本發明專利技術公開了一種應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法，屬于慣性技術領域。本發明專利技術首先確定載體的初始位置參數；然后采集撓性捷聯慣導系統和GPS數據；接著撓性捷聯慣導系統的粗對準，粗對準結束后進入飛行過程，在主動段大過載、中段前期，利用觀測到的GPS速度、位置進行飛行校準；進入中段后期以及再入段延續中段前期基于GPS校準的結果繼續進行狀態變量的時間更新。本發明專利技術可以用來實現撓性捷聯慣導系統無初始精對準條件下的快速反應能力，并且在飛行過程中可實時對撓性陀螺比力敏感漂移誤差項進行估計并補償，減小撓性陀螺比力敏感漂移誤差對系統精度的影響，從而提高系統的參數辨識精度和撓性捷聯慣導系統的實際導航性能。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于慣性
，具體涉及一種應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法。
技術介紹
撓性陀螺是一種雙自由度陀螺儀，因其在精度、體積、成本和可靠性等方面的優勢而廣泛應用在各種導航、制導與控制系統中。然而在實際應用中，撓性陀螺儀的角速度測量值中存在著由于各種干擾力矩產生的漂移誤差，一般由靜態漂移誤差、動態漂移誤差和隨機漂移誤差等組成，其中由線運動引起的靜態漂移誤差是撓性陀螺漂移誤差的主要部分，也是撓性捷聯慣導系統誤差的主要因素。撓性陀螺靜態漂移誤差數學模型中包含了對比力不敏感的漂移誤差項和對比力敏感的漂移誤差項。當載體進行大機動運動時，撓性陀螺對 比力敏感的漂移誤差項被線加速度激發和放大，引起慣性導航的誤差隨之增大。撓性捷聯慣導系統一般由兩個雙自由度撓性陀螺、三個石英加速度計、導航計算電路、電源電路及接口電路等構成。撓性捷聯慣導系統在進入導航狀態前首先要完成初始對準。初始對準的精度直接影響著導航結果的精度。當載體需要快速反應時，慣導系統沒有足夠的時間進行精確地初始對準，其初始對準誤差較大。為了獲得精確的導航結果，在載體飛行中需要利用外部信息實時對慣導系統及慣性器件的誤差進行估計和補償。全球定位系統(GPS)與捷聯慣性導航系統(SINS)具有極強的功能互補性，二者的組合系統GPS/SINS日益成為導航領域的研究熱點。GPS/SINS組合系統的一種工作模式是，無地面初始對準或者只進行粗對準，快速起飛后利用GPS信息進行飛行校準，實現SINS誤差的實時補償。對于撓性SINS，在實際工程應用中，如果能夠通過建立合理的雙自由度撓性陀螺靜態漂移誤差模型，并且充分利用飛行過程中的GPS觀測信息，對撓性陀螺靜態漂移誤差模型中對比力敏感的漂移誤差項分離和補償，從而減小撓性陀螺比力敏感漂移誤差對導航精度的影響，對于提升撓性慣組的快速反應能力以及提高撓性捷聯慣導系統實際導航性能將具有非常重要的軍事意義和實用價值。參考文獻:多位置對準技術在撓性陀螺捷聯系統初始對準中的應用研究，戰術導彈控制技術，2004年No. 3(總46期)，謝波，裴聽國，萬彥輝。文中針對撓性陀螺捷聯系統的特點，將多位置對準技術應用于撓性陀螺捷聯系統利用分段定常系統可觀測性分析理論對系統多位置對準的可觀測性進行了全面研究，并采用卡爾曼濾波方法，對姿態誤差角和慣性測量元件誤差進行了估計，給出了兩位置及三位置的方差仿真曲線。仿真結果表明，最優兩位置對準不但可以使系統成為完全可觀測，而且可以減小對準誤差。最優三位置對準可以加速垂直陀螺漂移估計誤差的收斂速度，將多位置技術應用于撓性陀螺捷聯系統可以提高系統的對準、標定精度。但是該研究在對撓性陀螺各個方向上的漂移誤差進行仿真時，將靜態漂移誤差模型中的各項陀螺漂移誤差作為一個整體進行估算，沒有將撓性陀螺靜態漂移誤差模型中包含的對比力不敏感的漂移誤差項和對比力敏感的漂移誤差項進行分離并分別估算導致對陀螺漂移誤差的估計精度不高；多位置切換用于實踐過程，對初始對準要求較為苛刻，對系統快速反應能力也不利。參考文獻中的附圖，如圖I所示，圖中主要關注X、Y、Z向陀螺漂移的誤差(右下角三個小圖)，圖中將撓性陀螺在各個方向上靜態漂移誤差模型中包含的對比力不敏感的漂移誤差項和對比力敏感的漂移誤差項作為一個整體進行仿真計算，沒有進行分離，故該研究對陀螺漂移誤差的仿真結果只有一項，且精度不高。此外，所需對準過程需要經歷兩位置切換以及800s反應時間，對系統快速反應不利。參考文獻:捷聯慣性系統在線加速運動對準時的卡爾曼濾波仿真，慣性導航初始對準，東南大學出版社，1998年出版。174 178。萬德鈞，房建成。文中公開有仿真分析捷聯慣導系統在加速運動條件下器件誤差以及系統姿態誤差的可觀性。缺點是對陀螺漂移誤差可觀性的研究只包含常值項，沒有得到對比力敏感的漂移誤差項在加速運動條件下的可觀性。無法將撓性陀螺靜態漂移誤差模型中包含的對比力不敏感的漂移誤差項和對比力敏感的漂移誤差項進行分離
技術實現思路
