旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法技术

本发明专利技术公开了一种旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，属于组合导航系统测量技术领域。该方法包括以下步骤：建立外杆臂效应误差模型，将外杆臂效应误差扩展为系统状态量，建立滤波状态方程和量测方程，基于卡尔曼滤波器实现对外杆臂效应误差的在线估计。本发明专利技术能够实现对外杆臂长度的估计及补偿，进一步提高惯性/GPS组合导航系统精度，适合于工程应用。

Under the ins /GPS outer lever arm effect error compensation method of rotor disturbance

The present invention discloses inertial /GPS navigation and lever arm effect error compensation method of rotor disturbance, which belongs to the field of measuring technique of integrated navigation system. The method comprises the following steps: establish the lever arm effect error model, the lever arm effect error extended to the state variables of the system, the establishment of filter state equation and measurement equation, online estimation of Calman filter implements the lever arm effect error based on. The invention can realize the estimation and compensation of foreign arm length, to further improve the precision of inertial navigation system /GPS, suitable for engineering application.

【技术实现步骤摘要】
旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法
本专利技术涉及一种旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，属于组合导航系统测量

技术介绍
无人直升机的高机动、多模态的飞行特点对导航系统的精度和可靠性提出了极高的要求。由于无人直升机的主旋翼通常安装在机体中心位置，如果按照传统固定翼无人机的天线安装方式，在机体中心的上表面位置安装GPS天线，那么GPS导航信号到GPS天线间的传播路径会受到旋翼的周期性切割，导致接收机不能对其载波相位进行稳定跟踪锁定，大大减少了GPS信号接收的有效时间。因此，为了尽可能避免旋翼扰动的干扰，GPS天线的安装位置通常要远离旋翼扰动的位置，例如安装在机顶、尾桨上端等位置。然而，SINS一般安装在机舱内，这就导致了两者安装位置的不重合，输出的导航信息也就存在了安装坐标系的差异，当无人直升机飞行中存在角度运动时，会产生外杆臂效应误差。因此，非常有必要对旋翼扰动下惯性/GPS组合导航系统外杆臂效应误差进行估计和补偿。对于外杆臂效应误差，理想环境下，当无人直升机平飞时，SINS(捷联惯导系统)的速度与和加速度相位中心和GPS相同，SINS的位置也可以简单的通过GPS天线中心的位置加上外杆臂距离求得；但是考虑到无人直升机旋翼转动带来的机体振动，以及机体本身存在的角度运动，无法以简单的位置矢量叠加的形式获得GPS测量的飞行器质心的位置，从而产生外杆臂效应误差。针对外杆臂效应误差的相关研究算法比较少，因此，研究在旋翼扰动产生的机体振动环境下的惯性/GPS组合导航系统外杆臂效应误差补偿方法，从而提高无人直升机飞行过程中的导航系统精度，将具有突出的应用价值。
技术实现思路
本专利技术提出了一种旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，对外杆臂误差进行建模，将外杆臂效应误差扩展为系统状态量，建立包含外杆臂效应误差的滤波状态方程和量测方程，基于卡尔曼滤波器实现了对外杆臂效应误差的在线估计和补偿。该方法能实现对外杆臂效应误差的估计及补偿，进一步提高惯性/GPS组合导航系统精度。本专利技术为解决其技术问题采用如下技术方案：一种旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，包括以下步骤：步骤1，分析外杆臂效应误差原理，建立无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差模型；步骤2，在步骤1对无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差建模的基础上，建立包含外杆臂效应误差的滤波状态方程和量测方程；步骤3，根据步骤2建立的滤波状态方程和量测方程，利用GPS和惯导系统输出信息，实现对外杆臂效应误差的估计和补偿。