一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法技术

本发明专利技术属于组合导航技术领域，具体涉及一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法。本发明专利技术利用主惯导的姿态信息和光电吊舱两轴稳定平台的编码器融合得到光轴稳定状态吊舱可用的姿态信息，加入量测信息对SINS系统进行实时校正，并针对数据丢包现象利用一步预测值代替丢包现象发生时的量测量，用自适应滤波器估计量测量的误差。本发明专利技术提出的姿态加速度匹配方法在任意失准角情况下收敛精度更高，更稳定，在有数据丢包现象发生时有较好的收敛精度，提高了系统的鲁棒性。

A stable state transfer alignment method for the optical axis of airborne photoelectric pod

【技术实现步骤摘要】
一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法
本专利技术属于组合导航
，具体涉及一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法。
技术介绍
机载光电吊舱在开始工作之前要先进行初始对准，目的是使得吊舱内惯导系统(INS，InertialNavigationSystem)能够建立起合适的导航坐标系。初始导航信息的准确与否决定了接下来的导航是否可靠，因此精确地初始对准是组合导航系统保证精度的关键。初始对准的指标要求有两个，一个是对准精度，二是对准时间，通常要求对准时间尽量短，对准精度尽量高，这是两个互相矛盾的条件，在不同的场合侧重点不同。对于高精度惯导系统，系统可以在静基座环境下通过感应地球自转和重力加速度确定初始姿态，但是高精度陀螺通常具有体积大，重量大等特点。对于低精度陀螺，系统噪声大于地球自转角速率，无法进行静基座对准，需要外部传感器辅助在运动状态下完成初始对准。由于飞机对外挂设备的体积和重量限制，吊舱内部只能安装中低等精度陀螺，需要通过动态对准来完成初始对准。现阶段，适用于机载设备的动基座对准的解决办法大致分为两类：一种是利用全球导航卫星系统(GNSS，GlobalNavigationSatelliteSystem)辅助惯导系统进行动基座初始对准；另一种是利用飞机主惯导系统的导航定位信息辅助低精度惯导系统进行传递对准。主惯导在可靠性、信息连续性和抗干扰方面具有显著优势，所以利用主惯导系统的导航定位信息辅助子惯导系统进行传递对准是一种有效的方法。为了稳定平台隔离载机振动对内部光电传感器的影响，高精度吊舱在对准阶段借助陀螺稳定平台来保持光轴稳定(光轴相对于惯性系稳定)。吊舱的光轴稳定状态导致传递对准过程中主惯导系统(MINS，MasterInertialNavigationSystem)姿态和子惯导系统(SINS，SlaveInertialNavigationSystem)姿态不匹配，传统传递对准算法中只能利用主惯导的速度信息辅助吊舱进行对准。光轴稳定吊舱现有传递对准方法存在以下问题：第一，只利用速度匹配的传递对准算法姿态误差可观测性较差，导致对准结果姿态精度差，收敛速度慢，不满足吊舱对姿态精度要求以及工作状态准备时间要求；第二，由于光电吊舱使用时不能准确将MINS系统和SINS系统标校到同一坐标系，如果直接利用MINS系统姿态信息对SINS系统姿态进行装订，会出现任意初始失准角，当初始失准角较大时，会导致对准精度较差甚至对准失败。第三，由于主子惯导系统拥有独立的时钟源，主子惯导时钟不同步以及主惯导数据传递给子惯导时会有一定的误码率，为了保证数据的完整性，当子惯导系统检测到数据含有误码时会舍弃掉整包数据，发生数据丢包现象。数据丢包现象发生时，子惯导系统利用之前未丢包末时刻的数据当做量测量进行最优估计，会严重影响子惯导系统的性能。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供适用于任意初始失准角，精度更高，鲁棒性更强的光轴稳定状态吊舱传递对准的一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法。本专利技术的目的通过如下技术方案来实现：包括以下步骤：步骤1：生成光轴稳定状态下光电吊舱与MINS仿真轨迹；步骤2：SINS系统传递对准参数初始化；步骤3：使用SINS传感器数据外推SINS姿态、速度和位置变化；步骤4：将编码器值和MINS导航数据融合为SINS系统可用的姿态信息；步骤5：选取状态变量，构建传递对准系统的状态方程和量测方程；选择系统状态变量X:其中，为载体系姿态矩阵对应的失准角；δv＝[δvEδvN]为东向，北向速度误差；ε＝[εxεyεz]为陀螺常值漂移；为加表常值漂移；μ＝[μxμyμz]为固定安装偏差角；传递对准系统的状态方程为：其中，为状态变量的导数；为状态变量δv的导数；为状态变量ε的导数；为状态变量的导数；为状态变量的导数；为当地n系相对于i系的旋转角速率，RM和RN分别为子午圈曲率半径和卯酉圈曲率半径，h为当地高度，L为纬度，fn为子惯导在n系下的比力；(3)量测方程为：其中，qq2phi(·)表示将方向余弦矩阵转换为姿态角，表示子惯导方向余弦矩阵，表示主惯导方向余弦矩阵，即由子惯导坐标系到编码器零位坐标系的方向余弦矩阵，μ为主惯导载体系与编码器零位之间安装偏差角；步骤6：利用量测数据更新时间间隔检测数据丢包现象是否发生；步骤7：使用改进的自适应滤波算法估计失准角、速度误差、陀螺漂移、加表漂移和安装偏差角等误差；当主惯导系统所传递的量测信息丢失时，运用一步预测值来代替当前量测值，前一时刻均方误差阵代替当前时刻均方误差阵，直到接收到新的量测值后进行标准卡尔曼滤波。若k时刻数据丢包发生，具体的改进的自适应滤波算法方案步骤如下。步骤7.1：k时刻对下一步状态的预测：其中，Xk为状态向量，Φk/k-1为一步状态转移矩阵；步骤7.2：计算一步预测均方误差矩阵Pk/k-1：其中，Γk-1为系统状态噪声驱动矩阵；步骤7.3：计算量测新息：其中，Hk为量测矩阵；Zk为系统的量测向量；步骤7.4：Sage-Husa自适应估计量测噪声协方差矩阵：其中，初值β0＝1，b为渐消因子，b＝0.9～0.999；步骤7.5：滤波增益更新：其中，Kk是系统的滤波增益矩阵，Pk是系统的状态均方差矩阵；步骤7.6：状态估计：步骤7.7：状态估计均方差：Pk＝(I-KkHk)Pk/k-1步骤8：将估计的失准角和速度误差对SINS导航信息输出校正；步骤9：实验采集吊舱内部SINS传感器数据、MINS系统导航数据和吊舱编码器数据；循环步骤2到步骤8，完成光电吊舱实测数据传递对准。本专利技术的有益效果在于：本专利技术设计了一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法，利用主惯导的姿态信息和光电吊舱两轴稳定平台的编码器融合得到光轴稳定状态吊舱可用的姿态信息，加入量测信息对SINS系统进行实时校正，并针对数据丢包现象利用一步预测值代替丢包现象发生时的量测量，用自适应滤波器估计量测量的误差。本专利技术提出的姿态加速度匹配方法在任意失准角情况下收敛精度更高，更稳定，在有数据丢包现象发生时有较好的收敛精度，提高了系统的鲁棒性。附图说明图1为本专利技术的吊舱光轴稳定状态仿真轨迹生成原理图.图2为吊舱光轴稳定状态仿真轨迹中MINS、SINS航姿与编码器值变化图。图3为定点瞄目标示意图。图4为本专利技术实施例1中仿真轨迹图。图5为本专利技术实施例1中仿真轨迹载机航姿变化图。图6为本专利技术实施例1中仿真轨迹光电吊舱航姿变化图。图7为本专利技术实施例1中仿真轨迹编码器值变化。；图8为本专利技术实施例1中姿态加速度匹配传递对准算法与速度匹配算法小初始失准角条件下失准角对比图。图9为本专利技术实施本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1：生成光轴稳定状态下光电吊舱与MINS仿真轨迹；/n步骤2：SINS系统传递对准参数初始化；/n步骤3：使用SINS传感器数据外推SINS姿态、速度和位置变化；/n步骤4：将编码器值和MINS导航数据融合为SINS系统可用的姿态信息；/n步骤5：选取状态变量，构建传递对准系统的状态方程和量测方程；/n选择系统状态变量X:/n

