用于组合导航多杆臂的吊舱惯导误差补偿方法技术

本发明专利技术涉及一种用于组合导航多杆臂的吊舱惯导误差补偿方法，其包括以下步骤，步骤一：获取导航杆臂的长度，建立导航坐标系计算导航转换矩阵；步骤二：建立吊舱惯导的速度补偿模型；步骤三：建立吊舱惯导的位置补偿模型；步骤四：获取补偿后吊舱惯导速度和实际位置，实现无人机的精确定位和制导。本发明专利技术通过测量全球卫星导航系统与光电吊舱平台旋转中心的杆臂长度以及获取光电吊舱平台旋转中心与吊舱惯导的杆臂长度；经过坐标转换和建立两次杆臂速度补偿模型计算得到吊舱惯导的准确投影速度；通过建立杆臂计算模型和位置补偿模型计算得到补偿后位置，获得了准确的吊舱惯导经纬度和高度位置，最终提高了整个组合导航系统的制导精度。精度。精度。

【技术实现步骤摘要】
用于组合导航多杆臂的吊舱惯导误差补偿方法


[0001]本申请涉及组合导航领域，具体地涉及一种用于组合导航多杆臂的吊舱惯导误差补偿方法。

技术介绍

[0002]随着科技的发展，惯性导航系统具有高自主性、抗干扰性、高的短期精度、高数据输出率、完备的导航信息、适应范围广等特点，而全球导航卫星系统输出定位精度高，不要求初始化，但其信号会被干扰或者遮挡，无法稳定的提供连续导航参数和提供较为准确的飞行姿态。惯性导航一般以的几何中心作为导航定位或测速的参考基准，而卫星导航则以接收机天线的相位中心作为参考基准，在飞行器载体同时使用时，它们在安装位置上存在一定的偏差，而该偏差在实际飞行器运行中会导致速度和位置的差异，称为杆臂误差，所以在组合导航中需要将该误差进行估计并补偿。
[0003]杆臂效应随惯导和其他导航系统的组合而出现，以惯导和全球导航卫星系统为例，就是惯导系统安装位置和全球导航卫星系统天线不重合，全球导航卫星系统输出的观测值是天线相位中心的位置速度，惯导的结果就是惯导系统安装的位置，那么组合时就会出现误差。

