動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法技術(shù)方案

動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法，首先，利用重力加速度在慣性坐標(biāo)系投影不變的特點(diǎn)，構(gòu)建幾何解析公式，對(duì)重力加速度進(jìn)行積分得到速度信息，用速度信息計(jì)算載體所在位置緯度值，然后，基于雙矢量定姿原理，利用慣性系重力加速度包含指北信息的特性，實(shí)現(xiàn)慣性系下粗略的初始姿態(tài)陣的求解，最后，在完成粗對(duì)準(zhǔn)的基礎(chǔ)上，利用速度誤差方程、失準(zhǔn)角方程和緯度誤差方程構(gòu)建緯度未知?jiǎng)討B(tài)干擾條件下的精對(duì)準(zhǔn)誤差模型，利用基于新息的自適應(yīng)濾波方法，解算出緯度誤差角和載體的失準(zhǔn)角，用緯度誤差角補(bǔ)償緯度值，用失準(zhǔn)角修正捷聯(lián)姿態(tài)矩陣，實(shí)現(xiàn)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的高精度快速自對(duì)準(zhǔn)。

The method of latitude unknown self alignment for strapdown inertial navigation system under dynamic disturbance

The dynamic interference conditions of sins self alignment method, the unknown latitude missile system first, the use of gravity in projective invariant inertial coordinate system, the construction of geometric analytical formulae of gravitational acceleration obtained by integral calculation speed information carrier position latitude values, speed information and double vector attitude determination based on the principle of acceleration of gravity the inertial system contains information refers to the characteristics of the north, to achieve the solution, the initial attitude matrix of rough inertial system finally, in based on the coarse alignment using velocity error equation, misalignment angle equation and latitude error equation is constructed under the condition of unknown latitude dynamic interference alignment error model, using adaptive filtering method of new information based on the calculated latitude error angle and carrier misalignment angle, angle error compensation with latitude latitude values, with the misalignment angle of Xiu Zhengjie High precision and fast self alignment of strapdown inertial navigation system based on joint attitude matrix.

【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】

本專利技術(shù)提供的是一種動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法，涉及晃動(dòng)基座下載體所在位置緯度信息的計(jì)算、慣性系下粗略的初始姿態(tài)陣的求解、精對(duì)準(zhǔn)狀態(tài)空間模型的建立、基于新息的自適應(yīng)濾波方法對(duì)緯度誤差角和載體失準(zhǔn)角的解算、緯度誤差角對(duì)緯度值的補(bǔ)償、失準(zhǔn)角對(duì)捷聯(lián)姿態(tài)矩陣的修正。本專利技術(shù)適合應(yīng)用于受外界干擾較大姿態(tài)信息時(shí)刻都在發(fā)生變化、不會(huì)提供精確定位信息的場(chǎng)合下的載體的捷聯(lián)慣導(dǎo)自對(duì)準(zhǔn)過(guò)程，諸如處于隧道深處、深山密林或者深海海底的載體、發(fā)動(dòng)機(jī)處于高頻振動(dòng)的汽車、在停機(jī)坪上受大風(fēng)力作用做較大晃動(dòng)的飛機(jī)、在風(fēng)浪作用下做較大幅度搖擺的艦船、格斗狀態(tài)下的戰(zhàn)斗機(jī)等的自對(duì)準(zhǔn)過(guò)程。
