針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明公開(kāi)了針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，屬于捷聯(lián) 慣導(dǎo)姿態(tài)自適應(yīng)的技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 在捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)中，姿態(tài)更新算法相對(duì)速度位置更新算法更為復(fù)雜，算法的解算 精度和實(shí)時(shí)性也是影響捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)解算性能的兩個(gè)主要因素。特別是在高超飛行器等高 動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用中，由于載體的位姿運(yùn)動(dòng)特性極其復(fù)雜，為保證導(dǎo)航結(jié)果能夠真實(shí)反映高動(dòng) 態(tài)載體的運(yùn)動(dòng)情況，其對(duì)捷聯(lián)解算的實(shí)時(shí)性和解算精度都有更高的要求。在高動(dòng)態(tài)慣性捷 聯(lián)姿態(tài)算法研究和編排方面，為了提高捷聯(lián)姿態(tài)解算的精度，需要充分利用慣性器件巧螺 儀的數(shù)據(jù)，通常通過(guò)提高巧螺儀數(shù)據(jù)的采樣率來(lái)提高算法精度。
[0003] 傳統(tǒng)的捷聯(lián)指北姿態(tài)算法，其基本思想是采用等效旋轉(zhuǎn)矢量的方向余弦法或四元 數(shù)法進(jìn)行姿態(tài)解算，并采用角速度輸入或角速率輸入的多子樣圓錐補(bǔ)償算法，W及四階龍 格庫(kù)塔算法等姿態(tài)修正算法提高動(dòng)態(tài)情況下的姿態(tài)解算精度。但此類算法會(huì)隨著慣性器件 采樣率的提高，其就量急劇增加，從而使得導(dǎo)航處理器在提高算法精度的同時(shí)，難W滿足高 動(dòng)態(tài)載體高頻率導(dǎo)航輸出模式下的實(shí)時(shí)導(dǎo)航需求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是針對(duì)傳統(tǒng)捷聯(lián)指北姿態(tài)算法中器件采樣率的增加 會(huì)會(huì)導(dǎo)致算法計(jì)算量的大幅增加，影響算法的實(shí)時(shí)性，從而無(wú)法滿足高速高動(dòng)態(tài)載體的高 精度實(shí)時(shí)導(dǎo)航需求的問(wèn)題進(jìn)行設(shè)計(jì)，在傳統(tǒng)捷聯(lián)指北姿態(tài)算法的編排基礎(chǔ)上，提供了針對(duì) 高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，W有效滿足高速高動(dòng)態(tài)載體的實(shí)時(shí)性 導(dǎo)航解算需求。
[0005] 本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述發(fā)明目的采用如下技術(shù)方案：
[0006] 針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，包括如下步驟：
[0007] W巧螺采樣周期Tk更新a方向角增量a (m)、0方向角增量0 (m)，
[000引 W機(jī)體系更新周期Tm更新機(jī)體系方向余弦矩陣或者機(jī)體系四元數(shù)g置其中，Tm =kTk，k為大于1的整數(shù)，
[0009] W導(dǎo)航系更新周期T。更新導(dǎo)航系方向余弦矩陣C;或者導(dǎo)航系四元數(shù)g:，其中， 了。= MTm，M為大于1的整數(shù)，
[0010] 由前一時(shí)刻tw的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣奇、當(dāng)前時(shí)刻t。的機(jī)體系方向余弦矩陣 cf二、當(dāng)前時(shí)刻t。的導(dǎo)航系方向余弦扣。確定當(dāng)前時(shí)刻t。的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣訂，由前 一時(shí)刻t"_i的姿態(tài)四元數(shù)瑞、當(dāng)前時(shí)刻t。的機(jī)體系四元數(shù)端、計(jì)算的前一時(shí)刻tw 的導(dǎo)航系四元數(shù)確定當(dāng)前時(shí)刻t。的姿態(tài)四元數(shù)站?二I，最后由當(dāng)前時(shí)刻t。的姿態(tài)轉(zhuǎn)換 矩陣或者姿態(tài)四元數(shù)如節(jié)解算姿態(tài)角；橫滾角丫、俯仰角0、航向角
[0011] 作為所述針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法的進(jìn) 一步優(yōu)化方案，W巧螺采樣周期Tk為計(jì)算周期，經(jīng)過(guò)k次迭代計(jì)算得到a方向角 增量a (m)，利用巧螺儀旋轉(zhuǎn)角速率端計(jì)算第k次迭代的a方向角增量變化量