技术实现思路

[0004]为了克服现有技术的不足，本专利技术通过测量全球卫星导航系统与光电吊舱平台旋转中心的杆臂长度以及获取光电吊舱平台旋转中心与吊舱惯导的杆臂长度；建立坐标转换关系和两次杆臂速度补偿模型确定了吊舱惯导的准确投影速度；通过建立杆臂计算模型和位置补偿模型计算得到补偿后位置，获得了准确的吊舱惯导经纬度和高度位置，从而提高整个组合导航系统的制导定位精度。
[0005]为实现上述目的，本专利技术所采用的解决方案为：
[0006]一种用于组合导航多杆臂的吊舱惯导误差补偿方法，其包括以下步骤：
[0007]步骤1：获取导航杆臂的长度，建立导航坐标系计算导航转换矩阵；
[0008]所述的导航杆臂包括第一段杆臂和第二段杆臂，第一段杆臂是全球导航卫星系统到光电吊舱平台旋转中心点的杆臂长度l
gps
；第二段杆臂是光电吊舱平台旋转中心到吊舱惯导的杆臂长度r
d
；
[0009]所述的导航坐标系包括主惯导坐标系、光电吊舱坐标系、光电吊舱惯导坐标系和载体坐标系；
[0010]所述的导航转换矩阵包括导航坐标系到光电吊舱平台坐标系的转换矩阵光电吊舱平台坐标系到主惯导坐标系的转换矩阵吊舱惯导坐标系到载体坐标系的转换矩阵吊舱惯导坐标系到导航坐标系的转换矩阵和主惯导坐标系到导航坐标系的转换矩阵
[0011]步骤2：建立吊舱惯导的速度补偿模型；
[0012]步骤21：将全球导航卫星系统测得的速度补偿到光电吊舱旋转中心点获得光电吊舱中心点的速度，光电吊舱旋转中心速度V
dgps
的表达式为：
[0013][0014]式中：V
dgps
表示光电吊舱旋转中心点的速度；V
gps
表示全球导航卫星系统的速度；表示主惯导坐标系到导航坐标系转换矩阵；Ω
z
表示主惯导的输出角速率；l
gps
表示全球导航卫星系统到光电吊舱平台旋转中心点的杆臂长度；
[0015]步骤22：将吊舱中心点速度补偿到吊舱惯导获得吊舱惯导投影速度，吊舱惯导投影速度V
MINSgps
的表达式为：
[0016][0017]式中：V
MINSgps
表示为以MEMS/INS(微机电系统/惯性导航)作为惯性导航系统的惯导速度；V
dgps
表示光电吊舱中心点的速度；表示光电吊舱平台坐标系到导航坐标系的转换矩阵；Ω
d
表示吊舱惯导输出角速率；r
d
表示光电吊舱平台旋转中心与吊舱惯导的杆臂长度；
[0018]步骤3：建立吊舱惯导的位置补偿模型；
[0019]步骤31：在补偿位置时，首先计算得到杆臂在地理系上的投影，由于存在第一段杆臂和第二段杆臂，故需将第一段杆臂和第二段杆臂投影计算为一个补偿后杆臂，具体建立的补偿后杆臂计算模型为：
[0020][0021]式中：l表示补偿后杆臂在地理系上的投影；l
E
,l
N
,l
U
分别表示补偿后杆臂在方向东、方向北和方向天的投影分量；表示吊舱惯导坐标系到导航坐标系的转换矩阵；表示吊舱惯导坐标系到载体坐标系的转换矩阵；表示载体坐标系到吊舱惯导坐标系的转换矩阵；
[0022]步骤32：建立杆臂位置补偿模型，如下所示：
[0023][0024]式中：L
后
表示补偿后吊舱惯导的纬度；L
前
表示补偿前吊舱惯导的纬度；λ
后
表示补偿后吊舱惯导的经度；λ
前
表示补偿前吊舱惯导的经度；h
后
表示补偿后吊舱惯导的高度；h
前
表示补偿前吊舱惯导的高度；R
Mh
和R
Nh
分别表示全球导航卫星系统位置计算的子午圈主曲率半径和卯酉圈主曲率半径；sec表示三角函数中的正割函数；
[0025]步骤33：根据杆臂计算模型和位置补偿模型，补偿后得到吊舱惯导的实际位置；
[0026]所述的吊舱惯导的实际位置包括补偿后吊舱惯导的维度、经度和高度；
[0027]P＝(L
后
，λ
后
，h
后
)；
[0028]式中：P表示吊舱惯导的实际位置。
[0029]可优选的是，所述步骤1中的主惯导坐标系、光电吊舱坐标系、光电吊舱惯导坐标
系和载体坐标系，具体为：
[0030]所述的主惯导坐标系为东北天坐标系X
Z
Y
Z
Z
