一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法技术方案

本发明专利技术属于惯性/卫星组合导航技术领域，涉及一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法。该方法包括：获取单轴加速度计与惯性测量组件之间的质心间距；获取弹体坐标系的横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、弹体坐标系的法向轴陀螺测量值；根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据；融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率。解决现有惯性/卫星组合导航系统在高转速条件下，无法利用惯性传感器测量滚转角速率，本发明专利技术无法进行地面初始对准的问题，有效提升导航精度。

An inertial navigation system and its navigation method for high-speed rotating body

The invention belongs to the technical field of inertial / satellite integrated navigation, and relates to an inertial navigation system and a navigation method suitable for a high-speed rotating body. The method includes: acquiring the center of mass distance between the single axis accelerometer and the inertial measurement component; acquiring the lateral axis accelerometer measurement value, the single axis accelerometer measurement value and the normal axis gyro measurement value of the missile coordinate system; calculating the missile coordinate according to the lateral axis accelerometer measurement value, the single axis accelerometer measurement value, the normal axis gyro measurement value and the center of mass distance The longitudinal axis equivalent gyro data of the missile body coordinate system and the longitudinal axis equivalent gyro data of the missile body coordinate system are fused to estimate the longitudinal axis angular rate of the missile body coordinate system. The invention solves the problem that the existing inertial / satellite integrated navigation system can't use the inertial sensor to measure the roll angle rate under the condition of high speed, and the invention can't carry out the ground initial alignment, so as to effectively improve the navigation accuracy.

【技术实现步骤摘要】
一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法
本专利技术属于惯性/卫星组合导航
，涉及一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法。
技术介绍
惯性导航系统能够测量载体的位置、速度、姿态等导航信息，其自主性好，但误差随时间累积；典型卫星导航系统能够提供误差不随时间累积的位置、速度信息，但无法输出姿态信息，且卫星信号容易收到遮挡、干扰等因素影响。惯性/卫星组合导航技术综合惯性导航系统与卫星导航系统的优势，得到了广泛应用。对于制导化旋转弹等高转速旋转体，其地面发射阶段的滚转角速率高达8～15转/秒，远超惯性导航系统的陀螺器件量程，使得惯性导航系统无法进行地面初始对准。典型技术方案是扩展陀螺量程，并当高转速旋转体在空中飞行阶段转速降低至陀螺量程内时再进行惯性导航系统的空中对准及导航解算，造成了角速率测量精度及导航精度下降。此外，部分技术方案采用地磁传感器测量滚转角速率，容易受到外部环境磁场干扰，且需对弹体航向角进行假设，影响导航精度。
技术实现思路
本专利技术的目的是：提供一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法，解决现有惯性/卫星组合导航系统在高转速条件下，无法利用惯性传感器测量滚转角速率，无法进行地面初始对准的问题，有效提升导航精度。本专利技术的技术方案：本专利技术提供一种惯性导航系统，包括：惯性测量组件和处理器，其特征在于，还包括：沿弹体坐标系的侧向轴安装有单轴加速度计，单轴加速度计与惯性测量组件的质心距离为L，所述L符合系统指标要求的弹体坐标系纵向轴等效陀螺量程及测量精度，处理器采集惯性测量组件测量的数据。本专利技术提供一种适用于高转速旋转体的导航方法，包括：获取单轴加速度计与惯性测量组件之间的质心间距；惯性测量组件用于测量弹体坐标系的各个轴加速度计测量值和弹体坐标系的各个轴陀螺测量值；获取弹体坐标系的横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、弹体坐标系的法向轴陀螺测量值；根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据；融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率。进一步的，根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据包括：通过等效公式计算纵向轴等效陀螺数据的数值；其中，等效公式为：其中，|ωy|为纵向轴等效陀螺数据的数值，Ax为横向轴加速度计测量值，Ax1为单轴加速度计测量值，ωz为纵向轴陀螺测量值，L为质心间距；将纵向轴等效陀螺数据的数值和预设方向组合，得到纵向轴等效陀螺数据。进一步的，融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率包括：获取弹体坐标系的纵向轴陀螺测量值；当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程时，将纵向轴等效陀螺数据作为纵向轴角速率；当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程以内时，将纵向轴陀螺测量值作为纵向轴角速率。进一步的，所述方法还包括：当卫星信号可用时，根据卫星信号、惯性测量组件的测量值和纵向轴角速率建立系统误差模型和观测矩阵；根据系统误差模型和观测矩阵，修正纵向轴角速率的误差。进一步的，系统误差模型中天向速度误差的取值的判断标准为：当弹体坐标系纵向轴角速率超出惯性测量组件陀螺量程时，将等效陀螺漂移作为天向速度误差；当弹体坐标系纵向轴角速率在惯性测量组件的陀螺量程以内时，将弹体坐标系的纵向轴陀螺漂移作为天向速度误差。进一步的，纵向轴等效陀螺数据为角速率。本专利技术提供一种计算机可读的存储介质，存储有计算机能够运行的程序，所述计算机程序被处理器执行以实现上述任一项所述的方法。本专利技术的有益效果：通过惯性导航系统的传感器构型设计，利用数据融合技术得到弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据，实现高转速条件下的惯性传感器数据测量，以及惯性导航系统的高精度地面初始对准，在空中飞行阶段采用惯性/卫星组合导航技术实现惯性传感器误差以及惯性导航误差的估计和修正，有效提高了高转速条件下的导航制导精度。附图说明图1为惯性导航系统的传感器构型图。其中，1-弹体坐标系横向轴、2-弹体坐标系纵向轴、3-弹体坐标系法向轴、4-惯性测量组件、5-单轴加速度计、6-单轴加速度计与惯性测量组件质心间距。具体实施方式本专利技术通过惯性导航系统的传感器构型设计，通过融合解算得到弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据，实现对高转速旋转体的惯性数据测量；进而在地面阶段实现高转速旋转体的高精度惯性导航初始对准；通过惯性/卫星组合导航技术，实现对包括等效陀螺在内的惯性传感器误差以及惯性导航误差的估计和修正。，惯性导航系统的传感器构型由惯性测量组件(典型配置为沿弹体坐标系正交安装的三轴加速度计和三轴陀螺传感器)和一个沿弹体坐标系侧向轴安装的单轴加速度计组成，该单轴加速度计与惯性测量组件质心存在一定间距，实现高转速旋转体的弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速率和加速度信息测量。当弹体坐标系纵向轴转速超出惯性测量组件陀螺量程时，利用弹体坐标系侧向轴加速度计数据解算弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据；当弹体坐标系纵向轴转速在惯性测量组件陀螺量程之内时，以惯性测量组件测量弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据。本专利技术通过设置单轴加速度计与惯性测量组件质心间距，可实现对等效陀螺量程及精度的调节。本专利技术利用弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据，以及惯性测量组件的其他测量数据，在地面发射阶段实现惯性导航系统的高精度对准。本专利技术采用惯性/卫星组合导航技术，利用卫星导航数据对包括等效陀螺在内的惯性传感器误差以及惯性导航误差的估计和修正。图1中，惯性测量组件的典型传感器配置为沿弹体坐标系正交安装的三轴加速度计和三轴陀螺传感器用于测量弹体坐标系相对于惯性坐标系的加速度及角速率，分别记为Ax,Ay,Az和ωx,ωy,ωz；此外单轴加速度计5沿弹体坐标系侧向(X)轴安装，用于测量安装所在安装点沿弹体坐标系侧向轴的加速度，记为Ax1，其与惯性测量组件4质心间距记为L。在传感器构型设计过程中，通过单轴加速度计选型，并对惯性测量组件质心间距L进行配置，获得符合系统指标要求的弹体坐标系纵向轴等效陀螺量程及测量精度：弹体坐标系纵向轴等效陀螺的量程为：其中Ax1_range为单轴加速度计量程，g为地球重力加速度(典型值为9.78m/s2)，弹体坐标系纵向轴等效陀螺的测量精度为：其中δAx1、δAx分别为单轴加速度计和惯性测量组件侧向轴加速度计的测量误差，ωz、δωz分别为弹体坐标系法向轴陀螺测量值及其测量误差，L、δL分别为单轴加速度计与惯性测量组件质心间距L及其测量误差，ωy1为弹体坐标系纵向轴角速率。利用上述惯性导航系统的传感器构型对高转速旋转体的惯性信息测量及惯本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种惯性导航系统，其特征在于，包括：惯性测量组件和处理器，其特征在于，还包括：沿弹体坐标系的侧向轴安装有单轴加速度计，单轴加速度计与惯性测量组件的质心距离为L，所述L符合系统指标要求的弹体坐标系纵向轴等效陀螺量程及测量精度，处理器采集惯性测量组件测量的数据。/n