技術(shù)介紹
導(dǎo)航就是以一定的精度、在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)將載體沿著預(yù)定的路線引導(dǎo)至目的地的過(guò)程。慣性導(dǎo)航是一種自主式導(dǎo)航技術(shù)，它不依靠外界信息，也不向外界輻射任何能量，僅利用陀螺儀和加速度計(jì)等慣性測(cè)量器件以及初始的導(dǎo)航信息來(lái)確定載體運(yùn)行期間的各項(xiàng)導(dǎo)航參數(shù)，隱蔽性好、抗干擾性強(qiáng)，能夠全天時(shí)、全天候?yàn)檩d體提供完備的運(yùn)動(dòng)信息，以其獨(dú)有的特點(diǎn)始終有著不可替代的地位。其中，捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航技術(shù)將陀螺儀和加速度計(jì)直接安裝在載體上，得到載體系下的加速度和角速度，然后通過(guò)導(dǎo)航計(jì)算機(jī)將測(cè)得的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換至導(dǎo)航坐標(biāo)系完成導(dǎo)航，它不需要實(shí)體的穩(wěn)定平臺(tái)，具有成本低、體積小、重量輕、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，系統(tǒng)日趨成熟，精度逐步提高，應(yīng)用范圍逐漸擴(kuò)大。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)在進(jìn)入導(dǎo)航工作之前，需要獲得初始姿態(tài)以及位置信息，即進(jìn)行初始對(duì)準(zhǔn)過(guò)程。初始對(duì)準(zhǔn)通常分為兩個(gè)階段：粗對(duì)準(zhǔn)階段和精對(duì)準(zhǔn)階段。粗對(duì)準(zhǔn)階段可由外界信息或者根據(jù)陀螺和加速度計(jì)的輸出，求出一個(gè)粗略的初始姿態(tài)矩陣，將失準(zhǔn)角估計(jì)到一定的精度范圍內(nèi)。然后在粗對(duì)準(zhǔn)的基礎(chǔ)上，以速度誤差作為觀測(cè)量，建立初始對(duì)準(zhǔn)誤差模型，通過(guò)一定的濾波算法估計(jì)姿態(tài)誤差角，對(duì)初始姿態(tài)矩陣進(jìn)行校正，完成精對(duì)準(zhǔn)。靜基座自對(duì)準(zhǔn)技術(shù)已比較成熟，而動(dòng)基座自對(duì)準(zhǔn)技術(shù)依舊是國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)。有些諸如發(fā)動(dòng)機(jī)處于高頻振動(dòng)的汽車、浪涌下的艦船等受干擾較大的載體，角振動(dòng)和線振動(dòng)會(huì)導(dǎo)致基座晃動(dòng)，捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)在自對(duì)準(zhǔn)過(guò)程中的姿態(tài)時(shí)刻都在發(fā)生變化，初始對(duì)準(zhǔn)的時(shí)間和精度會(huì)受到影響。因此，在運(yùn)載體晃動(dòng)干擾環(huán)境下完成初始對(duì)準(zhǔn)過(guò)程，就必須屏蔽這些無(wú)法消除的擾動(dòng)影響。無(wú)論是靜基座自對(duì)準(zhǔn)方法還是動(dòng)基座自對(duì)準(zhǔn)方法，無(wú)論粗對(duì)準(zhǔn)還是精對(duì)準(zhǔn)，都要求準(zhǔn)確的知道當(dāng)?shù)氐牡乩砭暥龋绻乩砭暥却嬖谡`差，將可能影響到初始對(duì)準(zhǔn)的精度。然而在深山荒野，海上等環(huán)境中，想要獲得當(dāng)?shù)氐牡乩砦恢眯畔⒉⒉皇且患苋菀椎氖虑椋换蛘吣承?yīng)用場(chǎng)合，如通信衛(wèi)星跟蹤或者武器平臺(tái)的穩(wěn)定，有較高的定向要求，而沒(méi)有必要提供精確的定位要求；或者在某些應(yīng)急場(chǎng)合，如軍事戰(zhàn)爭(zhēng)中，受到敵方攻擊，需要迅速做出反擊，而定位系統(tǒng)來(lái)不及工作，卻急需定向。