基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法技术

本发明专利技术公开了基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，该方法包括：高精度姿态融合算法、温度时间漂移补偿算法及安装误差修正算法。多种算法的共同使用来保证飞行器静态及动态检测的精度。本发明专利技术提供的基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，设计定位定姿算法架构，分级解决误差影响，综合分析位置解算和姿态解算转换关系，以互补方式解决微惯导系统自身误差和漂移的问题。操作简单，精度高，重复性好，具有极高的工程应用价值。具有极高的工程应用价值。具有极高的工程应用价值。

【技术实现步骤摘要】
基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法


[0001]本申请属于尾舵偏转的测量
，尤其涉及一种高精度动态测量飞行器舵面偏转方法。

技术介绍

[0002]飞行姿态是指飞行器的三轴在空中相对于某条参考线或某个参考平面或某固定的坐标系统间的状态。飞行器在空中飞行时具有各种不同的飞行姿态，飞行姿态决定着飞行器的动向，既影响飞行高度，也影响飞行的方向。飞行姿态的估计在飞行器的飞行过程中有至关重要的作用，通过对飞行姿态的估计，可以保证飞行器飞行航向正确，同时保证飞行安全。
[0003]MEMS传感器是航姿参考系统(AHRS)与微惯性导航系统(Micro
‑
INS)的核心器件，传统的基于MEMS传感器估计飞行姿态的方法，是对MEMS传感器里的加速度计和陀螺仪的数据进行解算估计，并进行卡尔曼滤波迭代，该方法通常存在以下问题，(1)MEMS传感器里的陀螺仪在长时间的运动后会出现累积误差，这是陀螺仪的器件特性并不能消除，累积误差造成漂移会影响到输出的角度值，影响卡尔曼滤波器系统方程的准确性；(2)该方法一般适用于稳态运动场景，包括静态模式和恒定转速运动模式，无法应用于实际场景中。在复杂运动模式下，陀螺仪累计漂移造成的误差更明显，输出结果不精确。

