專利名稱：捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)機(jī)上安裝偏角的自動(dòng)標(biāo)定及補(bǔ)償方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)，涉及捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在機(jī)上安裝偏角的自動(dòng)標(biāo)定及補(bǔ)償設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)安裝在飛機(jī)上時(shí)，其安裝托架坐標(biāo)系的三個(gè)軸與飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系的三個(gè)軸不重合，存在安裝偏角，因此捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向與飛機(jī)實(shí)際的姿態(tài)、航向不一致，影響飛機(jī)的顯示及控制精度。為了滿足使用要求，需要對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)托架進(jìn)行機(jī)械校準(zhǔn)，且要求校準(zhǔn)精度在士3'以內(nèi)，因此慣導(dǎo)系統(tǒng)托架坐標(biāo)系與飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系不完全重合，存在安裝誤差角。慣導(dǎo)系統(tǒng)用托架坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣C代替機(jī)體坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，并用從C矩陣提取的托架的姿態(tài)、航向代替機(jī)體的姿態(tài)航向，因此造成機(jī)體系姿態(tài)、航向輸出誤差。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種能夠自動(dòng)對(duì)安裝偏角進(jìn)行自動(dòng)標(biāo)定、補(bǔ)償?shù)慕萋?lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在機(jī)上安裝偏角的自動(dòng)標(biāo)定及補(bǔ)償方法。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，當(dāng)在飛機(jī)上重新安裝捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)托架時(shí)，對(duì)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)安裝偏角進(jìn)行自動(dòng)標(biāo)定，其步驟是(a)將捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)托架安裝在飛機(jī)上；(b)將捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)安裝在托架上；(c)將飛機(jī)調(diào)平；(d)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)通電，完成正常羅經(jīng)對(duì)準(zhǔn)后轉(zhuǎn)導(dǎo)航，并記錄剛轉(zhuǎn)導(dǎo)航后慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向角；(e)測(cè)量飛機(jī)縱軸與慣導(dǎo)托架縱軸的航向安裝誤差角，并記錄該航向安裝誤差角。當(dāng)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在通電工作時(shí)，首先調(diào)取標(biāo)定步驟中得到的姿態(tài)、航向安裝誤差角，捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)完成對(duì)準(zhǔn)轉(zhuǎn)入導(dǎo)航狀態(tài)后，通過(guò)系統(tǒng)內(nèi)部的補(bǔ)償公式，對(duì)姿態(tài)、航向安裝誤差角進(jìn)行補(bǔ)償，其補(bǔ)償計(jì)算步驟為 計(jì)算機(jī)體系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣C'
權(quán)利要求
1.捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在機(jī)上安裝偏角的自動(dòng)標(biāo)定及補(bǔ)償方法，其特征是1)當(dāng)在飛機(jī)上重新安裝捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)托架時(shí)，對(duì)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的安裝偏角進(jìn)行自動(dòng)標(biāo)定；2)在捷聯(lián)系統(tǒng)正常工作過(guò)程中，利用系統(tǒng)軟件精確補(bǔ)償上述安裝偏角； 安裝偏角自動(dòng)標(biāo)定的步驟是(a)將捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)托架安裝在飛機(jī)上；(b)將捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)安裝在托架上；(c)將飛機(jī)調(diào)平；(d)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)通電，完成正常羅經(jīng)對(duì)準(zhǔn)后轉(zhuǎn)導(dǎo)航，并記錄剛轉(zhuǎn)導(dǎo)航后慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向角；(e)測(cè)量飛機(jī)縱軸與慣導(dǎo)托架縱軸的航向安裝誤差角，并記錄該航向安裝誤差角； 