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，其特征在于，包括如下步 驟： 以陀螺采樣周期Tk更新a方向角增量a(m)、0方向角增量0 (m)， 以機(jī)體系更新周期Tm更新機(jī)體系方向余弦矩陣CBB或者機(jī)體系四元數(shù)其中，Tm =kTk，k為大于1的整數(shù)， 以導(dǎo)航系更新周期Tn更新導(dǎo)航系方向余弦矩陣或者導(dǎo)航系四元數(shù)分。，其中，Tn=MTm，M為大于1的整數(shù)， 由前一時(shí)刻tn_i的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣
、當(dāng)前時(shí)刻、的機(jī)體系方向余弦矩陣
當(dāng)前時(shí)刻tn的導(dǎo)航系方向余弦
確定當(dāng)前時(shí)刻、的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣
由前一時(shí)刻 tn_i的姿態(tài)四元數(shù)
、當(dāng)前時(shí)刻、的機(jī)體系四元數(shù)
、前一時(shí)刻tn_i的導(dǎo)航系四元數(shù)
確定當(dāng)前時(shí)刻tn的姿態(tài)四元數(shù)
，最后由當(dāng)前時(shí)刻、的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣
或者姿 態(tài)四元數(shù)
解算姿態(tài)角：橫滾角y、俯仰角0、航向角P。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，其 特征在于，經(jīng)過(guò)k次迭代計(jì)算得到a方向角增量a(m)、f3方向角增量0 (m)，第k次迭代 的a方向角增量a(k)、0方向角增量0 (k)為： a(k) =a(k~l) +Aa(k),
其中，a(k_l)為第k_l時(shí)刻、的a方向角增量，Aa(k)為第k時(shí)刻tk的a方向 角增量變化量，0 (k_l)為第k_l時(shí)刻tk_j^ 0方向角增量，Aa(k_l)為第k_l時(shí)刻th 的a方向角增量變化量。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，其 特征在于：利用相乘法則計(jì)算當(dāng)前時(shí)刻1："的機(jī)體系方向余弦矩陣
、當(dāng)前時(shí)刻tn的機(jī) 體系四元數(shù)C:
其中，
分別為第m-1時(shí)亥IJ、 第m時(shí)亥IJ、第m+1時(shí)亥IJ、第m+M-1時(shí)亥IJ、第n時(shí)刻的機(jī)體系方向余弦矩陣，
:分別為第m-1時(shí)刻、第m時(shí)刻、第m+1時(shí)刻、第m+M-1 時(shí)刻、第n時(shí)刻的機(jī)體系四元數(shù)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo) 姿態(tài)角確定方法，其特征在于，當(dāng)前時(shí)刻的導(dǎo)航系方向余弦矩陣
當(dāng)前時(shí)刻的導(dǎo)航系四元數(shù)
其中，IN為當(dāng)前時(shí)刻tn的導(dǎo)航系旋轉(zhuǎn)更新矢量，
：為根據(jù)導(dǎo)航系速 度/以及當(dāng)前時(shí)刻的位置經(jīng)度A、煒度L、高度h計(jì)算得到的導(dǎo)航系旋轉(zhuǎn)角速率，|NX為C的斜對(duì)稱矩陣形式。
5. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，其 特征在于，第k次迭代的a方向角增量變化量Aa(k)為：
為陀螺 儀旋轉(zhuǎn)角速率。
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了針對(duì)高動(dòng)態(tài)載體應(yīng)用的高精度捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)角確定方法，屬于捷聯(lián)慣導(dǎo)姿態(tài)自適應(yīng)的技術(shù)領(lǐng)域。以陀螺采樣周期更新α方向角增量、β方向角增量，以機(jī)體系更新周期更新機(jī)體系方向余弦矩陣或者機(jī)體系四元數(shù)，以導(dǎo)航系更新周期更新導(dǎo)航系方向余弦矩陣或者導(dǎo)航系四元數(shù)，最后由當(dāng)前時(shí)刻的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣或者姿態(tài)四元數(shù)解算姿態(tài)角。本發(fā)明中，機(jī)體系旋轉(zhuǎn)更新變化與陀螺采樣時(shí)間不需要保持一致，導(dǎo)航系旋轉(zhuǎn)變化更新不需要與陀螺采樣時(shí)間、機(jī)體系旋轉(zhuǎn)更新保持一致，減少了計(jì)算量，提高了計(jì)算效率；無(wú)需分別對(duì)不同子樣數(shù)的圓錐補(bǔ)償式進(jìn)行推導(dǎo)，從而提高了圓錐補(bǔ)償算法的適應(yīng)性。
【IPC分類】G01C21-16
【公開(kāi)號(hào)】CN104567873
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510021337
【發(fā)明人】邢麗, 熊智, 劉建業(yè), 杭義軍, 柏青青, 王潔, 許建新, 林愛(ài)軍, 程嬌嬌, 戴怡潔, 施麗娟, 孔雪博, 唐攀飛, 閔艷玲, 萬(wàn)眾, 黃欣, 趙慧, 潘加亮
【申請(qǐng)人】南京航空航天大學(xué)
【公開(kāi)日】2015年4月29日
【申請(qǐng)日】2015年1月15日