惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法技术

本发明专利技术公开了惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，该方法首先建立陀螺误差模型，包括陀螺安装误差模型、标度因数误差模型和随机漂移误差模型；随后，将陀螺误差扩展为系统状态变量，建立惯性系下惯性/星光组合导航卡尔曼滤波状态方程和量测方程；最后在载体动态飞行过程中对陀螺误差进行在线标定与实时修正，获得陀螺误差修正后的惯性导航系统导航结果。本发明专利技术方法能够在飞行器动态飞行过程中有效利用星敏感器高精度姿态信息,实现对陀螺误差的在线标定和修正，提高惯性导航系统性能，适用于工程应用。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，属于惯性导航惯性传感器误差标定

技术介绍
近年来，随着高超声速飞行器和空天飞行器等高速、高机动飞行器的研制发展，对导航系统性能提出更高要求。惯性导航系统具有短时精度高、输出连续以及完全自主等突出优点，必将成为未来高超和空天飞行器导航系统的重要信息单元。惯性导航系统的误差主要由惯性传感器(IMU-加速度计和陀螺仪)测量误差引起，由于加速度计测量精度较高，陀螺仪误差成为影响惯导系统性能的主要因素。陀螺仪误差包括随机漂移误差和安装误差、标度因数误差等确定性误差，确定性的误差可以设法通过补偿加以消除，如国内外通常借助速率转台实现陀螺仪安装误差和标度因数误差的修正。而在高超声速飞行器和空天飞行器高动态飞行过程中，由于其飞行环境的影响，极有可能导致陀螺安装误差和标度因数误差较实验室标定值发生很大变化，在飞行器高速飞行下引起极大的导航误差。因此，在飞行器飞行过程中如何利用外部信息源估计并修正陀螺输出误差，实现在线标定对于提高系统实用精度具有重大意义。星敏感器作为一种高精度的姿态测量仪器，可直接提供误差不随时间积累的角秒级姿态信息，可弥补惯性导航系统误差随时间积累的缺点。但以地理系为参考系的惯性导航系统输出的导航信息和星光信息参考坐标系不一致，传统的方法是将星敏感器输出的相对于惯性坐标系的姿态信息转换到地理坐标系下的姿态信息，然后与惯性导航系统输出的姿态信息进行组合，该转换过程耦合了由惯性器件误差所带来的导航误差，无法充分发挥星光高精度姿态的误差修正作用。因此如何在保证高精度星敏姿态信息不受损的前提下，实现惯性和星光的有效组合，具有重要的研究意义。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：提供惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，在飞行器动态飞行过程中有效利用星敏感器高精度姿态信息，对陀螺误差进行在线标定和修正，显著提高了惯性导航系统精度。本专利技术为解决上述技术问题采用以下技术方案：惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，包括如下步骤：步骤1，建立陀螺误差模型，所述陀螺误差包括陀螺安装误差、标度因数误差和随机漂移误差；步骤2，在步骤1对陀螺误差建模的基础上，将步骤1所述三类误差的误差参数扩展为系统状态变量，构建惯性系下惯性/星光组合卡尔曼滤波状态方程；步骤3，将步骤1得到的陀螺原始输出信息进行惯性系下姿态解算，得到惯性系下载体姿态四元数，结合星敏感器输出的惯性系下载体姿态四元数，构建惯性系下惯性/星光组合卡尔曼滤波量测方程；步骤4，对系统状态方程和量测方程进行离散化处理，并采用卡尔曼滤波对状态量进行开环跟踪估计，从而得到陀螺安装误差、标度因数误差和随机游走误差的标定结果，在线对陀螺原始输出信息进行修正，然后反馈到地理系下惯性导航系统进行解算。作为本专利技术的一种优选方案，步骤1所述陀螺误差模型为： ω ~ i b b = ω i b b + ω m + ω k + ω b , ]]> ω m = δG θ ω i b b = 0 θ x z - θ x y - θ y z 0 θ y x θ z y - θ z x 0 ω i b b , ]]> ω k = δG k ω i b b = k x 0 本文档来自技高网...

