专利名称：斜置imu安装角的快速估计与补偿系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种Xt微惯性捷联航姿系统中，斜置惯性测量组件(IMU)的安装角， 采用多坐标转换模式的快速估计与补偿系统。
背景技术：
为飞机提供实时准确的航姿信息并对机体进行相应控制是实现飞机安全飞行的 关键。目前确定航姿信息的众多方式中，惯性航姿系统以较强的自主性、全天候和抗 干扰能力成为航姿系统发展的主流，特别是随着微惯性传感器技术的发展，微惯性捷 联航姿系统能够很好的满足用户对航姿系统小型化、低成本、低功耗的要求，成为当 前研究的热点。在微惯性捷联航姿系统中，系统的航姿精度除了与惯性组件精度有关 外，还与惯性测量组件的安装方式密切相关。
目前惯性测量组件(Inertial Measurement Unit, IMU)在飞机上的安装方式 一般有安装方式l)将包括IMU在内的捷联航姿系统水平安装在机体的重心处， 并且需要控制在严格的安装精度范围内，航姿系统的航姿信息通过机内布线的方式实 现飞机仪表板上航姿结果的实时显示；安装方式2)将包括IMU在内的捷联航姿系 统以所需任意角度直接安装在飞机仪表板上，实时显示航姿结果。"安装方式l)"中 的IMU坐标系与机体坐标系重合，因此能够避免斜置安装角对捷联航姿系统精度的 影响，伹是对安装精度具有很高的要求， 一般需要将安装误差角控制在1角分范围 内，另外，由于航姿系统与仪表板的显示设备在机内相距较远，主要通过机内布线的 方式实现两者间信息的传递，因此增加了系统设计的成本和复杂性，降低了系统的可 靠性与实时性。"安装方式2)"将航姿系统与仪表板合为一体进行设计，避免了复杂
的布线过程，降低了系统成本，提高了系统的可靠性，便于飞行员对航姿系统实时进 行控制，伹是"安装方式2)"存在一定的安装角，导致IMU坐标系与机体坐标系不 再重合，通过本发明提出的采用多坐标转换模式的快速估计与补偿系统可以有效地实 现斜置IMU安装角的快速实时估计与补偿，从而减小安装角对系统航姿精度的影响。
发明 内容
为了解决微惯性捷联航姿系统中斜置IMU安装角对航姿系统精度的影响，本发 明提出一种适用于微惯性捷联航姿系统中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统, 利用IMU坐标系、机体坐标系和导航坐标系之间的坐标变换原理，釆用IMU输出的 三轴加速度信息/2、三轴陀螺信息W2以及磁罗盘提供的初始磁航向信息p，实现斜
置安装角的准确估计，利用估计出的安装角对飞行过程中传感器信息进行实时补偿， 从而提高微惯性捷联航姿系统的航姿精度。
本发明的一种微惯性捷联航姿系统中,斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统， 该系统采用了多坐标转换模式的快速估计与补偿系统对斜置放置IMU时产生的IMU 信息进行处理；所述斜置IMU信息处理包括有传感器信息采集单元(1)、传感器消 噪处理单元(2)、安装角估计单元(3)、传感器安装角补偿单元(4);
传感器信息采集单元(1)对斜置IMU输出的加速度信息/。和角速度信息叫进
行采集与模数转换处理后，输出数字加速度信息y;和数字角速度信息^;
传感器消噪处理单元(2)对接收的数字加速度信息义和数字角速度信息q，采 用阈值限定方法进行野点剔除获得无野点加速度信息和角速度信息，然后对无野点加 速度信息和角速度信息釆用IIR低通滤波方法进行降噪平滑处理，获得消除高频噪声 后的降噪加速度信息/2和角速度信息化，并将/2、 ^输出给安装角估计单元(3);
安装角估计单元(3)利用接收的降噪加速度信息/2 ，首先按照姿态关系式G。"可 以得到导航坐标系O^J Z 与IMU坐标系0^目乙Z自之间的俯仰角《,自和横滚角 八膽，并利用磁罗盘可以得到导航坐标系OX"i;Zn与IMU坐标系0%^4 4 之间的 磁航向角^;
