一種指定慣導(dǎo)位置精度的捷聯(lián)慣導(dǎo)誤差模型仿真方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及到一種指定慣導(dǎo)位置精度的捷聯(lián)慣導(dǎo)誤 差模型仿真方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)是一種基于牛頓運(yùn)動(dòng)定律以推算的方式實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航功能的系統(tǒng)，其核 心傳感器是陀螺儀和加速度計(jì)等兩類慣性傳感器。由上述兩類傳感器構(gòu)成的慣性測(cè)量單元 直接固連在運(yùn)動(dòng)載體上，按慣性導(dǎo)航算法的原理流程，對(duì)原始測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行導(dǎo)航解算，求出 運(yùn)動(dòng)載體的姿態(tài)、速度和位置等參數(shù)。捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)已經(jīng)被廣泛應(yīng)用于各種飛行器、艦船及 車輛。在實(shí)際導(dǎo)航系統(tǒng)中，慣性器件本身、慣性器件的安裝以及慣導(dǎo)系統(tǒng)的工程實(shí)現(xiàn)都不可 避免地存在誤差，從而使綜合導(dǎo)航信息具有一定誤差。尤其在捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)安裝好后， 如何進(jìn)行慣性系統(tǒng)誤差模型的位置誤差驗(yàn)證和有效的補(bǔ)償，對(duì)于載體的導(dǎo)航定位能力具有 極大的意義。
[0003] 在確定捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)作為導(dǎo)航系統(tǒng)之后，需要對(duì)可接受的對(duì)準(zhǔn)誤差與器件誤差的 大小進(jìn)行分配和估計(jì)。一般的確定性誤差測(cè)量方法是對(duì)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行靜基座下的旋轉(zhuǎn) 軸測(cè)試，以標(biāo)定慣性器件確定性誤差。這些確定性誤差主要包括：陀螺常值漂移、加速度計(jì) 零偏等。但在補(bǔ)償確定性誤差后，慣性器件的隨機(jī)誤差就成為影響系統(tǒng)精度的主要誤差源， 因此僅僅靜基座測(cè)試難以更準(zhǔn)確描述慣性器件的誤差特性；靜基座下的旋轉(zhuǎn)軸測(cè)試成本也 較高。
[0004] 已有文獻(xiàn)的捷聯(lián)慣導(dǎo)誤差仿真方法一般從慣性器件隨機(jī)誤差的角度入手進(jìn)行慣 性器件的隨機(jī)誤差建模與仿真，忽略了真實(shí)慣導(dǎo)位置精度與慣性器件隨機(jī)誤差之間的關(guān) 系，因此最終仿真得到的慣導(dǎo)位置誤差往往與實(shí)際慣導(dǎo)的位置誤差不匹配，難以直接反映 真實(shí)的慣導(dǎo)位置精度信息。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 針對(duì)于上述問(wèn)題，本發(fā)明的目的在于提供一種指定慣導(dǎo)位置精度的捷聯(lián)慣導(dǎo)誤差 模型仿真方法，以改進(jìn)現(xiàn)有文獻(xiàn)對(duì)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)誤差模型仿真的不足；仿真可根據(jù)指 定的慣導(dǎo)位置精度同時(shí)設(shè)置多套慣導(dǎo)誤差模型參數(shù)，高效快捷的進(jìn)行慣性器件的選型和捷 聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差標(biāo)定。
[0006] 為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的一種指定慣導(dǎo)位置精度的捷聯(lián)慣導(dǎo)誤差模型仿真方 法，它首先利用實(shí)時(shí)飛行航跡數(shù)據(jù)進(jìn)行加速度比力信息的推算，從而獲得慣導(dǎo)誤差仿真的 理想輸入源，通過(guò)指定慣導(dǎo)位置精度設(shè)置慣導(dǎo)仿真模型的隨機(jī)誤差參數(shù)進(jìn)行慣導(dǎo)位置誤差 仿真，包括步驟如下：
[0007] 1)實(shí)時(shí)獲取更高精度的慣性加速度信息和飛行器航跡信息，作為理想?yún)⒖紨?shù)據(jù)源 和數(shù)據(jù)輸入源；
[0008] 2)根據(jù)上述獲取的飛行器航跡信息，模擬仿真飛行器慣性器件的加速度信息；
