專利名稱：基于加速度的飛行器四元數(shù)修正模型的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種 飛行器姿態(tài)修正方法，特別涉及基于加速度的飛行器四元數(shù)修正模型。
背景技術：
飛行器姿態(tài)是飛行過程中最重要的參數(shù)，是姿態(tài)穩(wěn)定與控制的關鍵。獲取準確的姿態(tài)對于大迎角飛行戰(zhàn)術無人機而言更為重要，因為飛行器在大迎角飛行狀態(tài)下，氣動導數(shù)變化快速，導致飛行器方程非線性程度加重，而非線性系統(tǒng)的控制和穩(wěn)定性問題又與系統(tǒng)狀態(tài)初值密切相關，姿態(tài)作為系統(tǒng)極為關鍵的狀態(tài)就顯得尤其重要。俯仰與滾轉角的準確估計對于飛行器的飛行安全更是有著至關重要的作用。通常的飛行器姿態(tài)大都是通過慣性導航系統(tǒng)測得的角速度進行解算，提供的姿態(tài)解算精度會隨時間而發(fā)散，即長期穩(wěn)定性差；在長時間范圍內，導航誤差增長的速率主要由初始對準精度、系統(tǒng)所使用的慣性敏感器缺陷和運載體運動軌跡的動態(tài)特性決定；雖然采用更精確的敏感器可以提高精度，但慣性系統(tǒng)的成本會變得極為昂貴，且提高的精度也是有限的，不能解決誤差積累問題；除了那些不容易替代的特殊戰(zhàn)略系統(tǒng)，如潛艇導航系統(tǒng)或其他戰(zhàn)略平臺和導彈系統(tǒng)外，大多數(shù)情況下不宜采用昂貴的慣性導航系統(tǒng)；近年來頗受關注且適于多種應用的一種方法是組合導航技術，該技術采用某些來自導航系統(tǒng)以外的附加導航信息源對同一導航信息作測量并解算以形成新測量，從這些新測量中計算出各導航系統(tǒng)的誤差并對其進行校正，如文獻“張麗杰，、常佶，小型飛行器MEMS姿態(tài)測量系統(tǒng)，振動、測試與診斷，2010，Vol. 30(6) : 698-702”采用三軸加速度計和單軸速率陀螺構建系統(tǒng)，利用加速度計測量信息直接修正方向余弦矩陣來抑制姿態(tài)角的誤差積累，并進行姿態(tài)測量試驗；目前很多導航的姿態(tài)修正方法都是為了簡化問題直接假設測量條件，所得觀測模型誤差大，當導航時間較長時不能滿足要求。

發(fā)明內容
為了克服現(xiàn)有飛行姿態(tài)修正為了簡化問題直接假設測量條件帶來積累誤差過大的問題，本發(fā)明提供了一種基于加速度的飛行器四元數(shù)修正模型，該模型通過角速度預測飛行器四元數(shù)，以高度的二階導數(shù)或固連于飛行器垂線方向的過載作為觀測量對預測飛行器四元數(shù)進行測量更新修正，并得到俯仰、滾轉角，在此基礎上直接通過機體坐標系下的過載、GPS的東向、北向速度和飛行器俯仰、滾轉角直接估計出偏航角，通過建立新觀測模型，減少了直接假設測量條件帶來的姿態(tài)積累誤差，有利于飛行安全。本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案基于加速度的飛行器四元數(shù)修正模型，其特點是包括以下步驟
I、飛行器四元數(shù)狀態(tài)方程為
權利要求
1.基于加速度的飛行器四元數(shù)修正模型，其特點是包括以下步驟 1)飛行器四元數(shù)狀態(tài)方程為
全文摘要
為了克服現(xiàn)有飛行姿態(tài)修正為了簡化問題直接假設測量條件帶來積累誤差過大的問題，本發(fā)明提供了一種基于加速度的飛行器四元數(shù)修正模型，該模型通過角速度預測飛行器四元數(shù)，以高度的二階導數(shù)或固連于飛行器垂線方向的過載作為觀測量對預測飛行器四元數(shù)進行測量更新修正，并得到俯仰、滾轉角，在此基礎上直接通過機體坐標系下的過載、GPS的東向、北向速度和飛行器俯仰、滾轉角直接估計出偏航角，通過建立新觀測模型，減少了直接假設測量條件帶來的姿態(tài)積累誤差，有利于飛行安全。
文檔編號G01C21/20GK102679976SQ201210155909
公開日2012年9月19日 申請日期2012年5月20日 優(yōu)先權日2012年5月20日
發(fā)明者史忠科 申請人:西安費斯達自動化工程有限公司