在上述緯度未知的條件下，想要完成初始時(shí)刻自對(duì)準(zhǔn)，就必須先完成載體所在位置緯度信息值的估計(jì)。在捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)精對(duì)準(zhǔn)過(guò)程中，使用卡爾曼濾波方法解算系統(tǒng)狀態(tài)變量，補(bǔ)償誤差項(xiàng)，解算精確姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣，實(shí)現(xiàn)精對(duì)準(zhǔn)過(guò)程。然而在實(shí)際系統(tǒng)中，系統(tǒng)往往由于存在各種隨機(jī)因素而成為隨機(jī)系統(tǒng)，運(yùn)算過(guò)程中使用近似計(jì)算，使得無(wú)法準(zhǔn)確得到準(zhǔn)確的系統(tǒng)模型，系統(tǒng)特性也很難知道，另外，考慮到測(cè)量過(guò)程中動(dòng)態(tài)干擾條件和緯度未知導(dǎo)致緯度誤差項(xiàng)等因素影響，系統(tǒng)中系統(tǒng)干擾過(guò)多，噪聲不是嚴(yán)格的白噪聲，導(dǎo)致卡爾曼濾波效果變差，甚至可能直接導(dǎo)致卡爾曼濾波失效。針對(duì)上述濾波環(huán)境，有必要建立包含垂蕩、縱蕩、橫蕩引起的干擾運(yùn)動(dòng)和由于緯度計(jì)算引起的緯度誤差的精對(duì)準(zhǔn)誤差模型，提出新的濾波方法，高效抑制偏差，解算系統(tǒng)狀態(tài)變量并補(bǔ)償誤差項(xiàng)，解算精確姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣，實(shí)現(xiàn)精對(duì)準(zhǔn)過(guò)程。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
本專利技術(shù)的目的在于，針對(duì)存在動(dòng)態(tài)干擾的環(huán)境和緯度信息未知的情況，提出一種動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法。首先，利用重力加速度在慣性坐標(biāo)系投影不變的特點(diǎn)，構(gòu)建幾何解析公式，對(duì)重力加速度進(jìn)行積分得到速度信息，用速度信息計(jì)算載體所在位置緯度值，然后，基于雙矢量定姿原理，利用慣性系重力加速度包含指北信息的特性，實(shí)現(xiàn)慣性系下粗略的初始姿態(tài)陣的求解，最后，在完成粗對(duì)準(zhǔn)的基礎(chǔ)上，利用速度誤差方程、失準(zhǔn)角方程和緯度誤差方程構(gòu)建緯度未知?jiǎng)討B(tài)干擾條件下的精對(duì)準(zhǔn)誤差模型，利用基于新息的自適應(yīng)濾波方法，解算出緯度誤差角和載體的失準(zhǔn)角，用緯度誤差角補(bǔ)償緯度值，用失準(zhǔn)角修正捷聯(lián)姿態(tài)矩陣，實(shí)現(xiàn)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的高精度快速自對(duì)準(zhǔn)。下文將講述緯度未知條件下晃動(dòng)基座自對(duì)準(zhǔn)方法的原理和內(nèi)容，最后通過(guò)真實(shí)實(shí)驗(yàn)證明了本專利技術(shù)算法的有效性。實(shí)現(xiàn)本專利技術(shù)目的技術(shù)解決方案為：本專利技術(shù)提出一種動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法，包括以下方面：(1)上位導(dǎo)航計(jì)算機(jī)控制導(dǎo)航系統(tǒng)，采集慣性測(cè)量單元IMU中光纖陀螺和加速度計(jì)的輸出信號(hào)；(2)對(duì)采集到的陀螺和加速度計(jì)的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，利用重力加速度積分所得速度信息不同時(shí)刻在慣性坐標(biāo)系下的投影，構(gòu)建幾何解析公式，求解載體所在位置的緯度信息，完成存在動(dòng)態(tài)干擾的環(huán)境下的緯度求解過(guò)程。然后對(duì)緯度誤差進(jìn)行分析求解，證明利用速度信息計(jì)算緯度方法的可行性；(3)帶入計(jì)算所得緯度信息，進(jìn)行慣性系下粗對(duì)準(zhǔn)過(guò)程：基于雙矢量定姿原理，利用重力加速度在慣性空間方位的改變包含地球北向信息這一特性，求解慣性系下粗略的初始姿態(tài)陣；(4)在慣性系下粗略的初始姿態(tài)陣已求得的基礎(chǔ)上，建立了緯度未知?jiǎng)討B(tài)干擾條件下的精對(duì)準(zhǔn)誤差模型，采用基于新息的自適應(yīng)濾波方法解算緯度誤差角和載體的失準(zhǔn)角，用緯度誤差角補(bǔ)償緯度值，用失準(zhǔn)角修正捷聯(lián)姿態(tài)矩陣，實(shí)現(xiàn)精對(duì)準(zhǔn)過(guò)程，完成初始對(duì)準(zhǔn)，進(jìn)入導(dǎo)航狀態(tài)。