【技术特征摘要】
1.一种惯性导航系统，其特征在于，包括：惯性测量组件和处理器，其特征在于，还包括：沿弹体坐标系的侧向轴安装有单轴加速度计，单轴加速度计与惯性测量组件的质心距离为L，所述L符合系统指标要求的弹体坐标系纵向轴等效陀螺量程及测量精度，处理器采集惯性测量组件测量的数据。


2.一种适用于高转速旋转体的导航方法，其特征在于，包括：
获取单轴加速度计与惯性测量组件之间的质心间距；惯性测量组件用于测量弹体坐标系的各个轴加速度计测量值和弹体坐标系的各个轴陀螺测量值；
获取弹体坐标系的横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、弹体坐标系的法向轴陀螺测量值；
根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据；
融合弹体坐标系纵向轴等效陀螺数据和纵向轴陀螺测量值，估计弹体坐标系的纵向轴角速率。


3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据横向轴加速度计测量值、单轴加速度计测量值、法向轴陀螺测量值和质心间距，计算弹体坐标系的纵向轴等效陀螺数据包括：
通过等效公式计算纵向轴等效陀螺数据的数值；其中，等效公式为：



其中，|ωy|为纵向轴等效陀螺数据的数值，Ax为横向轴加速度计测量值，Ax1为单轴加速度计测量值，ωz为纵向轴陀螺测量值，L为质心间距；
将纵向轴等效陀螺数据的数值和预...

【专利技术属性】
技术研发人员：李伟，夏家和，冯晓彬，朱少华，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61