步骤1所述的无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差模型为：ΔL＝rbΔV＝ω×rb其中，rb为机体坐标系下的外杆臂距离，定义为机体坐标系中GPS天线和SINS位置差；ΔL为机体坐标系下外杆臂效应引起的杆臂误差，ΔV为机体坐标系下外杆臂效应引起的速度偏差，Δa为机体坐标系下外杆臂效应引起的加速度偏差；ω为机体的角速率，ω×(ω×rb)为向心加速度，为切向加速度，同时有：其中，为机体坐标系下的地球自转角速率，为导航坐标系相对地球坐标系的角速度在机体坐标系上的分量，为机体坐标系相对于导航坐标系转动的角速度；步骤2所述的包含外杆臂效应误差的滤波状态方程为：其中，X(t)为系统状态变量，F(t)为系统矩阵，G(t)系统状态噪声系数矩阵，W(t)为系统噪声矩阵，为系统状态变量一阶微分，滤波状态方程表示为：其中，φ＝[φEφNφU]T为数学平台误差角，φE为东向平台误差角，φN为北向平台误差角，φU为天向平台误差角，δV＝[δVEδVNδVU]T为速度误差，δVE为东向速度误差，δVN为北向速度误差，δVU为天向速度误差，δP＝[δLδλδh]T为位置误差，δL为纬度位置误差，δλ为经度位置误差，δh为高度位置误差，δr＝[δrxδryδrz]T为外杆臂误差，δrx为外杆臂误差在X轴上的分量，δry为外杆臂误差在y轴上的分量，δrz为外杆臂误差在z轴上的分量；为数学平台误差角变化量，为速度误差变化量，为位置误差变化量，为外杆臂误差变化量，wa＝[waxwaywaz]T为加速度计白噪声误差，wax为X轴加速度计白噪声误差，way为y轴加速度计白噪声误差，waz为z轴加速度计白噪声误差，wg＝[wgxwgywgz]T为陀螺仪白噪声误差，wgx为x轴陀螺仪白噪声误差，wgy为y轴陀螺仪白噪声误差，wgz为z轴陀螺仪白噪声误差。同时有：其中，ωie为地球自转角速率，VE为速度误差在导航坐标系中东向的分量，VN为速度误差在导航坐标系中北向的分量，VU为速度误差在导航坐标系中天向的分量，fE为比力在导航坐标系中东向的分量，fN为比力在导航坐标系中北向的分量，fU为比力在导航坐标系中天向的分量，R为地球半径，RM为地球的子午圈曲率半径，RN为地球卯酉圈曲率半径，L为无人直升机所处的纬度，h为无人直升机所处的高度。步骤2所述的包含外杆臂效应误差的滤波量测方程为：Z(t)＝H(t)X(t)+V(t)其中，H(t)为量测系数矩阵，V(t)为量测噪声矩阵，Z(t)为量测状态信息，量测方程表示为：其中，[rb×]和分别表示矢量rb和的反对称矩阵，v为量测噪声矩阵，同时有：其中，γ为无人直升机的横滚角、θ为无人直升机的俯仰角，ψ为无人直升机的航向角。量测信息由GPS和SINS的位置、速度误差构成，表示为：式(18)中，PGPS是导航坐标系中GPS天线位置，PSINS是导航坐标系中SINS位置，VGPS是导航坐标系中GPS天线速度，VSINS是导航坐标系中SINS速度。本专利技术具有以下有益效果：本专利技术通过对外杆臂误差进行建模，将外杆臂效应误差扩展为系统状态量，建立包含外杆臂效应误差的滤波状态方程和量测方程，能够基于卡尔曼滤波器实现对外杆臂效应误差的在线估计和补偿，进一步提高惯性/GPS组合导航系统精度。附图说明图1是外杆臂效应误差原理图。图2(a)为综合振动环境下外杆臂长度在X轴投影的估计结果与真实值对比图；图2(b)为综合振动环境下外杆臂长度在Y轴投影的估计结果与真实值对比图；图2(c)为综合振动环境下外杆臂长度在Z轴投影的估计结果与真实值对比图。图3(a)为未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统横滚角误差对比图；图3(b)为未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统俯仰角误差对比图；图3(c)为未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统航向角误差对比图。图4(a)为未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统东向速度误差对比图；图4(b)为未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统北向速度误差对比图；图4(c)为未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统天向速度误差对比图。图5(a)未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统经度位置误差对比图；图5(b)未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统纬度位置误差对比图；图5(c)未经外杆臂效应误差滤波补偿与经补偿修正的组合导航系统天向位置误差对比图。具体实施方式下面详细描述本专利技术的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本专利技术，而不能解释为本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，其特征在于包括以下步骤：步骤1，分析外杆臂效应误差原理，建立无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差模型；步骤2，在步骤1对无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差建模的基础上，建立包含外杆臂效应误差的滤波状态方程和量测方程；步骤3，根据步骤2建立的滤波状态方程和量测方程，利用GPS和惯导系统输出信息，实现对外杆臂效应误差的估计和补偿。