本專利技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)：1.基于重力加速度在慣性空間不變的原理，通過(guò)計(jì)算兩個(gè)時(shí)刻的重力加速度計(jì)算緯度，由于干擾加速度的問(wèn)題可能導(dǎo)致計(jì)算出現(xiàn)較大誤差，甚至可能出現(xiàn)緯度不可計(jì)算的問(wèn)題。針對(duì)這個(gè)問(wèn)題，本專利技術(shù)提出對(duì)重力加速度進(jìn)行積分，利用速度計(jì)算緯度這一算法。相比較于直接采用重力加速度計(jì)算緯度，本專利技術(shù)提出的速度計(jì)算緯度這一算法能夠降低偶然隨機(jī)誤差，使得緯度誤差更小，保證緯度計(jì)算的精度和有效性。2.由于本專利技術(shù)中對(duì)緯度信息進(jìn)行計(jì)算這一過(guò)程，緯度信息值存在一定的誤差量。因此本專利技術(shù)中的算法對(duì)緯度誤差進(jìn)行了詳細(xì)分析，利用速度誤差方程、失準(zhǔn)角方程和緯度誤差方程構(gòu)建精對(duì)準(zhǔn)誤差模型。系統(tǒng)狀態(tài)矢量中加入緯度誤差這一項(xiàng)，濾波所得緯度誤差值用來(lái)修正緯度值，提高了解算精度，能夠更好地解決緯度的補(bǔ)償問(wèn)題。3.本專利技術(shù)提出基于新息的自適應(yīng)濾波算法，將基于新息的自適應(yīng)濾波方法應(yīng)用于初始對(duì)準(zhǔn)中，使用實(shí)際協(xié)方差代替理論協(xié)方差，增加自適應(yīng)因子實(shí)時(shí)調(diào)整新的新息比例，可以防止濾波結(jié)果發(fā)散，使濾波收斂速度更快，俯仰姿態(tài)、橫滾姿態(tài)和航向姿態(tài)均快速完成對(duì)準(zhǔn)工作，能夠較好的解決動(dòng)基座緯度未知條件下的自對(duì)準(zhǔn)問(wèn)題。附圖說(shuō)明圖1為本專利技術(shù)動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法流程示意圖；圖2為本專利技術(shù)動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法整體計(jì)算示意圖；圖3為上位導(dǎo)航計(jì)算機(jī)采集慣性測(cè)量單元IMU信息頁(yè)面示意圖；圖4為慣性坐標(biāo)系下緯度估計(jì)示意圖；圖5為基于新息的自適應(yīng)濾波方程計(jì)算流程示意圖；圖6受線振動(dòng)干擾重力加速度和速度的變化量；圖7為緯度信息仿真結(jié)果示意圖；圖8為XW-ADU7612姿態(tài)方位導(dǎo)航系統(tǒng)示意圖；圖9本文檔來(lái)自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法，其特征在于：坐標(biāo)系定義如下：地球坐標(biāo)系e系，原點(diǎn)選取地球中心，X軸位于赤道平面內(nèi)，從地心指向載體所在點(diǎn)經(jīng)線，Z軸沿地球自轉(zhuǎn)軸方向，隨地球自轉(zhuǎn)而轉(zhuǎn)動(dòng)，X軸、Y軸和Z軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系，隨地球自轉(zhuǎn)而轉(zhuǎn)動(dòng)；地心慣性坐標(biāo)系i系，是在粗對(duì)準(zhǔn)起始時(shí)刻將地球坐標(biāo)系e系慣性凝固后形成的坐標(biāo)系；導(dǎo)航坐標(biāo)系n系，即導(dǎo)航基準(zhǔn)的坐標(biāo)系，導(dǎo)航相關(guān)運(yùn)算都在該坐標(biāo)系下進(jìn)行，原點(diǎn)位于艦載機(jī)重心，X軸指向東向(E)，Y軸指向北向(N)，Z軸指向天向(U)；載體坐標(biāo)系b系，原點(diǎn)位于艦載機(jī)重心，X軸、Y軸、Z軸分別沿艦載機(jī)機(jī)體橫軸指向右、沿縱軸指向前、沿立軸指向上；載體慣性坐標(biāo)系ib0系，是在對(duì)準(zhǔn)初始時(shí)刻將載體坐標(biāo)系經(jīng)慣性凝固后的坐標(biāo)系；步驟1：系統(tǒng)準(zhǔn)備階段，捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行預(yù)熱準(zhǔn)備，上位導(dǎo)航計(jì)算機(jī)開(kāi)啟；步驟2：導(dǎo)航算法初始化，正確設(shè)置相關(guān)參數(shù)；步驟3：上位導(dǎo)航計(jì)算機(jī)控制導(dǎo)航系統(tǒng)向?qū)Ш较到y(tǒng)發(fā)送命令協(xié)議，采集慣性測(cè)量單元IMU中光纖陀螺和加速度計(jì)的輸出數(shù)據(jù)，其中，光纖陀螺儀的零點(diǎn)偏置穩(wěn)定性是0.5度/h，零點(diǎn)偏置重復(fù)性是0.5度/h，加速度計(jì)的零點(diǎn)偏置小于1mg，零點(diǎn)偏置穩(wěn)定性小于1mg；步驟4：得到光纖陀螺儀的三軸測(cè)量值和加速度計(jì)的三軸測(cè)量值fb后，利用重力加速度積分所得速度信息不同時(shí)刻在慣性坐標(biāo)系下的投影，構(gòu)建幾何解析公式，求解載體所在位置的緯度信息，完成存在動(dòng)態(tài)干擾的環(huán)境下的緯度求解過(guò)程；然后對(duì)緯度誤差進(jìn)行分析求解，證明本緯度計(jì)算方法的可行性；(1)動(dòng)態(tài)干擾情況下求解緯度信息過(guò)程光纖陀螺儀的三軸測(cè)量值和加速度計(jì)的三軸測(cè)量值fb采集成功后，進(jìn)入載體晃動(dòng)基座下緯度信息解算過(guò)程，將重力加速度積分所得速度值投影到慣性坐標(biāo)系下得到利用兩個(gè)不同時(shí)刻慣性坐標(biāo)系下的速度投影之間的夾角求取維度，隔離晃動(dòng)干擾對(duì)緯度求解的影響；載體坐標(biāo)系b系隨地球一起轉(zhuǎn)動(dòng)，慣性坐標(biāo)系i系和ib0系沒(méi)有轉(zhuǎn)動(dòng)，保持不變；由于地球的轉(zhuǎn)動(dòng)，重力加速度g在慣性空間ib0系內(nèi)的方向投影由t1時(shí)刻的gib0(t1)變成了t2時(shí)刻的gib0(t2)，設(shè)gib0(t1)與gib0(t2)之間的夾角為θ，地球在這段時(shí)間內(nèi)轉(zhuǎn)過(guò)角度為α；緯度計(jì)算，夾角θ、夾角α和緯度L三個(gè)角度之間存在幾何關(guān)系，因此通過(guò)求取θ和α，間接地求取緯度信息L，下面敘述具體過(guò)程；因?yàn)锳與B在同一緯度，所以有式：|AO'|＝|BO'|＝|AO|cosL?????????????????????(1)由幾何定理知：|AB|=2|AO′|sinα2---(2)]]>將公式(1)帶入(2)得：|AB|=2|AO|cosLsinα2---(3)]]>同理可得：|AB|=2|AO|sinθ2---(4)]]>由公式(3)和公式(4)可得緯度的求解公式為：cosL＝sin(θ/2)/sin(α/2)?????????????????????(5)即L=arccos(sin(θ/2)sin(α/2))---(6)]]>確定起始時(shí)刻t1和緯度估計(jì)時(shí)間t2，ωie為地球坐標(biāo)系e系相對(duì)于地心慣性坐標(biāo)系i系的地球自轉(zhuǎn)角速度大小，在t1、t2時(shí)間差內(nèi)地球轉(zhuǎn)過(guò)的角度α可求得：α＝ωie(t2?t1)??????????(7)在本文基于慣性空間算法中，重力加速度g在慣性空間ib0系內(nèi)的方向投影計(jì)算方式如公式(8)所示：gib0(t)=Cbib0gb=-Cbib0fb(t)---(8)]]>式中，gb(t)為t時(shí)刻重力加速度g在b系內(nèi)的方向投影，fb(t)為t時(shí)刻加速度計(jì)b系的三軸測(cè)量值；載體坐標(biāo)系b系與載體慣性坐標(biāo)系ib0系之間的轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)系可以利用陀螺輸出的角速度信息進(jìn)行更新解算，如式(9)所示：C·bib0=Cbib0[ωibb(t)×]---(9)]]>其中初始時(shí)刻為單位陣；為光纖陀螺輸出值，表示b系相對(duì)于i系的載體運(yùn)動(dòng)角速率在b系內(nèi)的投影；為向量的叉乘反對(duì)稱矩陣；由此，θ可以由兩個(gè)時(shí)刻的重力加速度確定：cosθ=<gib0(t1),gib0(t2)>|gib0(t1)|·|gib0(t2)|---(10)]]>式中，<>為內(nèi)積符號(hào)，||表示求取向量的模值；考慮重力加速度單次量測(cè)值存在隨機(jī)誤差性；晃動(dòng)基座下，加速度計(jì)輸出不僅受加速度計(jì)自身漂移誤差影響，還受到受量測(cè)噪聲、載體角振動(dòng)、線振動(dòng)的干擾；由于存在的載體線振動(dòng)干擾，必然使得加速度計(jì)某時(shí)刻的輸出重力加速度值受到影響存在誤差項(xiàng)，以至于導(dǎo)致計(jì)算出來(lái)的θ角不準(zhǔn)確，使得緯度計(jì)算值存在誤差項(xiàng)；更甚者，使得θ角計(jì)算嚴(yán)重不準(zhǔn)確且大于α角，此時(shí)cosL>1，緯度值無(wú)法計(jì)算，出現(xiàn)計(jì)算的結(jié)果為奇異值；...