Z
；所述的光电吊舱坐标系为东北天坐标系X
d
Y
d
Z
d
；所述的光电吊舱惯导为北西天坐标系X
s
Y
s
Z
s
；所述的载体坐标系为东北天坐标系X
b
Y
b
Z
b
；所述的吊舱惯导采用北西天坐标系X
s
Y
s
Z
s
，即光电吊舱与吊舱惯导安装方位角为90
°
，使得光电吊舱的俯仰角等于吊舱惯导的横滚角，以此来避开运动过程中存在的奇异点；全球导航卫星系统的Z轴垂直指向无人机顶部。
[0031]可优选的是，所述步骤1中的导航坐标系到光电吊舱平台坐标系的转换矩阵的获取方法如下所示：
[0032][0033]式中：表示导航坐标系到光电吊舱平台坐标系的转换矩阵；θ表示光电吊舱平台俯仰角；γ表示光电吊舱横滚角表示；ψ表示光电吊舱平台航向角。
[0034]可优选的是，所述步骤1中的光电吊舱平台坐标系到主惯导坐标系的转换矩阵的获取方法如下所示：
[0035][0036]式中：表示主惯导坐标系到本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于组合导航多杆臂的吊舱惯导误差补偿方法，其特征在于，其包括以下步骤：步骤1：获取导航杆臂的长度，建立导航坐标系计算导航转换矩阵；所述的导航杆臂包括第一段杆臂和第二段杆臂，第一段杆臂是全球导航卫星系统到光电吊舱平台旋转中心点的杆臂长度l
gps
；第二段杆臂是光电吊舱平台旋转中心到吊舱惯导的杆臂长度r
d
；所述的导航坐标系包括主惯导坐标系、光电吊舱坐标系、光电吊舱惯导坐标系和载体坐标系；所述的导航转换矩阵包括导航坐标系到光电吊舱平台坐标系的转换矩阵光电吊舱平台坐标系到主惯导坐标系的转换矩阵吊舱惯导坐标系到载体坐标系的转换矩阵吊舱惯导坐标系到导航坐标系的转换矩阵和主惯导坐标系到导航坐标系的转换矩阵步骤2：建立吊舱惯导的速度补偿模型；步骤21：将全球导航卫星系统测得的速度补偿到光电吊舱旋转中心点获得光电吊舱中心点的速度，光电吊舱旋转中心速度V
dgps
的表达式为：式中：V
dgps
表示光电吊舱旋转中心点的速度；V
gps
表示全球导航卫星系统的速度；表示主惯导坐标系到导航坐标系转换矩阵；Ω
z
表示主惯导的输出角速率；l
gps
表示全球导航卫星系统到光电吊舱平台旋转中心点的杆臂长度；步骤22：将吊舱中心点速度补偿到吊舱惯导获得吊舱惯导投影速度，吊舱惯导投影速度V
MINSgps
的表达式为：式中：V
MINSgps
表示为以MEMS/INS作为惯性导航系统的惯导速度；V
dgps
表示光电吊舱中心点的速度；表示光电吊舱平台坐标系到导航坐标系的转换矩阵；Ω
d
表示吊舱惯导输出角速率；r
d
表示光电吊舱平台旋转中心与吊舱惯导的杆臂长度；步骤3：建立吊舱惯导的位置补偿模型；步骤31：在补偿位置时，首先计算得到杆臂在地理系上的投影，由于存在第一段杆臂和第二段杆臂，故需将第一段杆臂和第二段杆臂投影计算为一个补偿后杆臂，具体建立的补偿后杆臂计算模型为：式中：l表示补偿后杆臂在地理系上的投影；l
E
,l
N
,l
U
分别表示补偿后杆臂在方向东、方向北和方向天的投影分量；表示吊舱惯导坐标系到导航坐标系的转换矩阵；表示吊舱惯导坐标系到载体坐标系的转换矩阵；表示载体坐标系到吊舱惯导坐标系的转换矩阵；步骤32：建立杆臂位置补偿模型，如下所示：
式中：L
后
表示补偿后吊舱惯导的纬度；L
前
表示补偿前吊舱惯导的纬度；λ
后
表示补偿后吊舱惯导的经度；λ
前
表示补偿前吊舱惯导的经度；h
后
表示补偿后吊舱惯导的高度；h
前
表示补偿前吊舱惯导的高度；R
Mh
和R
Nh
分别表示全球导航卫星系统位置计算的子午圈主曲率半径和卯酉圈主曲率半径；sec表示三角函数中的正割函数；步骤33：根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：杜玉虎，王海鹏，缪小妹，缪存忠，林祥武，
申请(专利权)人：北京中科导控科技有限公司，
类型：发明
国别省市：