过载环境下捷联惯导数据处理装置及其多源误差建模方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种过载环境下捷联惯导数据处理装置及其多源误差建模方法，捷联惯导数据处理装置包括捷联惯导组件模块和导航数据处理模块；多源误差建模方法包括建立飞行器的发动机推力模型，分析多种误差的来源，采用高阶高次误差分析，考虑外在发动机推力导致的弹性形变，及过载导致的加速度计及陀螺仪高阶误差，从而建立的多源非线性误差模型，提高了误差模型的准确性，从而有针对性地进行高精度的误差修正，提高导航定位精度，尤其适用于多种误差源影响下的捷联惯导系统，具有极强的普适性，为捷联惯导在飞行器工程化实现和应用方面提供有力支撑。

Strapdown Inertial Navigation Data Processing Device and Its Multi-source Error Modeling Method in Overload Environment

The invention discloses a strapdown inertial navigation data processing device and its multi-source error modeling method under overload environment. The strapdown inertial navigation data processing device includes strapdown inertial navigation component module and navigation data processing module; the multi-source error modeling method includes establishing the engine thrust model of aircraft, analyzing the sources of various errors, adopting high-order error analysis and considering external engine. The elastic deformation caused by thrust and the high-order errors of accelerometer and gyroscope caused by overload can improve the accuracy of the error model, and the precision of error correction and navigation positioning can be improved. It is especially suitable for strapdown inertial navigation system under the influence of multiple error sources. It has strong universality and is strapdown. Inertial Navigation System (INS) provides powerful support for the realization and application of aircraft engineering.

【技术实现步骤摘要】
过载环境下捷联惯导数据处理装置及其多源误差建模方法所属领域本专利技术属于飞行器惯性导航
，具体涉及一种过载环境下捷联惯导数据处理装置及其多源误差建模方法。
技术介绍
高空飞行器是一种用于高空探索的重要工具，随着高新材料、导航定位等技术的发展，高空飞行器在军事、民用方面的应用更加重要。在高空飞行器运行主动段，发动机对其实施一定的推力，使其过载并上升，达到预定高度与速度后关闭发动机,要完成这一过程的导航定位功能，捷联惯导起到主导作用。捷联惯导系统可以将惯性器件直接固连在飞行器上，直接敏感其线速度和角速度，具有高精度、高隐蔽性的优点，在高空飞行器的应用十分广泛。但是在高速高动态的过载环境下，飞行器会产生弹性形变，加速度计与陀螺仪误差将会更加复杂，无法用单一的线性模型进行模拟，因导航算法的数字积分特性，这些误差会不断迭代积累，而最终影响导航定位精度。因此，对其在不同状态下尤其是过载状态下的研究，分析其运动状态变化而引起的多源误差，建立一种具有普适性的飞行器捷联惯导数据处理装置及多源误差建模方法，以此保证在高动态变化下仍能高性能工作，对进一步提高捷联惯导导航定位的精度具有重要的工程和军事意义。
技术实现思路
本专利技术正是为了克服现有技术中模型单一，不符合实际情况的问题，提供了一种过载环境下捷联惯导数据处理装置及其多源误差建模方法，通过分析飞行器所受推力模型及影响，分别分析不同误差源，进而提出一种具有普适性的捷联惯导多源误差建模方法，为进一步进行导航误差补偿提供有利支撑。为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：过载环境下捷联惯导数据处理装置，包括捷联惯导组件模块和导航数据处理模块，所述捷联惯导组件模块至少包括三轴加速度计与三轴陀螺仪，用于输出飞行器的三轴加速度和角速率信息，并将信息输出至导航数据处理模块；所述导航数据处理模块包括接口模块、核心处理器及电源模块，接口模块接收捷联惯导组件模块输出的信息后，将其传送至核心处理器，通过惯性导航算法计算得到飞行器的姿态、速度和位置信息，然后导航定位输出；还包括发动机模块，所述发动机模块用于为捷联惯导数据处理装置提供外在推力，并对捷联惯导组件模块产生误差影响。作为本专利技术的一种改进，所述捷联惯导组件模块安装于飞行器弹性振动1阶振型的波腹处。为了实现上述目的，本专利技术还采用的技术方案是：基于过载环境下的捷联惯导数据处理装置的多源误差建模方法，包括如下步骤：S1,建立发动机推力模型；在发动机作用下，所述飞行器受外力主要综合体现在视加速度上，故，飞行器视加速度模型为：其中，m*为t时刻飞行器质量；F*为t时刻飞行器发动机高空推力；N*为t时刻飞行器所受气动力；为t时刻飞行器所受燃气舵阻力；S2，对捷联惯导数据处理装置的误差源进行分析，所述惯性器件的误差源主要包括零偏、标度因数与交叉耦合误差、随机噪声、杆臂效应误差la、深层次误差源Gg及高阶误差项lgb，所述零偏包括加速度计零偏ba和陀螺仪零偏bg；所述标度因数与交叉耦合误差包括加速度计标度因数误差Ka、陀螺仪的标度因数误差Kg及交叉耦合误差所述随机噪声包括加速度计随机噪声wa及陀螺仪随机噪声wg；S3，建立基于过载环境下的捷联惯导数据处理装置的多源误差模型：其中，为惯性器件输出的比力与角速率；为比力与角速率的真值；I3为单位阵；其中，ψ、γ分别为发射惯性系下飞行器的航向角、俯仰角和横滚角。作为本专利技术的一种改进，所述步骤S1中，t时刻飞行器发动机高空推力F*为：F*＝F+CF0AtΔPc，其中，CF0为地面实际推力系数；At为喷管喉部面积；ΔPc表征发动燃烧室相对压强的测量误差；所述t时刻飞行器所受气动力N*为：其中，表征轴向气动阻力系数；ρ*表征大气密度；v*表征飞行器相对大气运动速度；Smax表征最大横截面积；所述t时刻飞行器所受燃气舵阻力是i个舵偏角的函数，所述其中，m为利用相对压强遥测值所计算的t时刻飞行器质量；CD为流量损失系数；C*表征特征速度。根据S1中所述视加速度模型，及上述力的分析，所述视加速度为所述飞行器在载体坐标系b系相对于发射惯性坐标系i的加速度在i系中的投影，通过坐标转换矩阵将其转换至在载体坐标系中的投影，即最终的比力真值为作为本专利技术的另一种改进，所述步骤S2中零偏为静态零偏与动态零偏之和，ba＝bas+bad，bg＝bgs+bgd式中，ba、bg分别为加速度计零偏与陀螺仪零偏；bas、bgs分别为加速度计、陀螺仪静态零偏；bad、bgd分别为加速度计、陀螺仪动态零偏；动态零偏为对加速度敏感的零偏与对加速度不敏感的零偏：bgd＝κf+τ[fTf-diag2(fx,fy,fz)]式中，κ＝diag(bax,bay,baz)，bax,bay,baz为对加速度敏感的零偏系数；f＝(fx,fy,fz)为飞行器视加速度；bazx,baxy,bayz为高阶误差项的不等弹性零偏系数；所述加速度计与陀螺仪的标度因数误差Ka、Kg为非线性误差，随时间与弹性变形变化引起的比力与角速率变化而变化：Ka＝τa(Ka,x,Ka,y,Ka,z),Kg＝τg(Kg,x,Kg,y,Kg,z)其中，τ＝f(t,l,ζ)为变化系数，l,ζ分别为弹性变形下的线位移与角位移；所述交叉耦合误差为惯性器件敏感轴s系同载体坐标系b系的正交不对准造成的偏差值：式中θ为安装误差角。作为本专利技术的另一种改进，所述步骤S2中加速度计在飞行器震荡情况下的动态零偏系数bad通过遥测数据进行数据拟合确定；所述加速度计和陀螺仪的随机噪声矢量形式分别为：wa＝(wa,x,wa,y,wa,z),wg＝(wg,x,wg,y,wg,z)。作为本专利技术的有一种改进，所述步骤S2中杆臂效应误差la为：式中，μ为弹性形变系数；为敏感点N在载体坐标系中的坐标；wb为载体角速度。作为本专利技术的更进一步改进，所述步骤S2中高阶误差项取不等惯量误差lgb，正比于两个正交轴上角速率乘积：式中，lgzx,lgxy,lgyz表征不等惯量系数，ω表征三轴的角速率。作为本专利技术的更进一步改进，所述步骤S2中深层次误差源Gg系在飞行器加速推进过程中，飞行器超重而引发的陀螺所表现出的与比力相关的误差，即g相关零偏，三轴向的加速度均可影响同一个陀螺测量，因此g相关零偏取3×3矩阵。