【技術(shù)特征摘要】
1.動(dòng)態(tài)干擾條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的緯度未知自對(duì)準(zhǔn)方法，其特征在于：坐標(biāo)系定義如下：地球坐標(biāo)系e系，原點(diǎn)選取地球中心，X軸位于赤道平面內(nèi)，從地心指向載體所在點(diǎn)經(jīng)線，Z軸沿地球自轉(zhuǎn)軸方向，隨地球自轉(zhuǎn)而轉(zhuǎn)動(dòng)，X軸、Y軸和Z軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系，隨地球自轉(zhuǎn)而轉(zhuǎn)動(dòng)；地心慣性坐標(biāo)系i系，是在粗對(duì)準(zhǔn)起始時(shí)刻將地球坐標(biāo)系e系慣性凝固后形成的坐標(biāo)系；導(dǎo)航坐標(biāo)系n系，即導(dǎo)航基準(zhǔn)的坐標(biāo)系，導(dǎo)航相關(guān)運(yùn)算都在該坐標(biāo)系下進(jìn)行，原點(diǎn)位于艦載機(jī)重心，X軸指向東向(E)，Y軸指向北向(N)，Z軸指向天向(U)；載體坐標(biāo)系b系，原點(diǎn)位于艦載機(jī)重心，X軸、Y軸、Z軸分別沿艦載機(jī)機(jī)體橫軸指向右、沿縱軸指向前、沿立軸指向上；載體慣性坐標(biāo)系ib0系，是在對(duì)準(zhǔn)初始時(shí)刻將載體坐標(biāo)系經(jīng)慣性凝固后的坐標(biāo)系；步驟1：系統(tǒng)準(zhǔn)備階段，捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行預(yù)熱準(zhǔn)備，上位導(dǎo)航計(jì)算機(jī)開(kāi)啟；步驟2：導(dǎo)航算法初始化，正確設(shè)置相關(guān)參數(shù)；步驟3：上位導(dǎo)航計(jì)算機(jī)控制導(dǎo)航系統(tǒng)向?qū)Ш较到y(tǒng)發(fā)送命令協(xié)議，采集慣性測(cè)量單元IMU中光纖陀螺和加速度計(jì)的輸出數(shù)據(jù)，其中，光纖陀螺儀的零點(diǎn)偏置穩(wěn)定性是0.5度/h，零點(diǎn)偏置重復(fù)性是0.5度/h，加速度計(jì)的零點(diǎn)偏置小于1mg，零點(diǎn)偏置穩(wěn)定性小于1mg；步驟4：得到光纖陀螺儀的三軸測(cè)量值和加速度計(jì)的三軸測(cè)量值fb后，利用重力加速度積分所得速度信息不同時(shí)刻在慣性坐標(biāo)系下的投影，構(gòu)建幾何解析公式，求解載體所在位置的緯度信息，完成存在動(dòng)態(tài)干擾的環(huán)境下的緯度求解過(guò)程；然后對(duì)緯度誤差進(jìn)行分析求解，證明本緯度計(jì)算方法的可行性；(1)動(dòng)態(tài)干擾情況下求解緯度信息過(guò)程光纖陀螺儀的三軸測(cè)量值和加速度計(jì)的三軸測(cè)量值fb采集成功后，進(jìn)入載體晃動(dòng)基座下緯度信息解算過(guò)程，將重力加速度積分所得速度值投影到慣性坐標(biāo)系下得到利用兩個(gè)不同時(shí)刻慣性坐標(biāo)系下的速度投影之間的夾角求取維度，隔離晃動(dòng)干擾對(duì)緯度求解的影響；載體坐標(biāo)系b系隨地球一起轉(zhuǎn)動(dòng)，慣性坐標(biāo)系i系和ib0系沒(méi)有轉(zhuǎn)動(dòng)，保持不變；由于地球的轉(zhuǎn)動(dòng)，重力加速度g在慣性空間ib0系內(nèi)的方向投影由t1時(shí)刻的gib0(t1)變成了t2時(shí)刻的gib0(t2)，設(shè)gib0(t1)與gib0(t2)之間的夾角為θ，地球在這段時(shí)間內(nèi)轉(zhuǎn)過(guò)角度為α；緯度計(jì)算，夾角θ、夾角α和緯度L三個(gè)角度之間存在幾何關(guān)系，因此通過(guò)求取θ和α，間接地求取緯度信息L，下面敘述具體過(guò)程；因?yàn)锳與B在同一緯度，所以有式：|AO'|＝|BO'|＝|AO|cosL (1)由幾何定理知： | A B | = 2 | AO ′ | s i n α 2 - - - ( 2 ) ]]>將公式(1)帶入(2)得： | A B | = 2 | A O | cos L s i n α 2 - - - ( 3 ) ]]>同理可得： | A B | = 2 | A O | s i n θ 2 - - - ( 4 ) ]]>由公式(3)和公式(4)可得緯度的求解公式為：cosL＝sin(θ/2)/sin(α/2) (5)即 L = a r c c o s ( s i n ( θ / 2 ) s i n ( α / 2 ) ) - - - ( 6 ) ]]>確定起始時(shí)刻t1和緯度估計(jì)時(shí)間t2，ωie為地球坐標(biāo)系e系相對(duì)于地心慣性坐標(biāo)系i系的地球自轉(zhuǎn)角速度大小，在t1、t2時(shí)間差內(nèi)地球轉(zhuǎn)過(guò)的角度α可求得：α＝ωie(t2-t1) (7)在本文基于慣性空間算法中，重力加速度g在慣性空間ib0系內(nèi)的方向投影計(jì)算方式如公式(8)所示： g