技术实现思路

[0004]根据
技术介绍
所述可以看出，传统的基于MEMS传感器估计飞行姿态的方法陀螺仪出现累积误差；复杂运动模式下输出结果精确度低。为解决以上问题，本专利技术的目的是要提供基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，可以解决上述现有技术问题中的一个或者多个。
[0005]本专利技术公开了一种基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，采集加速度计和磁力计输出的数据，确定载体坐标系，包括以下步骤：
[0006]S1：根据加速度计测量的数据确定初始横滚角和初始俯仰角θ；根据初始横滚角初始俯仰角θ对磁力计输出的初始数据进行补偿；用补偿后的磁力计输出数据，计算初始航向角ψ，初始横滚角初始俯仰角θ和初始航向角ψ组成初始姿态角；将初始姿态角从载体坐标系转化成地面坐标系，得到初始四元数，根据初始四元数计算重力向量和地磁向量，将归一化后的加速度计的初始数据与重力向量和地磁向量进行计算，求出误差；
[0007]将陀螺仪测量的角速度和倾角传感器测量的加速度，采用卡尔曼滤波算法进行融合：将加速度输出的数据，通过矢量的内积原理得到传感器转动的角度；根据角速度计算转动角度，采用四元数法表示姿态；获取运动前和运动后的四元数，计算运动的角度；
[0008]S2：温度漂移、时间漂移补偿算法；所述温度漂移补偿包括：至少进行一次升温过程和一次降温过程，在每一个温度点，记录传感器的温度，迎角，横滚角和侧滑角的输出；计算迎角，横滚角和侧滑角的角度随着温度变化的曲线，漂移曲线为直线，相应直线的斜率即
角度的温度漂移，用最小二乘法拟合，计算直线的截距和漂移率；
[0009]时间漂移补偿包括：利用径向基函数RBF神经网络建立传感器角度的时漂补偿模型，对传感器角度的时漂补偿，将传感器的迎角、横滚角和侧滑角实际输出值作为RBF网络的输入，而真实值作为网络输出，对网络进行训练，采用正交最小二乘算法作为RBF神经网络的训练算法，通过逐步增长法对网络隐含层节点个数进行确定；
[0010]S3：安装误差修正算法，包括：传感器组件安装误差包括与被测物所在面的俯仰误差角，横滚误差角，航向误差角对应的误差标定旋转矩阵，将误差标定矩阵从被测物坐标系n系变换传感器坐标系b系，分别测试三次，每次旋转任意角度，得到传感器加计读数，利用Jacobi迭代法和Newton迭代法解算，得到误差标定矩阵，通过误差标定矩阵将传感器对应的坐标系变换至被测物坐标系，测量出被测物角度。
[0011]进一步的，所述根据加速度计输出的数据，确定初始横滚角和初始俯仰角θ，公式如下：
[0012][0013]式中，a
x
、a
y
和a
z
为加速度计输出的初始数据；
[0014]载体坐标系与底面坐标系间的转换矩阵为T，当ψ＝0时，转换矩阵T的公式如下：
[0015][0016]运算得到
[0017][0018]式中，为初始横滚角，θ为初始俯仰角；
[0019]所述根据初始横滚角初始俯仰角θ和磁力计输出的初始数据，获取补偿后的磁力计数据，计算式如下：
[0020][0021]式中，mag
x
和mag
y
为补偿后的磁力计输出数据，m
x
、m
y
和m
z
为磁力计输出的初始数据；
[0022]所述用补偿后的磁力计输出数据，计算初始航向角ψ，计算公式如下：
[0023][0024]得到初始姿态角如下：
[0025][0026]其中，是初始横滚角，θ是初始俯仰角，ψ是初始航向角。
[0027]进一步的，所述将所述载体坐标系转化成地面坐标系，根据对应参考的重力向量和地磁向量求误差，包括：
[0028]根据四元素方法中的俯仰、横滚、和方位角α、γ和β获得对应的初始四元数，公式如下：
[0029][0030]用初始四元数求得转换矩阵T，转换矩阵T如下：
[0031][0032]对加速度计输出的初始数据进行归一化处理，处理公式如下：
[0033][0034]计算重力和磁场的方向向量，公式如下：
[0035][0036]使用处理后的a
x
′
、a
y
′
和a
z
′
与重力和磁场的方向向量计算误差，公式如下：
[0037][0038]式中，e
x
、e
y
和e
z
为自定义误差初始值，a
x
′
、a
y
′
和a
z
′
为归一化处理后的加速度计输
出数据，v
x
、v
y
和v
z
为重力和磁场的方向向量。
[0039]进一步的，传感器的转动角度通过矢量的内积原理得到：
[0040][0041]其中，g
k
为某时刻的重力矢量；g
k+1
为下一时刻重力矢量；
[0042]根据陀螺仪测量的角速度，通过角速度计算转动角度，采用四元数法表示姿态，四元素的计算通过角速度积分计算，四元素的导数与角速度的关系为：
[0043][0044]其中，ω代表陀螺仪的角速度；
[0045]采用龙格库塔法来进行积分，如下：
[0046][0047]其中T为计算周期；
[0048]根据运动前和运动后的四元数，计算运动的角度：根据四元数的转动原理可知，从初始状态的四元数转动到某一个状态的四元数，转动方程为：
[0049][0050]再从该状态转动到下一个本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，采集加速度计和磁力计输出的数据，确定载体坐标系，其特征在于，包括以下步骤：S1：根据加速度计测量的数据确定初始横滚角和初始俯仰角θ；根据初始横滚角初始俯仰角θ对磁力计输出的初始数据进行补偿；用补偿后的磁力计输出数据，计算初始航向角ψ，初始横滚角初始俯仰角θ和初始航向角ψ组成初始姿态角；将初始姿态角从载体坐标系转化成地面坐标系，得到初始四元数，根据初始四元数计算重力向量和地磁向量，将归一化后的加速度计的初始数据与重力向量和地磁向量进行计算，求出误差；将陀螺仪测量的角速度和倾角传感器测量的加速度，采用卡尔曼滤波算法进行融合：将加速度输出的数据，通过矢量的内积原理得到传感器转动的角度；根据角速度计算转动角度，采用四元数法表示姿态；获取运动前和运动后的四元数，计算运动的角度；S2：温度漂移、时间漂移补偿算法；所述温度漂移补偿包括：至少进行一次升温过程和一