[0009] 3)建立捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差模型，將確定性誤差和隨機(jī)誤差統(tǒng)一為隨機(jī)誤差進(jìn)行誤 差模型建立，建立指定慣導(dǎo)精度與慣性器件隨機(jī)誤差系數(shù)模型；
[0010] 4)設(shè)計(jì)軟件程序，實(shí)現(xiàn)多套慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差輸入；
[0011] 5)根據(jù)慣性系統(tǒng)誤差方程實(shí)時(shí)解算得到捷聯(lián)慣性系統(tǒng)的誤差特性曲線，用以進(jìn)行 慣性器件誤差模型的確定和捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的選型。
[0012] 優(yōu)選地，上述步驟1)中具體包括：通常采用更高精度的慣性測(cè)量系統(tǒng)實(shí)時(shí)獲取更 高精度的慣性加速度信息和飛行器航跡信息。
[0013] 優(yōu)選地，上述步驟1)中還包括：若實(shí)際的飛行器航跡信息和慣性加速度信息難以 獲得，則通過(guò)慣性導(dǎo)航航跡模擬仿真算法，生成理想的飛行器航跡信息，作為理想?yún)⒖紨?shù)據(jù) 源。
[0014] 優(yōu)選地，上述步驟2)具體包括：若實(shí)際飛行器采用了更高精度的加速度計(jì)，則直 接采集該加速度計(jì)輸出的比力信息經(jīng)姿態(tài)矩陣解算為地理系比力信息后，作為理想的慣導(dǎo) 誤差仿真輸入源，并且略過(guò)此步驟。
[0015] 優(yōu)選地，上述步驟2)中還包括：針對(duì)理想的加速度計(jì)比力信息難以獲取的情形， 采用仿真或真實(shí)的飛行器航跡信息作為基準(zhǔn)，進(jìn)行比力數(shù)據(jù)的反算。
[0016] 優(yōu)選地，上述步驟3)還包括：慣性誤差主要包括慣性器件的隨機(jī)誤差以及慣導(dǎo)系 統(tǒng)的初始對(duì)準(zhǔn)誤差。
[0017] 優(yōu)選地，上述步驟4)具體包括：通過(guò)指定的慣導(dǎo)位置精度設(shè)置慣性導(dǎo)航系統(tǒng)誤差 模型參數(shù)并將航跡和加速度計(jì)數(shù)據(jù)作為仿真輸入，建立捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差方程，進(jìn)行捷聯(lián) 慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差仿真。
[0018] 本發(fā)明的有益效果：
[0019] 本發(fā)明從研究慣導(dǎo)位置精度與捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差模型入手，根據(jù)指定的慣導(dǎo)位 置精度，設(shè)置慣性導(dǎo)航的器件隨機(jī)誤差和慣性系統(tǒng)的初始誤差進(jìn)行捷聯(lián)慣導(dǎo)誤差模型的仿 真，通過(guò)隨機(jī)動(dòng)態(tài)建立的慣導(dǎo)器件誤差模型，逼近真實(shí)慣導(dǎo)的位置誤差，對(duì)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的 誤差補(bǔ)償和提高飛行器導(dǎo)航定位精度具有極為重要的意義，具有很強(qiáng)的工程應(yīng)用價(jià)值。
【附圖說(shuō)明】
[0020] 圖1繪示本發(fā)明指定慣導(dǎo)位置精度的捷聯(lián)慣導(dǎo)誤差模型仿真方法的原理框圖；
[0021] 圖2繪示本發(fā)明飛行航跡仿真方法示意圖；
[0022] 圖3繪示本發(fā)明指定慣導(dǎo)位置精度條件下某一慣導(dǎo)誤差參數(shù)下3小時(shí)內(nèi)慣導(dǎo)誤差 仿真的位置誤差結(jié)果示意圖；
[0023] 圖4繪示本發(fā)明指定位置誤差的徑向誤差率與徑向誤差的示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0024] 為了便于本領(lǐng)域技術(shù)人員的理解，下面結(jié)合實(shí)施例與附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的說(shuō) 明，實(shí)施方式提及的內(nèi)容并非對(duì)本發(fā)明的限定。
[0025] 參照?qǐng)D1至圖4所示，本發(fā)明的一種指定慣導(dǎo)位置精度的捷聯(lián)慣導(dǎo)誤差模型仿真 方法，為了描述慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差特點(diǎn)，該誤差方程在誤差為一階小量的前提下是線性 的，給出姿態(tài)、速度和位置的誤差方程如下：
[0026] 1.數(shù)學(xué)平臺(tái)的誤差方程