【技术特征摘要】
1.一种机载光电吊舱光轴稳定状态传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：生成光轴稳定状态下光电吊舱与MINS仿真轨迹；
步骤2：SINS系统传递对准参数初始化；
步骤3：使用SINS传感器数据外推SINS姿态、速度和位置变化；
步骤4：将编码器值和MINS导航数据融合为SINS系统可用的姿态信息；
步骤5：选取状态变量，构建传递对准系统的状态方程和量测方程；
选择系统状态变量X:



其中，为载体系姿态矩阵对应的失准角；δv＝[δvEδvN]为东向，北向速度误差；ε＝[εxεyεz]为陀螺常值漂移；为加表常值漂移；μ＝[μxμyμz]为固定安装偏差角；
传递对准系统的状态方程为：



其中，为状态变量的导数；为状态变量δv的导数；为状态变量ε的导数；为状态变量的导数；为状态变量的导数；为当地n系相对于i系的旋转角速率，RM和RN分别为子午圈曲率半径和卯酉圈曲率半径，h为当地高度，L为纬度，fn为子惯导在n系下的比力；
(3)量测方程为：



其中，qq2phi(·)表示将方向余弦矩阵转换为姿态角，表示子惯导方向余弦矩阵，表示主惯导方向余弦矩阵，即由子惯导坐标系到编码器零位坐标系的方向余弦矩阵，μ为主惯导载体系与编码器零位之间安装偏差角；



步骤6：利用量测数据更新时间间隔检测数据丢包现象是否发生；
步骤7：使用改进的自适应滤...

【专利技术属性】
技术研发人员：王伟，王其朋，黄平，刘萌，李欣，邬佳，原雨佳，
申请(专利权)人：哈尔滨工程大学，
类型：发明
国别省市：黑龙;23