本專利技術的目的在于充分利用撓性慣導系統在大加速段過程中的GPS觀測信息，實現飛行過程中撓性陀螺比力敏感及比力不敏感的漂移誤差項的分離和補償，從而減小撓性陀螺比力敏感漂移誤差項對導航精度的影響。此外，撓性慣導系統初始對準過程只需數秒的粗對準，從而實現慣導系統的快速反應。本專利技術提供的應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法，具體通過如下步驟實現步驟I、確定載體的初始位置參數，并將其裝訂至導航計算機；步驟2、GPS接收機、撓性捷聯慣導系統開機進行預熱，然后采集撓性陀螺儀和石英加速度計的輸出數據，同步采集GPS接收機的速度、位置數據；步驟3、用解析法完成撓性捷聯慣導系統的粗對準，初步確定載體的姿態；步驟4、粗對準結束后進入飛行過程，飛行軌跡經歷主動段大過載、中段前期，飛行期間利用觀測到的GPS速度、位置信息進行基于卡爾曼濾波的飛行校準，飛行校準過程包括建立系統狀態方程和量測方程，對系統的狀態變量進行估計；步驟5、慣組進入中段后期以及再入段，這時無GPS信號，期間延續中段前期基于GPS校準的結果繼續進行狀態變量的時間更新，狀態變量X (k+Ι)的卡爾曼濾波時間更新估計值+ 以及誤差協方差陣的時間更新值pk+1按下述方程求解權利要求1.一種應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法，其特征在于 步驟I、確定載體的初始位置參數，并將其裝訂至導航計算機； 步驟2、GPS接收機、撓性捷聯慣導系統開機進行預熱，然后采集撓性陀螺儀和石英加速度計的輸出數據，同步采集GPS接收機的速度、位置數據； 步驟3、用解析法完成撓性捷聯慣導系統的粗對準，初步確定載體的姿態； 步驟4、粗對準結束后進入飛行過程，飛行軌跡經歷主動段大過載、中段前期，飛行期間利用觀測到的GPS速度、位置信息進行基于卡爾曼濾波的飛行校準，飛行校準過程包括建立系統狀態方程和量測方程，對系統的狀態變量進行估計； 步驟5、慣組進入中段后期以及再入段，這時無GPS信號，期間延續中段前期基于GPS校準的結果繼續進行狀態變量的時間更新，狀態變量X(k+1)的卡爾曼濾波時間更新估計值50 + 1)以及誤差協方差陣的時間更新值Pk+1按下述方程求解2.根據權利要求I所述的一種應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法，其特征在于粗對準時間為5秒。3.根據權利要求I所述的一種應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法，其特征在于，步驟4中所述的飛行校準過程具體為 (I)導航坐標系取為游動自由方位坐標系，建立系統狀態方程和量測方程如下全文摘要本專利技術公開了一種應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法，屬于慣性
本專利技術首先確定載體的初始位置參數；然后采集撓性捷聯慣導系統和GPS數據；接著撓性捷聯慣導系統的粗對準，粗對準結束后進入飛行過程，在主動段大過載、中段前期，利用觀測到的GPS速度、位置進行飛行校準；進入中段后期以及再入段延續中段前期基于GPS校準的結果繼續進行狀態變量的時間更新。本專利技術可以用來實現撓性捷聯慣導系統無初始精對準條件下的快速反應能力，并且在飛行過程中可實時對撓性陀螺比力敏感漂移誤差項進本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種應用GPS/SINS組合的撓性陀螺比力敏感誤差飛行校準方法，其特征在于：步驟1、確定載體的初始位置參數，并將其裝訂至導航計算機；步驟2、GPS接收機、撓性捷聯慣導系統開機進行預熱，然后采集撓性陀螺儀和石英加速度計的輸出數據，同步采集GPS接收機的速度、位置數據；步驟3、用解析法完成撓性捷聯慣導系統的粗對準，初步確定載體的姿態；步驟4、粗對準結束后進入飛行過程，飛行軌跡經歷主動段大過載、中段前期，飛行期間利用觀測到的GPS速度、位置信息進行基于卡爾曼濾波的飛行校準，飛行校準過程包括建立系統狀態方程和量測方程，對系統的狀態變量進行估計；步驟5、慣組進入中段后期以及再入段，這時無GPS信號，期間延續中段前期基于GPS校準的結果繼續進行狀態變量的時間更新，狀態變量x(k+1)的卡爾曼濾波時間更新估計值以及誤差協方差陣的時間更新值Pk+1按下述方程求解：Pk+1/k=Φk+1,kPk/kΦk+1,kT+ΓkQkΓkT---(13)其中，是狀態變量x(k)的卡爾曼濾波估計值，是狀態變量x(k+1)的卡爾曼濾波估計值，Φk+1，k是一步轉移陣，Pk/k是一步預測均方誤差，Qk是系統噪聲方差陣，Γk是系統噪聲驅動陣。FDA0000157587110000011.tif,FDA0000157587110000012.tif,FDA0000157587110000014.tif,FDA0000157587110000015.tif...
【技術特征摘要】
【專利技術屬性】
技術研發人員：李保國，蘆佳振，張春熹，宋來亮，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：
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