【技术特征摘要】
1.一种旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，其特征在于包括以下步骤：步骤1，分析外杆臂效应误差原理，建立无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差模型；步骤2，在步骤1对无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差建模的基础上，建立包含外杆臂效应误差的滤波状态方程和量测方程；步骤3，根据步骤2建立的滤波状态方程和量测方程，利用GPS和惯导系统输出信息，实现对外杆臂效应误差的估计和补偿。2.根据权利要求1所述的旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，其特征在于，步骤1所述的无人直升机旋翼扰动下的外杆臂效应误差模型为：ΔL＝rbΔV＝ω×rb其中，rb为机体坐标系下的外杆臂距离，定义为机体坐标系中GPS天线和SINS位置差；ΔL为机体坐标系下外杆臂效应引起的杆臂误差，ΔV为机体坐标系下外杆臂效应引起的速度偏差，Δa为机体坐标系下外杆臂效应引起的加速度偏差；ω为机体的角速率，ω×(ω×rb)为向心加速度，为切向加速度，同时有：其中，为机体坐标系下的地球自转角速率，为导航坐标系相对地球坐标系的角速度在机体坐标系上的分量，为机体坐标系相对于导航坐标系转动的角速度。3.根据权利要求1所述的旋翼扰动下惯性/GPS组合导航外杆臂效应误差补偿方法，其特征在于，步骤2所述的包含外杆臂效应误差的滤波状态方程为：其中，X(t)为系统状态变量，F(t)为系统矩阵，G(t)系统状态噪声系数矩阵，W(t)为系统噪声矩阵，为系统状态变量一阶微分，滤波状态方程表示为：其中，φ＝[φEφNφU]T为数学平台误差角，φE为东向平台误差角，φN为北向平台误差角，φU为天向平台误差角，δV＝[δVEδVNδVU]T为速度误差，δVE为东向速度误差，δVN为北向速度误差，δVU为天向速度误差，δP＝[δLδλδh]T为位置误差，δL为纬度位置误差，δλ为经度位置误差，δh为高度位置误差，δr＝[δrxδryδrz]T为外杆臂误差，δrx为外杆臂误差在X轴上的分量，δry为外杆臂误差在y轴上的分量，δrz为外杆臂误差在z轴上的分量；为数学平台误差角变化量，为速度误差变化量，为位置误差变化量，为外杆臂误差变化量，wa＝[waxwaywaz]T为加速度计白噪声误差，wax为X轴加速度计白噪声误差，way为y轴加速度计白噪声误差，waz为z轴加速度计白噪声误差，wg＝[wgxwgywgz]T为陀螺仪白噪声误差，wgx为x轴陀螺仪白噪声误差，wgy为y轴陀螺仪白噪声误差，wgz为z轴陀螺仪白噪声误差；同时有：

【专利技术属性】
技术研发人员：鲍雪，熊智，殷德全，戴怡洁，许建新，王钲淳，孙克诚，刘建业，
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