一种发射坐标系快速精对准方法技术

本发明专利技术公开了一种发射坐标系快速精对准方法，属于飞行器惯性导航领域，根据姿态误差方程和速度误差方程建立惯性器件误差方程；选择状态量建立快速精对准方法状态方程；根据卫星导航系统输出速度误差，根据发射系下陀螺仪的实际角速度输出量得到陀螺仪的角速度误差；以速度误差和角速度误差为观测量建立快速精对准方法量测方程；根据快速精对准方法状态方程和快速精对准方法量测方程进行卡尔曼滤波得到失准角估计值，完成精对准。对常规方法进行了改进，在系统对准模型中将角速度误差信息引入到量测方程的量测量中，充分利用外部可观测信息，以提高系统的可观测度，提高初始对准的速度，实现快速对准。实现快速对准。实现快速对准。

【技术实现步骤摘要】
一种发射坐标系快速精对准方法


[0001]本专利技术涉及飞行器惯性导航领域，具体涉及一种发射坐标系快速精对准方法。

技术介绍

[0002]捷联惯导系统具有自主性强、不易受干扰、导航信息全等优点，是飞行器常用的一种导航系统。初始对准是捷联惯导系统的关键技术之一，可以为飞行器提供初始位置、速度、姿态等参数，为后续导航解算提供前提条件，按照对准的阶段来划分可以分为粗对准和精对准两个阶段，粗对准的特点是对准速度快，对准精度较低，精对准的速度比粗对准慢，但精度较高，两者结合可以为后续的惯性导航提供较为准确的对准信息。
[0003]导航坐标系是捷联惯性导航系统在求解导航参数时所用的参考坐标系，发射坐标系(发射系)作为飞行器的导航坐标系具有独特的优势。对于发射坐标系下的捷联惯导系统初始精对准过程，常规的卡尔曼滤波精对准方法可观测性较差，偏航角对准时长大约需要180s，对准速度较慢，而在有些场景下，飞行器需要尽可能快的完成发射，对初始对准的速度要求较高。因此，研究发射坐标系下捷联惯导系统的快速精对准方法是该领域的技术难点。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的上述不足，本专利技术提供了一种发射坐标系快速精对准方法。
[0005]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案为：
[0006]一种发射坐标系快速精对准方法，包括如下步骤：
[0007]S1、建立静基座捷联惯导姿态误差方程、速度误差方程，根据姿态误差方程和速度误差方程建立惯性器件误差方程；
[0008]S2、根据所建立的惯性器件误差方程，选择失准角误差、速度误差、陀螺仪随机常值漂移和加速度计常值零漂为状态量，建立快速精对准方法状态方程；
[0009]S3、根据卫星导航系统输出速度误差，根据发射系下陀螺仪的实际角速度输出量得到陀螺仪的角速度误差；
[0010]S4、以速度误差和角速度误差为观测量建立快速精对准方法量测方程；
[0011]S5、根据快速精对准方法状态方程和快速精对准方法量测方程进行卡尔曼滤波得到失准角估计值，完成精对准。
[0012]进一步的，所述S1中静基座捷联惯导姿态误差方程表示为：
[0013][0014]其中，φ
g
为失准角误差，为失准角误差的微分；为发射点地球自转角速度的反对称矩阵；为弹体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；为陀螺仪测量误差。
[0015]进一步的，所述S1中静基座下捷联惯导速度误差方程表示为：
[0016][0017]其中，为速度误差δV
g
的微分；F
g
为发射系下加速度计测量比力f
g
的反对称矩阵，其中f
b
为弹体坐标系下加速度计测量比力；δf
b
为弹体坐标系下加速度计测量误差；为弹体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；φ
g
为失准角误差。
[0018]进一步的，所述S1中惯性器件误差方程表示为：
[0019][0020]其中，为陀螺仪测量误差，δf
b
为弹体坐标系下加速度计测量误差，ε
b
为陀螺仪常值漂移；w
g
为角速度测量白噪声；为加速度计常值零偏；w
a
为比力测量白噪声。
[0021]进一步的，所述S2中快速精对准方法状态方程表示为：
[0022][0023]式中，为状态矢量微分，X为状态矢量且
[0024][0025]φ
g
为失准角误差，δV
g
为速度误差，ε
b
为陀螺仪随机常值漂移，为加速度计常值零漂；
[0026]F为系统矩阵且
[0027][0028]为发射点地球自转角速度的反对称矩阵，F
g
为发射系下加速度计测量比力f
g
的反对称矩阵，为弹体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，03×3为3
×
3零矩阵；
[0029]G为噪声转移矩阵且
[0030][0031]W为过程噪声矢量且
[0032][0033]w
g
为角速度测量白噪声，w
a
为比力测量白噪声。
[0034]进一步的，所述S4中量测方程表示为：
[0035]Z＝HX+V
[0036]其中，Z为量测矢量且
[0037][0038]式中，δV
g
为所选择的速度误差，为所选择的速度误差的三轴分量；为陀螺仪测量误差，为发射系下陀螺仪的理论角速度输出，为发射系下陀螺仪的实际角速度输出量，和为陀螺仪实际角速度输出的三轴分量，ω