安裝偏角自動(dòng)補(bǔ)償?shù)牟襟E是(a)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在通電工作時(shí)，首先調(diào)取標(biāo)定步驟中得到的姿態(tài)、航向安裝誤差角；(b)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)完成對(duì)準(zhǔn)轉(zhuǎn)入導(dǎo)航狀態(tài)后，通過(guò)系統(tǒng)內(nèi)部的補(bǔ)償公式，對(duì)姿態(tài)、航向安裝誤差角進(jìn)行補(bǔ)償。其補(bǔ)償計(jì)算步驟為 計(jì)算機(jī)體坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣C'C11CC13DnD12DnCC 122C23XD2iD22D2,C31C 132CΑ,Di2A3其中C11r 。12C13'Γ I21Γ 122Γ 123為托架坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣C31C ^32C ^33 _C11 = cos ( γ ) · cos ( ￥)+sin( γ ) · sin( θ ) · sin( Ψ)； C12 = cos ( θ ) · sin( ψ)；C13 = sin( γ ) · cos ( Ψ) -cos ( γ ) · sin ( θ ) · sin ( Ψ)； C21 = -cos ( γ ) · sin ( Ψ) +sin ( γ ) · sin ( θ ) · cos ( Ψ); C22 = cos ( θ ) · cos (ψ)；C23 = -sin( γ ) · sin ( Ψ) -cos ( γ ) · sin ( θ ) · cos ( Ψ);C31 = -cos θ · sin γ ；C32 = sin θ ；C33 = cos θ · cos γ ；D11 = cos ( δ ψ) · cos ( δ y)+sin( δ ψ) · sin( δ θ ) · sin( δ γ)；D12 = —sin ( δ ψ) · cos ( δ y)+cos( δ ψ) · sin( δ θ) · sin( δ γ)；D13 = -cos ( δ θ ) · sin ( δ γ )；D21 = sin( δ ψ) · cos ( δ θ )；D22 = cos ( δ ψ) · cos ( δ θ )；D23 = sin ( δ θ )；D31 = cos (δ ψ) · sin ( δ γ ) -sin ( δ ψ) · sin ( δ θ ) · cos ( δ γ )； D32 = -sin ( δ ψ) · sin ( δ y ) -cos (δ ψ) · sin ( δ θ) · cos ( δ γ )； D33 = cos ( δ θ ) · cos ( δ γ )；θ> Υ> Ψ分別為補(bǔ)償安裝偏角之前慣導(dǎo)系統(tǒng)計(jì)算的俯仰、橫滾、航向角； δ θ、δ Υ、δ ψ分別為慣導(dǎo)系統(tǒng)托架坐標(biāo)系相對(duì)機(jī)體坐標(biāo)系的俯仰、橫滾、航向安裝偏角； 利用C'計(jì)算補(bǔ)償安裝偏角之后的俯仰θ ‘、橫滾γ'、航向角ψ' θ ‘ =SirT1 (C' 32)Y'主值H-C' 3i/C' 33)Y ‘的取值由表1確定。 表1 Y'確定方法
全文摘要
本發(fā)明屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)，涉及捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在機(jī)上安裝偏角的自動(dòng)標(biāo)定及補(bǔ)償設(shè)計(jì)方法。本發(fā)明設(shè)計(jì)的捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)機(jī)上安裝偏差自動(dòng)標(biāo)定、補(bǔ)償方法，僅需要在捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)托架首次安裝在飛機(jī)上后，做一次正常羅經(jīng)對(duì)準(zhǔn)并轉(zhuǎn)導(dǎo)航，將捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向與基準(zhǔn)姿態(tài)、航向進(jìn)行比較，自動(dòng)標(biāo)定出捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)托架坐標(biāo)系與飛機(jī)機(jī)體系的安裝偏角，并將其保存在捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)存儲(chǔ)單元內(nèi)。通過(guò)在捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)軟件內(nèi)設(shè)計(jì)安裝偏角補(bǔ)償算法，在捷聯(lián)系統(tǒng)正常工作過(guò)程中，精確補(bǔ)償上述安裝偏角，滿足飛機(jī)對(duì)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)、航向及其它導(dǎo)航參數(shù)的輸出顯示及控制要求。
文檔編號(hào)G01C21/16GK102435206SQ20111026666
公開日2012年5月2日 申請(qǐng)日期2011年9月1日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月1日
發(fā)明者吉翠萍, 袁媛, 陳璞 申請(qǐng)人:中國(guó)航空工業(yè)第六一八研究所