[0027] 平臺(tái)誤差角的微分方程為：
[0028]
[0029] 式中的下標(biāo)E，N，U代表東、北、天；式中比為地球子午面內(nèi)的曲率半徑，Rni為垂直 于子午面的法線平面內(nèi)的曲率半徑；R e= 6378137m ;f = 1/298. 257 ;有關(guān)量的物理意義如 下：
[0030] vE, vN, Vu分別表示東向、北向和天向速度；
[0031] δ νΕ, δ νΝ, δ v#東向速度誤差、北向速度誤差和天向速度誤差；
[0032] λ，L，h表示經(jīng)度煒度和高度；
[0033] δ L為韓度誤差；
[0034] Wle為地球自轉(zhuǎn)角速度；
[0035] Rm為子午圈地球曲率半徑；
[0036] Rn為卯酉圈地球曲率半徑。
[0037] 式中，εη是陀螺誤差，
[0038] 仿真中，將微分方程用差分近似代替。
[0039]
[0040] ΦΕ,〇, ΦΝ,〇, Φυι0為初始平臺(tái)誤差角。
[0041] 平臺(tái)誤差角Φ與姿態(tài)誤差角是不同，需要進(jìn)行轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換公式如下：
[0042]
[0043] 2.速度誤差方程
[0044] 定義地理坐標(biāo)系中的速度誤差矢量為：
[0045] δ V = [ δ Ve δ Vn δ VJt
[0046] 其中δ Ve為東向速度誤差、δ Vn為北向速度誤差、δ VuS天向速度誤差，由比力方 程，得到速度誤差各分量的微分方程為：
[0047]
[0048] 式中，fE，fN，fu為東向比力、北向比力和天向比力，▽ η是加速度計(jì)誤差矢量，在上 式中表現(xiàn)為東向加速度計(jì)誤差^ Ε、北向加速度計(jì)誤差▽ Ν以及天向加速度計(jì)誤差^ u三個(gè) 加速度計(jì)誤差分量。上式的差分方程為：
[0049]
[0050] 3.位置誤差方程
[0051] 慣導(dǎo)系統(tǒng)的位置誤差方程比較簡(jiǎn)單，并且它與慣性傳感器誤差不直接相關(guān)，考慮 到地球的曲率，位置誤差方程為：
[0052]
[0053] 上式的差分表達(dá)形式為：
[0054]
[0055] 本發(fā)明的仿真方法具體實(shí)施包括以下步驟：
[0056] 1)、若采用飛行器實(shí)際飛行獲取的高精度真實(shí)飛行航跡信息，則可略過(guò)此步驟。在 無(wú)法獲取高精度的真實(shí)飛行航跡信息的前提下，為了精確的模擬飛行器實(shí)際飛行的情況， 并充分檢驗(yàn)飛行器慣性導(dǎo)航系統(tǒng)誤差的動(dòng)態(tài)特性，采用如圖2所示的飛行航跡仿真方法以 獲取飛行航跡，采用的航跡生成算法包括以下過(guò)程：
[0057] 11)加速起跑并拉起：飛行器以一定的加速度在跑道上加速，當(dāng)飛行器達(dá)到一定 的速度后，抬高機(jī)頭，加速拉起飛行器；
[0058] 12)爬高：飛行器以一定的俯仰角速率Θ。使飛行器抬頭至指定俯仰角Θ。，并保持 該俯仰角不變，進(jìn)行爬高；
[0059] 13)改平：飛行器以一定的俯仰角速率-Θ。使飛行器變?yōu)槠斤w，之后保持平直飛 行；
[0060] 14)傾斜轉(zhuǎn)彎：飛行器由步驟13)的平飛狀態(tài)進(jìn)入傾斜轉(zhuǎn)彎狀態(tài)，先以一定的橫滾 角速率γ。使飛行器的橫滾角轉(zhuǎn)至指定的橫滾角γ。，之后以一定的航向角速率Φ。轉(zhuǎn)至指 定航向角Φ。；
[0061] 15)改平：以一定的橫滾角速率-γ。使飛行器的橫滾角轉(zhuǎn)至0 ;
[0062] 16)低頭俯沖：飛行器以一定的俯仰角速率使飛行器俯仰角達(dá)到某一指定的負(fù)俯 仰角，進(jìn)入俯沖飛行狀態(tài)；
[0063] 17)改平：飛行器以一定的俯仰角速率Θ。使飛行器抬頭至平飛狀態(tài)。
[0064] 采用上述航跡生成方法獲取的航跡信息作為參考輸入源，用于進(jìn)行慣性導(dǎo)航系統(tǒng) 的慣導(dǎo)仿真。
[0065] 2)、根據(jù)上述步驟1)獲取的飛行器航跡信息，模擬仿真飛行器慣性器件的地理系 比力信息。需要說(shuō)明的是，如果實(shí)際飛行器采用了更高精度的加速度計(jì)，則可直接采集該加 速度計(jì)輸出的機(jī)體系比力信息戶經(jīng)姿態(tài)矩陣??解算為地理系比力信息尸后，作為理想的 慣導(dǎo)誤差仿真輸入源，并且略過(guò)此步驟余下部分。本步驟2)的關(guān)鍵在于針對(duì)理想的加速度 計(jì)比力信息難以獲取的情形，可采用仿真或真實(shí)的飛行器航跡信息作為基準(zhǔn)，進(jìn)行產(chǎn)的仿 真解算；解算過(guò)程中同樣需要用到慣導(dǎo)陀螺儀的仿真數(shù)據(jù)，因此，先說(shuō)明慣導(dǎo)陀螺儀數(shù)據(jù)的 仿真過(guò)程。
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