本发明专利技术提供的是一种无陀螺捷联惯导系统初始姿态快速测量方法。将低成本无人飞行器上的无陀螺捷联惯性导航系统作为子惯导系统，低成本无人飞行器装载机构上的捷联惯性导航系统作为主惯导系统。利用主惯导输出的速度参考信息进行滤波，估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差，再利用无陀螺捷联惯性导航系统中的加速度计输出信息对主惯导系统与子惯导系统之间的方位安装偏差进行匹配测量。本发明专利技术能快速测量低成本无人飞行器的初始姿态，从而提高低成本无人飞行器的快速反应能力，具有实用价值，本发明专利技术适用于低成本无人飞行器配备的中高精度无陀螺捷联惯导系统。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术提供的是一种。(二)
技术介绍
捷联惯导系统一般使用加速度计敏感线加速度，陀螺仪敏感载体的角速度。但机械陀螺存在抗冲击能力差的弱点，无法应用于低成本无人飞行器这种有大过载、大角加速度的载体。光学陀螺(光纤陀螺和激光陀螺)具有较大的动态范围，但光学陀螺捷联惯导系统的装备会提高低成本无人飞行器的制造成本，并降低了捷联惯导系统的可靠性。无陀螺捷联惯导系统使用加速度计代替陀螺仪，从加速度计测量的比力中解算出载体的角速度，进而只用加速度计来完成载体导航参数的测量。无陀螺捷联惯导系统的特点包括 1、成本低由于不使用结构复杂、加工难度大、维护困难的陀螺，所以无陀螺捷联惯导系统成本较低。 2、能耗小加速度计同陀螺相比，没有高速旋转体，所以功耗小，且不需要复杂的电源。 3、动态范围大对于有陀螺捷联惯导系统而言，陀螺直接安装在载体上，高机动状态时，要求陀螺有很大的动态测量范围，这在工程上实现起来比较困难。而加速度计的测量范围大，能够满足大动态范围的要求。 4、反应快无论是机械陀螺，还是光学陀螺从启动到正常工作都需要较长起动时间，故反应较慢。 5、可靠性高陀螺的组成零件较多且结构复杂，加速度计组成零件少且结构简单。 由无陀螺捷联惯导系统的特点可以看出无陀螺捷联惯导系统避开了机械陀螺捷联惯导系统因机械陀螺的动态范围限制所引起难题。同时，加速度计比较光学陀螺而言价格要低廉的多，高精度的加速度计大概两万元左右，因此使用加速度计的无陀螺捷联惯导系统成本比较光学陀螺捷联惯导系统低很多，使得配备无陀螺捷联惯导系统的低成本无人飞行器适合于大批量生产。 无陀螺捷联惯导系统在进入导航工作状态以前需要确定初始姿态参数。初始姿态参数的测量精度直接关系到无陀螺捷联惯导系统导航的精度，初始姿态参数的测量过程所需要的时间长短决定了无陀螺捷联惯导系统导航的反应时间。 实际工程中要求低成本无人飞行器具有快速反应能力和精确制导以保证其在良好的性能。低成本无人飞行器的反应时间主要取决于无陀螺捷联惯导系统初始姿态参数测量所用时间。同时，低成本无人飞行器的精确制导能力与无陀螺捷联惯导系统初始姿态参数的测量精度密切相关。因此，利用低成本无人飞行器的装载机构上惯导输出的导航信息与加速度计输出信息快速、准确地测量无陀螺捷联惯导系统的初始姿态，对于提高无陀螺捷联惯导系统的性能，从而提高低成本无人飞行器的快速反应能力具有实用价值。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种能快速测量低成本无人飞行器的初始姿态，提高低成 本无人飞行器的快速反应能力，具有实用价值的无陀螺捷联惯导系统的初始姿态快速测量 方法。 本专利技术的目的是这样实现的 将低成本无人飞行器上的无陀螺捷联惯性导航系统作为子惯导系统，低成本无人飞行器装载机构上的捷联惯性导航系统作为主惯导系统，按照下列步骤测量初始姿态 步骤1、将低成本无人飞行器上的无陀螺捷联惯性导航系统与高精度的低成本无人飞行器装载机构上的捷联惯性导航系统通过数据传输电缆相联通； 步骤2、无陀螺捷联惯性导航系统进行预热后，采集加速度计输出的数据； 步骤3、利用主惯导系统将初始速度参数和包括初始的经度、纬度的初始位置参数装订至无陀螺捷联惯性导航系统导航计算机中； 步骤4、将主惯导系统输出的包括纵摇角、横摇角和航向角的姿态测量信息通过数 据传输电缆传输至无陀螺捷联惯性导航系统，粗略测量出低成本无人飞行器的初始姿态， 完成初始姿态的一次快速传递； 步骤5、无陀螺捷联惯性导航系统由步骤3和步骤4得到的姿态初始值，利用无陀 螺捷联惯性导航系统上加速度计输出测量低成本无人飞行器的比力信息，再由比力解算出 低成本无人飞行器的角速度信息； 步骤6、在子惯导系统中，利用低成本无人飞行器的比力信息与角速度信息进行导 航递推解算，测量出低成本无人飞行器的速度值； 步骤7、将主惯导系统测量的速度与子惯导系统测量的速度作差，并将差值作为 观测向量，采用卡尔曼滤波技术估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差 4X、 4y ;估测时间为120秒，其中前80秒为滤波估测稳定时间，由80秒到120秒应用平均 滤波技术对于数据进行平滑处理； -，一 +綱一+綱x TV^(1)……+綱……+律) - 其中&("、《,(yt)表示由80秒到120秒数据平滑过程中，第k个滤波估测时间点 的滤波估测值；在80秒到120秒数据平滑过程中，共有N个滤波估测时间点，即k = 1 N ; 