为了实现上述目的，本专利技术还采用的技术方案是：基于过载环境下捷联惯导数据处理装置的多源误差建模的导航方法，包括如下步骤：S1’:对于步骤S1中飞行器所受发动机外在推力建模分析，分析飞行器在发射惯性系下的视加速度a，求得比力真值S2’:在所述比力真值基础上添加所建加速度计误差：得到带有所述多源误差的加速度计输出比力在陀螺仪输出角速率真值基础上添加所述陀螺仪误差：得到带有所述多源误差的传感器输出角速率S3’:通过加速度计相关比力数据进行坐标转换，求解发射惯性系下飞行器的速度,vi(k+1)＝vi(k)+aiΔt其中，gi为飞行器所受万有引力；Δt为采样时间；S4’:通过泰勒展开求解发射惯性系下飞行器的位置,Si(k+1)＝Si(k)+viΔtS5’:将地球看作一均质圆球，求解得其经纬度信息与现有技术相比，本专利技术提出了一种过载环境下捷联惯导数据处理装置及其多源误差建模方法，具有的技术效果和优势为：(1)本专利技术给出了一种基于过载环境的捷联惯导数本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.过载环境下捷联惯导数据处理装置，其特征在于：包括捷联惯导组件模块和导航数据处理模块，所述捷联惯导组件模块至少包括三轴加速度计与三轴陀螺仪，用于输出飞行器的三轴加速度和角速率信息，并将信息输出至导航数据处理模块；所述导航数据处理模块包括接口模块、核心处理器及电源模块，接口模块接收捷联惯导组件模块输出的信息后，将其传送至核心处理器，通过惯性导航算法计算得到飞行器的姿态、速度和位置信息，然后导航定位输出；还包括发动机模块，所述发动机模块用于为捷联惯导数据处理装置提供外在推力，并对捷联惯导组件模块产生误差影响。

【技术特征摘要】
1.过载环境下捷联惯导数据处理装置，其特征在于：包括捷联惯导组件模块和导航数据处理模块，所述捷联惯导组件模块至少包括三轴加速度计与三轴陀螺仪，用于输出飞行器的三轴加速度和角速率信息，并将信息输出至导航数据处理模块；所述导航数据处理模块包括接口模块、核心处理器及电源模块，接口模块接收捷联惯导组件模块输出的信息后，将其传送至核心处理器，通过惯性导航算法计算得到飞行器的姿态、速度和位置信息，然后导航定位输出；还包括发动机模块，所述发动机模块用于为捷联惯导数据处理装置提供外在推力，并对捷联惯导组件模块产生误差影响。2.根据权利要求1所述的过载环境下的捷联惯导数据处理装置，其特征在于:所述捷联惯导组件模块安装于飞行器弹性振动1阶振型的波腹处。3.过载环境下捷联惯导数据处理装置的多源误差建模方法，其特征在于，包括如下步骤：S1,建立发动机推力模型；在发动机作用下，所述飞行器受外力主要综合体现在视加速度上，故，飞行器视加速度模型为：其中，m*为t时刻飞行器质量；F*为t时刻飞行器发动机高空推力；N*为t时刻飞行器所受气动力；为t时刻飞行器所受燃气舵阻力；S2，对捷联惯导数据处理装置的误差源进行分析，所述惯性器件的误差源主要包括零偏、标度因数与交叉耦合误差、随机噪声、杆臂效应误差la、深层次误差源Gg及高阶误差项lgb，所述零偏包括加速度计零偏ba和陀螺仪零偏bg；所述标度因数与交叉耦合误差包括加速度计标度因数误差Ka、陀螺仪的标度因数误差Kg及交叉耦合误差所述随机噪声包括加速度计随机噪声wa及陀螺仪随机噪声wg；S3，建立基于过载环境下的捷联惯导数据处理装置的多源误差模型：其中，为惯性器件输出的比力与角速率；为比力与角速率的真值；I3为单位阵；其中，ψ、γ分别为发射惯性系下飞行器的航向角、俯仰角和横滚角。4.如权利要求3所述的过载环境下捷联惯导数据处理装置的多源误差建模方法，其特征在于：所述步骤S1中，t时刻飞行器发动机高空推力F*为：F*＝F+CF0AtΔPc，其中，CF0为地面实际推力系数；At为喷管喉部面积；ΔPc表征发动燃烧室相对压强的测量误差；所述t时刻飞行器所受气动力N*为：其中，表征轴向气动阻力系数；ρ*表征大气密度；v*表征飞行器相对大气运动速度；Smax表征最大横截面积；所述t时刻飞行器所受燃气舵阻力是i个舵偏角的函数，所述其中，m为利用相对压强遥测值所计算的t时刻飞行器质量；CD为流量损失系数；C*表征特征速度；所述视加速度为所述飞行器在载体坐标系b系相对于发射惯性坐标系i的加速度在i系中的投影，通过坐标转换矩阵将其转换至在载体坐标系中的投影，即比力真值5.如权利要求3所述的过载环境下捷联惯导数据处理装置的多源误差建模方法，其特征在于所述步骤S2中零偏为静态零偏与动态零偏之和，ba＝bas+bad，bg＝bgs+bgd式中，ba、bg分别为加速度计零偏与陀螺仪零偏；bas、bgs分别为...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈熙源，石春凤，马振，邵鑫，
申请(专利权)人：东南大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32