i b 0 ( t ) = C b i b 0 g b = - C b i b 0 f b ( t ) - - - ( 8 ) ]]>式中，gb(t)為t時(shí)刻重力加速度g在b系內(nèi)的方向投影，fb(t)為t時(shí)刻加速度計(jì)b系的三軸測(cè)量值；載體坐標(biāo)系b系與載體慣性坐標(biāo)系ib0系之間的轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)系可以利用陀螺輸出的角速度信息進(jìn)行更新解算，如式(9)所示： C · b i b 0 = C b i b 0 [ ω i b b ( t ) × ] - - - ( 9 ) ]]>其中初始時(shí)刻為單位陣；為光纖陀螺輸出值，表示b系相對(duì)于i系的載體運(yùn)動(dòng)角速率在b系內(nèi)的投影；為向量的叉乘反對(duì)稱矩陣；由此，θ可以由兩個(gè)時(shí)刻的重力加速度確定： c o s θ = < g i b 0 ( t 1 ) , g i b 0 ( t 2 ) > | g i b 0 ( t 1 ) | · | g i b 0 ( t 2 ) | - - - ( 10 ) ]]>式中，<>為內(nèi)積符號(hào)，||表示求取向量的模值；考慮重力加速度單次量測(cè)值存在隨機(jī)誤差性；晃動(dòng)基座下，加速度計(jì)輸出不僅受加速度計(jì)自身漂移誤差影響，還受到受量測(cè)噪聲、載體角振動(dòng)、線振動(dòng)的干擾；由于存在的載體線振動(dòng)干擾，必然使得加速度計(jì)某時(shí)刻的輸出重力加速度值受到影響存在誤差項(xiàng)，以至于導(dǎo)致計(jì)算出來(lái)的θ角不準(zhǔn)確，使得緯度計(jì)算值存在誤差項(xiàng)；更甚者，使得θ角計(jì)算嚴(yán)重不準(zhǔn)確且大于α角，此時(shí)cosL>1，緯度值無(wú)法計(jì)算，出現(xiàn)計(jì)算的結(jié)果為奇異值；因此，本算法針對(duì)θ角計(jì)算不準(zhǔn)確的問(wèn)題，本文對(duì)該算法進(jìn)行改進(jìn)；利用積分對(duì)數(shù)據(jù)誤差的平滑作用，通過(guò)對(duì)兩個(gè)時(shí)刻的重力加速度進(jìn)行相同時(shí)間的積分平滑，平滑一段時(shí)間內(nèi)某些時(shí)刻因受載體線振動(dòng)的比力偏差點(diǎn)，抑制和補(bǔ)償搖擺基座載體線振動(dòng)的干擾；對(duì)兩個(gè)時(shí)刻的重力加速度進(jìn)行相同時(shí)間的積分，積分時(shí)間t0，得到慣性空間ib0系內(nèi)的速度值以達(dá)到避免偶然的加速度計(jì)輸出帶來(lái)的緯度計(jì)算誤差的效果； V i b 0 ( t ) = ∫ t - t 0 t g i b 0 ( t ) d t = ∫ t - t 0 t C b i b 0 g b = ∫ t - t 0 t - C b i b 0 f b ( t ) d t - - - ( 11 ) ]]>則θ由下式求得： c o s θ = < V i b 0 ( t 1 ) , V i b 0 ( t 2 ) > | V i b 0 ( t 1 ) | · | V i b 0 ( t 2 ) | - - - ( 12 ) ]]>綜上所述，動(dòng)態(tài)干擾情況下求解緯度信息可總結(jié)為如下步驟：①根據(jù)公式(9)，更新計(jì)算坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；②在時(shí)刻t1和t2根據(jù)公式(8)，分別將加速度計(jì)的輸出投影到ib0坐標(biāo)系，并利用公式(11)進(jìn)行積分得到和積分時(shí)間為t0；③根據(jù)公式(7)計(jì)算在t2-t1時(shí)間內(nèi)地球自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)過(guò)的角度α；④根據(jù)公式(112)求出gib0(t1)與gib0(t2)之間的夾角θ；⑤由公式求(6)出緯度L；(2)對(duì)緯度誤差進(jìn)行分析求解設(shè)真實(shí)緯度為L(zhǎng)，緯度誤差為δL，計(jì)算求出的緯度為則有由于計(jì)算緯度過(guò)程中α是精確地，則緯度誤差主要來(lái)源于θ；設(shè)兩速度投影間的真實(shí)角度為θ，角度誤差為δθ，計(jì)算求出的角度為有 c o s θ ^ = c o s ( θ + δ θ ) = c o s θ c o s δ θ - s i n θ s i n δ θ ≈ c o s θ - δ θ s i n θ - - - ( 13 ) ]]> c o s θ ^ = < V ^ i b 0 ( t 1 ) , V ^ i b 0 ( t 2 ) > | V ^ i b 0 ( t 1 ) | · | V ^ i b 0 ( t 2 ) | = < ∫ t - t 0 t g ^ i b 0 ( t 1 ) d