步骤8、利用步骤7估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差ck、小y，以及子惯导系统测量比力值../;,L了'，主惯导上系统测量比力值 yz了测量出主惯导系统与子惯导系统之间的方位安装偏差t; A = arcsm( [ + & 2 )其中参数、，k2， k3， k4为 A《<formula>formula see original document page 7</formula>步骤9、利用步骤7估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差 以及步骤8测量出主惯导系统与子惯导系统之间的方位安装偏差4Z构造出安装<formula>formula see original document page 7</formula>偏差方向余弦矩阵<formula>formula see original document page 7</formula> 步骤10、利用步骤8构造的主惯导系统与子惯导系统之间的安装偏差矩阵Csm，以及主惯导输出的方向余弦矩阵c;n构造出低成本无人飞行器的载体坐标系与导航坐标系之间的方向余弦矩阵(;n; <formula>formula see original document page 7</formula> 步骤11、由低成本无人飞行器的载体坐标系与导航坐标系之间的方向余弦矩阵 csn测量出无人飞行器准确的初始姿态角。 本专利技术还可以包括如下特征1、步骤7中所用到的系统状态方程和量测方程如下 <formula>formula see original document page 7</formula>选取系统的状态变量为<formula>formula see original document page 7</formula>其中S v为主惯导系统与子惯导系统之间的速度差值； 小为主惯导系统与子惯导系统之间真实的安装偏差角；cK为利用主、子惯导系统输出，实际测量得到的主、子惯导系统之间的安装偏差 角； 下角标x、y、z表示投影所在坐标系三个轴，此处分别为导航坐标系n系的东向轴、 北向轴和天向轴； 系统的状态矩阵为<formula>formula see original document page 7</formula> 其中 4 =0-(2ofe sin丄+ V'0 其中Re为地球半径，L为当地的讳度， 量的速度；—一 P — /■'， 一ix/坊jz凡为地球自转角速度；vx为主惯导系统测4-r 一—/"'、' 广' 乂 //u' 7却乂/k 本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种无陀螺捷联惯导系统的初始姿态快速测量方法，其特征是包括如下步骤： 步骤１、将低成本无人飞行器上的无陀螺捷联惯性导航系统与高精度的低成本无人飞行器装载机构上的捷联惯性导航系统通过数据传输电缆相联通； 步骤２、无陀螺捷联惯性导航系统进行预热后，采集加速度计输出的数据； 步骤３、利用主惯导系统将初始速度参数和包括初始的经度、纬度的初始位置参数装订至无陀螺捷联惯性导航系统导航计算机中； 步骤４、将主惯导系统输出的包括纵摇角、横摇角和航向角的姿态测量信息通过］ｓｉｎφ↓［ｘ］ｆ↓［ｉｂｙ］↑［ｓ］／ｃｏｓφ↓［ｘ］ｃｏｓφ↓［ｙ］＋ｓｉｎφ↓［ｙ］ｓｉｎφ↓［ｘ］ｓｉｎφ↓［ｘ］ｆ↓［ｉｂｚ］↑［ｍ］／ｃｏｓφ↓［ｘ］ｃｏｓφ↓［ｙ］； ｋ↓［４］＝ｓｉｎφ↓［ｘ］ｆ↓［ｉｂｚ］↑［ｍ］－ｆ↓［ｉｂｙ］↑［ｓ］／ｃｏｓφ↓［ｘ］ 步骤９、利用步骤７估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差φ↓［ｘ］、φ↓［ｙ］，以及步骤８测量出主惯导系统与子惯导系统之间的方位安装偏差φ↓［ｚ］构造出安装偏差方向余弦矩阵Ｃ↓［ｓ］↑［ｍ］； Ｃ↓［ｓ］↑［ｍ］＝＊＊＊； 步骤１０、利用步骤８构造的主惯导系统与子惯导系统之间的安装偏差矩阵Ｃ↓［ｓ］↑［ｍ］，以及主惯导输出的方向余弦矩阵Ｃ↓［ｍ］↑［ｎ］构造出低成本无人飞行器的载体坐标系与导航坐标系之间的方向余弦矩阵Ｃ↓［ｓ］↑［ｎ］； Ｃ↓［ｓ］↑［ｎ］＝Ｃ↓［ｍ］↑［ｎ］Ｃ↓［ｓ］↑［ｍ］； 步骤１１、由低成本无人飞行器的载体坐标系与导航坐标系之间的方向余弦矩阵Ｃ↓［ｓ］↑［ｎ］测量出无人飞行器的初始姿态角。数据传输电缆传输至无陀螺捷联惯性导航系统，粗略测量出低成本无人飞行器的初始姿态，完成初始姿态的一次快速传递； 步骤５、无陀螺捷联惯性导航系统由步骤３和步骤４得到的姿态初始值，利用无陀螺捷联惯性导航系统上加速度计输出，测量低成本无人飞行器的比力信息，再由比力解算出低成本无人飞行器的角速度信息； 步骤６、在子惯导系统中，利用低成本无人飞行器的比力信息与角速度信息进行导航递推解算，测量出低成本无人飞行器的速度值； 步骤７、将主惯导系统测量的速度与子惯导系统测量的速度作差，并将差值作为观测向量，采用卡尔曼滤波技术估测出主惯导系统与子惯导系统之间的水平方向安装偏差φ↓［ｘ］、φ↓［ｙ］；估测时间为１２０秒...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：于飞，奔粤阳，高伟，孙枫，周广涛，李倩，
申请(专利权)人：哈尔滨工程大学，
类型：发明
国别省市：93[]
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