,Vaz分别为 惯性导航系统中X轴、Y轴及Z轴方向加速度计的随机常值误差状态量；δ Αχ，δ Ay，δ \分 别为惯性导航系统中X轴、Y轴及Z轴方向加速度计的安装误差角状态量；δ Kax，δ Kay，δ Kaz 分别为惯性导航惯性导航系统中X轴、Y轴及Z轴方向加速度计的刻度因子误差状态量； δ Gx，δ Gy，δ Gz分别为惯性导航系统中X轴、Y轴及Z轴方向陀螺仪的安装误差角状态量； δ Kgx，δ Kgy，δ Kgz*别为惯性导航系统中X轴、Y轴及Z轴方向陀螺仪的刻度因子误差状态 量。4.根据权利要求1所述的一种，其特 征在于，所述步骤三具体指： 步骤3. 1，将滤波器状态方程和量测方程离散化处理：(丨7) 式（17)中，Xk为t k时刻系统状态变量；X η为t ^时刻系统状态变量；Φ 为t ^时 刻至tk时刻系统的一步状态转移矩阵；Γ ^为t η时刻至t k时刻系统噪声系数矩阵;W η 为时刻系统噪声矩阵；Z k为t k时刻的位置、速度及姿态观测量矩阵；H k为t k时刻量测 矩阵;Vk为t k时刻量测噪声矩阵； 步骤3. 2,按照式（18)-(23)对步骤3. 1部分系统噪声协方差阵与量测噪声协方差阵进 行自适应估计：其中，为时刻至tk时刻一步预测状态量；刻滤波状态估计量； 为tk时刻的新息序列；C k为t k时刻的新息协方差阵；Q ^为t η时刻的系统噪声估计 协方差阵；KlrtS t η时刻滤波增益矩阵；P khS t η时刻至t k时刻一步预测协方差矩阵； Plrt为t η时刻滤波状态估计协方差矩阵；R k为t k时刻的量测噪声估计协方差阵； 步骤3. 3,按照式（27)-(29)实现对系统状态量和协方差信息的量测更新：其中，Kk为t k时刻滤波增益矩阵；i/|A为tk时刻滤波状态估计量;P k为t k时刻滤波状 态估计协方差矩阵； 步骤3. 4,在步骤3. 3得到对传感器安装误差、刻度因子误差及随机常值误差的标定结 果后，暂存标定值，利用标定值对传感器安装误差、刻度因子误差本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种空天飞行器惯性传感器误差在线自适应标定方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一，建立惯性传感器误差模型，包括陀螺仪和加速度计的安装误差、刻度因子误差和随机常值误差矩阵；步骤二，将所述三类误差的误差参数扩展为系统状态变量，构建高阶卡尔曼滤波状态方程及量测方程；步骤三，对系统状态方程和量测方程进行离散化处理，并且对状态量、量测量实时更新，实现对空天飞行器惯性导航系统惯性传感器安装误差、刻度因子误差及随机常值误差的在线自适应标定与补偿。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王洁，熊智，王东升，邢丽，刘建业，许建新，柏青青，赵慧，潘加亮，程娇娇，林爱军，戴怡洁，施丽娟，孔雪博，唐攀飞，万众，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32