【技术保护点】
惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，建立陀螺误差模型，所述陀螺误差包括陀螺安装误差、标度因数误差和随机漂移误差；步骤2，在步骤1对陀螺误差建模的基础上，将步骤1所述三类误差的误差参数扩展为系统状态变量，构建惯性系下惯性/星光组合卡尔曼滤波状态方程；步骤3，将步骤1得到的陀螺原始输出信息进行惯性系下姿态解算，得到惯性系下载体姿态四元数，结合星敏感器输出的惯性系下载体姿态四元数，构建惯性系下惯性/星光组合卡尔曼滤波量测方程；步骤4，对系统状态方程和量测方程进行离散化处理，并采用卡尔曼滤波对状态量进行开环跟踪估计，从而得到陀螺安装误差、标度因数误差和随机游走误差的标定结果，在线对陀螺原始输出信息进行修正，然后反馈到地理系下惯性导航系统进行解算。

【技术特征摘要】
1.惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，建立陀螺误差模型，所述陀螺误差包括陀螺安装误差、标度因数误差和随机漂移误差；步骤2，在步骤1对陀螺误差建模的基础上，将步骤1所述三类误差的误差参数扩展为系统状态变量，构建惯性系下惯性/星光组合卡尔曼滤波状态方程；步骤3，将步骤1得到的陀螺原始输出信息进行惯性系下姿态解算，得到惯性系下载体姿态四元数，结合星敏感器输出的惯性系下载体姿态四元数，构建惯性系下惯性/星光组合卡尔曼滤波量测方程；步骤4，对系统状态方程和量测方程进行离散化处理，并采用卡尔曼滤波对状态量进行开环跟踪估计，从而得到陀螺安装误差、标度因数误差和随机游走误差的标定结果，在线对陀螺原始输出信息进行修正，然后反馈到地理系下惯性导航系统进行解算。2.根据权利要求1所述惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，其特征在于，步骤1所述陀螺误差模型为： ω ~ i b b = ω i b b + ω m + ω k + ω b , ]]> ω m = δG θ ω i b b = 0 θ x z - θ x y - θ y z 0 θ y x θ z y - θ z x 0 ω i b b , ]]> ω k = δG k ω i b b = k x 0 0 0 k y 0 0 0 k z ω i b b , ]]>ωb＝εb+wg，其中，为陀螺原始输出信息，为载体真实角速率，ωm、ωk、ωb分别为陀螺安装误差、标度因数误差、随机漂移误差；δGθ为陀螺安装误差系数矩阵，θxy、θxz、θyx、θyz、θzx、θzy均为陀螺安装误差角；δGk为标度因数误差系数矩阵，kx、ky、kz分别对应为陀螺x、y、z轴方向的标度因数；εb为陀螺随机游走误差，wg为高斯白噪声。3.根据权利要求1所述惯性系下基于星光信息辅助的陀螺误差在线标定方法，其特征在于，步骤2所述状态方程为： X · ( t ) = F ( t ) X ( t ) + G ( t ) W ( t ) = - [ ω ^ i b b × ] - 1 2 Ω m - 1 2 Ω k - 1 2 I 3 × 3 0 6 × 3 0 6 × 3 0 6 × 3 0 6 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 X ( t ) + - 1 2 I 3 × 3 0 3 × 3 0 6 × 3 0 6 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 0 3 × 3 w g w r ]]> X ( t ) = δq 1 δq 2 δq 3 δθ x y δθ x z δθ y x δθ y z δθ z x δθ z y δk x ...

【专利技术属性】
技术研发人员：施丽娟，熊智，王融，邢丽，许建新，戴怡洁，殷德全，闵艳玲，孔雪博，唐攀飞，赵宣懿，鲍雪，黄欣，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