利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法
专利汇可以提供利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 提供一种利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法，根据滤波的估计值可以实时修正 导航系统 的输出参数。第一步：静 基座 旋转式捷联惯导系统进行系统初始化；第二步：利用粗对准确定的 姿态 矩阵进行静基座导航解算；第三步：利用卡尔曼滤波估计载体姿态失准 角 、 加速 度计 零偏、陀螺零偏、陀螺标度因数误差；第四步：将用各状态量估计值修正载体姿态矩阵和惯性器件参数，实现初始对准；第五步：使旋转式惯导系统的双轴按预定旋转方案周期性地旋转；第六步：利用 卫星导航系统 或地图匹配的 位置 信息作为外观测量信息进行卡尔曼滤波；第七步：以滤波估计结果实时修正惯导系统输出的导航参数。，下面是利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法专利的具体信息内容。
1.一种利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步：静基座旋转式捷联惯导系统进行系统初始化，装订位置，通过粗对准估计IMU姿态矩阵；
第二步：利用粗对准确定的姿态矩阵进行静基座导航解算，同时使旋转式惯导系统的双轴按预定的旋转方案周期性地旋转；
第三步：由于载体静基座条件下实际地速为零，导航解算得到的速度为速度误差，同理可得到位置误差，以位置与速度为外观测量，利用卡尔曼滤波估计载体姿态失准角、加速度计零偏、陀螺零偏、陀螺标度因数误差；
对于地球表面运动的车、船等载体使用的旋转式捷联惯导系统，在载体地速为0的情况下，系统的误差方程为：
式中，L表示载体所在位置的纬度；g表示当地重力加速度值；ωie表示地球自转角速度；
R表示地球半径；下标E,N,U表示地理坐标系n(选为导航坐标系)的东、北、天方向分量；δλ和δL分别为经度、纬度误差；δVj表示速度误差；Δj与εj分别表示加速度计和陀螺仪在导航坐标系下的等效零偏j＝E,N,U；ΦE、ΦN、ΦU分别为惯导系统的东向、北向、天向失准角；其中，惯性器件在导航坐标系下的等效零偏包含零偏、标度因数误差、安装误差以及白噪声分量，其数学模型如下：
式中，角标p表示IMU坐标系，f表示IMU的比力向量；ωip表示IMU角速度向量；
为IMU姿态矩阵，其中 为载体姿态矩阵， 为IMU坐标系与载体坐标系之间的方向余弦矩阵，其数学模型由旋转式惯导系统的结构决定；Δ与ε分别为加速度计与陀螺仪的零偏向量；wa与wg分别为加速度计与陀螺仪的白噪声向量；Ka与Kg分别为加速度计与陀螺仪的标度因数误差矩阵； 与 分别为加速度计和陀螺仪的安装误差矩阵，其中角标A和G分别表示由三个加速度的敏感轴和三个陀螺仪的敏感轴组成的坐标系(一般为非正交坐标系)；
Δp与εp分别为加速度计与陀螺仪在IMU坐标系下的等效零偏向量；
各误差系数矩阵的表达式如下：
式中，Kak,Kgk分别表示IMU第k轴加速度计、陀螺仪的标度因数误差；Samk,Sgmk表示IMU第m轴与第k轴的加速度计之间、陀螺仪之间的安装误差角m,k＝x,y,z；
综合(1)-(3)式可以得到旋转式惯导系统静基座初始对准状态方程：
其中
X＝[δL δλ δVE δVN φE φN φU
Δx Δy Δz εx εy εz
Kax Kay Kaz Kgx Kgy Kgz
Saxz Saxy Sayz Sayx Sazy Sazx
T
Sgxz Sgxy Sgyz Sgyx Sgzy Sgzx]
Wv＝[wax way waz wgx wgy wgz]T
A5×29＝[A5×2 A5×3 C5×6 AK,5×6 AS,5×12]
式中ciji,j＝1,2,3为 的元素；在静基座初始对准过程中，取VE与VN为零，系统根据粗对准确定的姿态矩阵和陀螺的实时输出更新姿态矩阵，在此基础上解算出实时速度、位置；
由于载体无运动，所以此速度、位置实际上是速度及位置误差状态量的观测值，系统观测方程为：
各式中，Z为系统的观测向量，H为系统的观测矩阵，wL,wλ分别为纬度、经度的观测噪声，wVE,wVN分别为东向、北向速度的观测噪声；需要指出，当仅使用速度误差作为外观测量时，由于静基座位置已知无需估计，可将位置误差状态量删除，采用29阶模型进行对准；
第四步：滤波稳定后，将用各状态量估计值修正载体姿态矩阵和惯性器件参数，实现初始对准；
第五步：在导航系统进行导航工作过程中，使旋转式惯导系统的双轴按预定旋转方案周期性地旋转，旋转方案与第二步中规则相同；
第六步：利用卫星导航系统或地图匹配的位置信息作为外观测量信息进行卡尔曼滤波，状态量包括载体位置、速度、姿态失准角、以及陀螺的零偏和标度因数误差；
在旋转式惯导系统工作过程中，可以从卫星导航系统和地图匹配信息等途径获取载体位置的参考信息，直接使用外部参考信息作为位置基准，通过卡尔曼滤波对导航参数进行实时修正；由于惯导系统的惯性器件的安装误差在导航过程中为常值，可将其从状态向量中剔除；陀螺和加速度计的零偏与标度误差由于在长时间导航过程中受到温度、电磁等环节因数变化的影响而改变，所以仍需保留在状态向量中，由此得到基于卡尔曼滤波的旋转式惯导系统校正状态方程：
其中各子阵元素不变；
加速度计零偏以及陀螺和加速度计标度误差的可观测度仍然很低；因此，可以将这些状态量从状态向量中删除，从而将系统状态向量降为10阶；经过降阶的状态方程如下：
X＝[δL δλ δVE δVN φE φN
φU εx εy εz]T
Wg＝[wgx wgy wgz]T
第七步：以滤波估计结果实时修正惯导系统输出的导航参数；
利用(13)式的降阶状态方程进行基于卡尔曼滤波的导航参数误差估计；导航参数修正方法如下：
式中， 表示导航系统解算得到的速度输出值；角标c表示计算坐标系； 表
示陀螺输出的角速度测量值。
2.如权利要求1所述的一种利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法，其特征在于，其中第二步中预定的旋转方案选择下述方案之一：
a.内环轴、外环轴单向连续旋转；
b.内环轴、外环轴连续旋转，每旋转一周改变转向；
c.内环轴、外环轴单向交替旋转，每个轴旋转一周则停止同时开始旋转另一轴，如此循环往复；
d.内环轴、外环轴变向交替旋转，第一轴旋转一周后停止，然后由第二轴旋转一周，然后再由第一轴在反向旋转一周，然后再由第二轴反向旋转一周，如此循环往复；
e.内环轴、外环轴变向交替旋转，第一轴旋转一周后再反向旋转一周，然后停止，然后由第二轴旋转一周后再反向旋转一周，如此循环往复；
其中方案a、c只有能在旋转惯导系统的旋转平台含有导电滑环的情况下使用，而且当IMU存在标度因数误差和安装误差的情况下因耦合产生新误差而不能采用。
3.如权利要求2所述的一种利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法，其特征在于，上述各方案中内环轴、外环轴分别以恒定角速率ω1、ω2旋转，ω1和ω2的范围为0.6°/s--60°/s。
利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法
技术领域
背景技术
发明内容
具体实施方式
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