次降温过程，在每一个温度点，记录传感器的温度，迎角，横滚角和侧滑角的输出；计算迎角，横滚角和侧滑角的角度随着温度变化的曲线，漂移曲线为直线，相应直线的斜率即角度的温度漂移，用最小二乘法拟合，计算直线的截距和漂移率；时间漂移补偿包括：利用径向基函数RBF神经网络建立传感器角度的时漂补偿模型，对传感器角度的时漂补偿，将传感器的迎角、横滚角和侧滑角实际输出值作为RBF网络的输入，而真实值作为网络输出，对网络进行训练，采用正交最小二乘算法作为RBF神经网络的训练算法，通过逐步增长法对网络隐含层节点个数进行确定；S3：安装误差修正算法，包括：传感器组件安装误差包括与被测物所在面的俯仰误差角，横滚误差角，航向误差角对应的误差标定旋转矩阵，将误差标定矩阵从被测物坐标系n系变换传感器坐标系b系，分别测试三次，每次旋转任意角度，得到传感器加计读数，利用Jacobi迭代法和Newton迭代法解算，得到误差标定矩阵，通过误差标定矩阵将传感器对应的坐标系变换至被测物坐标系，测量出被测物角度。2.根据权利要求1所述的基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，其特征在于，所述根据加速度计输出的数据，确定初始横滚角和初始俯仰角θ，公式如下：式中，a
x
、a
y
和a
z
为加速度计输出的初始数据；载体坐标系与底面坐标系间的转换矩阵为T，当ψ＝0时，转换矩阵T的公式如下：运算得到
式中，为初始横滚角，θ为初始俯仰角；所述根据初始横滚角初始俯仰角θ和磁力计输出的初始数据，获取补偿后的磁力计数据，计算式如下：式中，mag
x
和mag
y
为补偿后的磁力计输出数据，m
x
、m
y
和m
z
为磁力计输出的初始数据；所述用补偿后的磁力计输出数据，计算初始航向角ψ，计算公式如下：得到初始姿态角如下：其中，是初始横滚角，θ是初始俯仰角，ψ是初始航向角。3.根据权利要求2所述的基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，其特征在于，所述将所述载体坐标系转化成地面坐标系，根据对应参考的重力向量和地磁向量求误差，包括：根据四元素方法中的俯仰、横滚、和方位角α、γ和β获得对应的初始四元数，公式如下：用初始四元数求得转换矩阵T，转换矩阵T如下：对加速度计输出的初始数据进行归一化处理，处理公式如下：
计算重力和磁场的方向向量，公式如下：使用处理后的a
x
′
、a
y
′
和a
z
′
与重力和磁场的方向向量计算误差，公式如下：式中，e
x
、e
y
和e
z
为自定义误差初始值，a
x
′
、a
y
′
和a
z
′
为归一化处理后的加速度计输出数据，v
x
、v
y
和v
z
为重力和磁场的方向向量。4.根据权利要求3所述的基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，其特征在于，传感器的转动角度通过矢量的内积原理得到：其中，g
k
为某时刻的重力矢量；g
k+1
为下一时刻重力矢量；根据陀螺仪测量的角速度，通过角速度计算转动角度，采用四元数法表示姿态，四元素的计算通过角速度积分计算，四元素的导数与角速度的关系为：其中，ω代表陀螺仪的角速度；采用龙格库塔法来进行积分，如下：采用龙格库塔法来进行积分，如下：其中T为计算周期；根据运动前和运动后的四元数，计算运动的角度：根据四元数的转动原理可知，从初始状态的四元数转动到某一个状态的四元数，转动方程为：
再从该状态转动到下一个状态，转动方程为：q2＝p
T
·
q1·
p如果直接从初始状态转动到第二个状态，转动方程为：式中p是从第一个状态转动到第二个状态的转动四元数，p1和p2是传感器输出的四元数，其关系为：p2＝p1·
p所以有得到转动角度θ＝2arccos(p
(1)
)，其中p1是矩阵，p
(1)
是矩阵p的第一组值。5.根据权利要求4所述的基于飞行器舵面偏转的高精度动态测量方法，其特征在于，还包括将姿态角进行融合，先使用陀螺角增量的多子样采样计算等效旋转矢量，补偿转动不可交换误差，再使用等效旋转矢量计算姿态更新四元数，具体包括：选取“东
–
北
–
天”地理坐标系作为捷联惯导系统的导航参考坐标系，记为n系，则以n系作为参考系的姿态微分方程为：其中，矩阵表示载体系b系相对于导航参考坐标系的姿态阵，由于陀螺输出的是b系相对于惯性系i系的角速度而角速度信息不能直接测量获得，对微分方程式作如下变换：其中，表示n系相对于i系的旋转，包含两部分：地球自转引起的导航系旋转，以及惯导系统在地球表面附近移动因地球表面弯曲而引起的n系旋转，即有其中其中式中，ω
ie
为地球自转角速率；L和h分别为地理纬度和高度，R
M
为子午圈主曲率半径，R
N
是卯酉圈主曲率半径，V
E
是东向速度，V
N
是北向速度；采用捷联惯导数值递推姿态更新算法解决姿态阵更新问题；从导航参考坐标系到载体坐标系的理想无误差捷联惯导姿态矩阵为解算出的姿态矩阵为两者之间存在偏差；对于这两个变换矩阵和其b系是重合的，将与
对应的导航坐标系称为计算导航坐标系，记为n
′
系，将计算姿态阵记为因此，与之间的偏差在于n
′
系与n系与之间的偏差；根据矩阵链乘规则，有根据矩阵链乘规则，有是从参考坐标系n
′
系到导航坐标系n系的理想无误差捷联惯导姿态矩阵；以n系作为参考坐标系，从n系至n
′
系的等效旋转矢量为φ
nn
′
，记为φ，称其为失准角误差；假设φ为小量，根据等效旋转矢量与方向余弦阵关系式，则有转置，有可得求解理想姿态矩阵的公式，重写如下：而实际计算时各参数是含误差的，表示为其中其中其中为陀螺测量误差，为导航系计算误差；将重写后的求解理想姿态矩阵的公式两边同时微分，有得两边同时右乘展开并略去关于误差量的二阶小量，整理得在式右边第一项中运用公式(V1×
)(V2×
)
‑
(V2×
)(V1×
)＝[(V1×
V2)
×
]，并在第三项中运用反对称阵的相似变换，则上式简化为
从而有上式为捷联惯导姿态误差微分方程，反映了计算导航系n
...

【专利技术属性】
技术研发人员：时广轶，陈丽娜，李文荣，金玉丰，王春波，
申请(专利权)人：无锡北微传感科技有限公司，
类型：发明
国别省市：