e
为地球自转角速率；A0为发射方位角；B为飞行器发射点纬度；
[0039]H为量测矩阵且
[0040][0041]式中，03×3为3
×
3零矩阵，I3×3为3
×
3单位矩阵，为弹体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，M为过程矩阵且
[0042][0043]ω
e
为地球自转角速率；A0为发射方位角；B为飞行器发射点纬度；
[0044]V为量测噪声矢量且
[0045]V＝[v
x v
y v
z v
gx v
gy v
gz
]T
[0046]v
x
、v
y
、v
z
，v
gx
、v
gy
和v
gz
为均值为零的高斯白噪声。
[0047]进一步的，所述S5中根据快速精对准方法状态方程和快速精对准方法量测方程进行卡尔曼滤波的具体方式为：
[0048]S51、将状态方程和量测方程的离散化分别表示为：
[0049]X
k
＝Φ
k/k
‑1X
k
‑1+Γ
k/k
‑1W
k
‑1[0050]Z
k
＝H
k
X
k
+V
k
[0051]其中，X
k
是k时刻的状态矢量，X
k
‑1是k
‑
1时刻的状态矢量，W
k
‑1是k
‑
1时刻的过程噪声矢量，Z
k
为k时刻的位置量测矢量，H
k
为k时刻的观测矩阵，V
k
为k时刻的量测噪声向量，Φ
k/k
‑1与Γ
k/k
‑1为状态方程和噪声驱动矩阵的离散化；
[0052]S52、根据初始状态进行状态一步预测
[0053][0054]其中，为k
‑
1时刻状态矢量的收敛值；
[0055]S53、利用一步预测值进行状态估计：
[0056本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种发射坐标系快速精对准方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、建立静基座捷联惯导姿态误差方程、速度误差方程，根据姿态误差方程和速度误差方程建立惯性器件误差方程；S2、根据所建立的惯性器件误差方程，选择失准角误差、速度误差、陀螺仪随机常值漂移和加速度计常值零漂为状态量，建立快速精对准方法状态方程；S3、根据卫星导航系统输出速度误差，根据发射系下陀螺仪的实际角速度输出量得到陀螺仪的角速度误差；S4、以速度误差和角速度误差为观测量建立快速精对准方法量测方程；S5、根据快速精对准方法状态方程和快速精对准方法量测方程进行卡尔曼滤波得到失准角估计值，完成精对准。2.根据权利要求1所述的一种发射坐标系快速精对准方法，其特征在于，所述S1中静基座捷联惯导姿态误差方程表示为：其中，φ
g
为失准角误差，为失准角误差的微分；为发射点地球自转角速度的反对称矩阵；为弹体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；为陀螺仪测量误差。3.根据权利要求1所述的一种发射坐标系快速精对准方法，其特征在于，所述S1中静基座下捷联惯导速度误差方程表示为：其中，为速度误差δV
g
的微分；F
g
为发射系下加速度计测量比力f
g
的反对称矩阵，其中f
b
为弹体坐标系下加速度计测量比力；δf
b
为弹体坐标系下加速度计测量误差；为弹体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；φ
g
为失准角误差。4.根据权利要求1所述的一种发射坐标系快速精对准方法，其特征在于，所述S1中惯性器件误差方程表示为：其中，为陀螺仪测量误差，δf
b
为弹体坐标系下加速度计测量误差，ε
b
为陀螺仪常值漂移；w
g
为角速度测量白噪声；为加速度计常值零偏；w
a
为比力测量白噪声。5.根据权利要求1所述的一种发射坐标系快速精对准方法，其特征在于，所述S2中快速精对准方法状态方程表示为：式中，为状态矢量微分，X为状态矢量且φ
g
为失准角误差，δV
g
为速度误差，ε
b
为陀螺仪随机常值漂移，为加速度计常值零漂；
F为系统矩阵且F为系统矩阵且为发射点地球自转角速度的反对称矩阵，F
g
为发射系下加速度计测量比力f
g
的反对称矩阵，为弹体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，03×3为3
×
3零矩阵；G为噪声转移矩阵且W为过程噪声矢量且w
g
为角速度测量白噪声，w
a
为比力测量白噪声。6.根据权利要求1所述的一种发射坐标系快速精对准方法，其特征在于，所述S4中量测方程表示为：Z＝HX+V其中，Z为量测矢量且式中，δV
g
为所选择的速度误差，为所选择的速度误差的三轴分量；为陀螺仪测量误差，为发射系下陀螺仪的理论角速度输出，为发射系下陀螺仪的实际角速度输出量，和为陀螺仪实际角速度输出的三轴分量，ω
e
为地球自转角速率；A0为发射方位角；B为飞行器发射点纬度；H为量测矩阵且式中，03×3为3
×
3零矩阵，I3×3为3
×
3单位矩阵，为弹体坐标系到发射坐标...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈凯，冉志强，王磊，贺杨，杨涛，梁文超，曾诚之，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：