t , ∫ t - t 0 t g ^ i b 0 ( t 2 ) d t > | ∫ t - t 0 t g ^ i b 0 ( t 1 ) d t | · | ∫ t - t 0 t g ^ i b 0 ( t 2 ) d t | ≈ < ∫ t - t 0 t g ^ i b 0 ( t 1 ) d t , ∫ t - t 0 t g ^ i b 0 ( t 2 ) d t > | ∫ t - t 0 t g ( t ) d t | 2 - - - ( 14 ) ]]>設(shè)t時(shí)刻的重力加速度在ib0系下投影的誤差為載體坐標(biāo)系與載體慣性坐標(biāo)系之間轉(zhuǎn)換矩陣的誤差為光纖陀螺三軸b系輸出的誤差為δfb(t)，則有： g ^ i b 0 ( t ) = g i b 0 ( t ) + Δg i b 0 ( t ) - - - ( 15 ) ]]>即 Δg i b 0 ( t ) = ( C b i b 0 ( t ) + ΔC b i b 0 ( t ) ) ( f b ( t ) + δf b ( t ) ) - C b i b 0 ( t ) f b ( t ) - - - ( 16 ) ]]>展開(kāi)得： Δg i b 0 ( t ) = C b i b 0 ( t ) δf b ( t ) + ΔC b i b 0 ( t ) f b ( t ) + ΔC b i b 0 ( t ) δf b ( t ) - - - ( 17 ) ]]>忽略二階小量得 Δg i b 0 ( t ) = C b i b 0 ( t ) δf b ( t ) + ΔC b i b 0 ( t ) f b ( t ) - - - ( 18 ) ]]>由公式(13)(14)(15)(17)，則有： δ θ s i n θ = < ∫ t 1 - t 0 t 1 g i b 0 ( t ) d t , ∫ t 2 - t 0 t 2 Δg i b 0 ( t ) d t > | ∫ 0 t 0 g ( t ) d t | 2 + < ∫ t - t 0 t 1 Δg i b 0 ( t ) d t , ∫ t 2 - t 0 t 2 g i b 0 ( t ) d t > | ∫ 0 t 0 g ( t ) d t | 2 = < ∫ t 1 - t 0 t 1 g i b 0 ( t ) d t , ∫ t 2 - t 0 t 2 ( C b i b 0 ( t ) δf b ( t ) + ΔC b i b 0 ( t ) f b ( t ) ) d t > | ∫ 0 t 0 g ( t ) d t | 2 + < ∫ t 1 - t 0 t 1 ( C b i b 0 ( t ) δf b ( t ) + ΔC b i b 0 ( t ) f b ( t ) ) d t , ∫ t 2 - t 0 t 2 g i b 0 ( t ) d t > | ∫ 0 t 0 g ( t ) d t | 2 - - - ( 19 ) ]]>將上式展開(kāi)，近似得： δ θ = ∫ g i b 0 ( t 1 ) ΔC b i b 0 ( t 2 ) f b ( t 2 ) d t + ∫ g i b 0 ( t 1 ) C b i b 0 ( t 2 ) δf b ( t 2 ) d t | ∫ g ( t ) d t | 2 sin θ ∫ ΔC b i b 0 ( t 1 ) f b ( t 1 ) g i b 0 ( t 2 ) d t + ∫ C b i b 0 ( t 1 ) δf b ( t 1 ) g i b 0 ( t 2 ) d t | ∫ g ( t ) d t | 2 sin θ - - - ( 20 ) ]]> ΔC i b 0 b ( t ) = - s i n ( | ω i b b | ( t - t 0 ) ) | ω i b b | ( ϵ ( t ) × ) + 1 - c o s ( | ω i b b | ( t - t 0 ) ) | ω i b b | 2 ( ϵ ( t ) × ) 2 - - - ( 21 ) ]]>其中ε(t)×為陀螺誤差構(gòu)成的叉乘反對(duì)稱矩陣，ε(t)很小，忽略二階小量得： ΔC i b 0 b ( t ) = - s i n ( | ω i b b | ( t - t 0 ) ) | ω i b b | ( ϵ ( t ) × ) - - - ( 22 ) ]]>對(duì)緯度求解公式(6)求微分得： d L = c o s θ 2 2 s i n α 2 1 - ( s i n α 2 s i n θ 2 ) 2 δ θ - - - ( 23 ) ]]>結(jié)合公式(23)、公式(20)和公式(22)，可得緯度誤差公式： d L = c o s θ 2 2 s i n α 2 1 - ( s i n α 2 s i n θ 2 ) 2 1 g 2 sin θ · [ ∫ g i b ...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：裴福俊，智巖，梁青琳，魏曉麗，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：北京工業(yè)大學(xué)，
類型：發(fā)明
國(guó)別省市：北京;11