然后，利用俯仰角《,目、横滚角乙^和磁航向角p,按照坐标变换原理可以得到
导航坐标系a\;i;z 与imu坐标系o^,4Z目之间的导航—iMU坐标变换矩阵
然后，利用机体静止水平时的0度姿态角和磁航向角p ，按照坐标变换原理可以 得到机体坐标系C^7AZA与导航坐标系之间的机体—导航坐标变换矩阵q";
最后,利用所求的两个坐标变换矩阵cr和G"，按照坐标变换原理可以得到imu
坐标系OX,:^Z,柳与机体坐标系(9^J^之间的IMU—机体坐标变换矩阵(^ ;
传感器安装角补偿单元(4)接收安装角估计单元(3)传递的IMU坐标系与机 体坐标系之间的坐标变换矩阵CL，并利用此变换矩阵按照安装角补偿关系式G^将
IMU坐标系下IMU输出的加速度信息和角速度信息转换到机体系下，从而便于求解 此后的航姿参数。
所述的斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统，其IMU坐标系定义为后左下， 机体坐标系定义为后左下，导航坐标系定义为东北天。
本发明的适用于微惯性捷联航姿系统中、斜置IMU安装角的快速估计与补偿系 统的优点在于
(1) 利用了IMU自身传感器的输出快速实现安装角的准确估计；
(2) 允许IMU在机体内的任意安装角下进行安装，减少了微惯性捷联航姿系统安 装过程所耗费的成本；
(3) 基于此方法设计的航姿系统可直接安装在仪表板上，便于飞行员对飞机飞行状 态的观察和控制，并简化了与显示设备通讯的布线方式；
(4) 安装角的快速估计与补偿方法完全依靠软件编程实现，将其内嵌于微惯性捷联 航姿系统中的航姿计算机板上，对硬件设计没有丝毫附加要求，程序代码的模 块化设计减少了处理器内存空间的占用，并且具有较好的可移植性；
(5) 对估计好的安装角具有断电存储功能,保证了微惯性捷联航姿系统整个过程的 安全飞行。
图1是微惯性捷联航姿系统与飞机前端的装配示意图。
图2是本发明IMU安装角的快速估计与补偿的处理结构框图。
图3A是导航坐标系与IMU坐标系之间的坐标转换示意图。
图3B是导航坐标系与机体坐标系之间的坐标转换示意图。
图4是包括IMU在内的斜置捷联航姿系统试飞结果图。
具体实施例方式
下面将结合附闺和实施例对本发明做进一步的详细说明。
参见图1所示，本发明是一种微惯性捷联航姿系统中，斜置IMU安装角的快速 估计与补偿系统，图中所示，飞机前端的机舱内设置有飞行员座椅、飞行操纵杆、仪
表板等。为了改善航姿系统与仪表板上显示设备之间距离造成的影响，本发明人将微
惯性捷联航姿系统以一定的角度(安装角)安装在仪表板的背部，斜置放置imu会 造成陀螺、加表精度的降低，严重影响航姿结果。因此，本发明人采用了多坐标转换 模式的快速估计与补偿系统对斜置放置imu时产生的imu信息进行处理。在本发明 中，微惯性捷联航姿系统中包括有惯性测量组件(imu)。
参见图2所示，本发明对斜置imu信息处理包括有传感器信息采集单元1、 传感器消噪处理单元2、安装角估计单元3、传感器安装角补偿单元4;
传感器信息采集单元1对斜置imu输出的加速度信息/。和角速度信息叫进行采
集与模数转换处理后，输出数字加速度信息y;和数字角速度信息A;
传感器消噪处理单元2对接收的数字加速度信息y;和数字角速度信息M,釆用 阈值限定方法进行野点剔除获得无野点加速度信息和角速度信息，然后对无野点加速
度信息和角速度信息釆用iir低通滤波方法进行降噪平滑处理，获得消除髙频噪声后 的降噪加速度信息/2和角速度信息《2，并将/2、 ^输出给安装角估计单元3;
在本发明中，所述阈值限定方法去野点是指imu加速度计的当前输出值,与阈 值^比较，如果当前时刻加速度计输出值,的绝对值大于^，则用前一时刻加速 度计的输出^—M乍为当前时刻的加度计输出,，其中f^取值为20g (g表示一重 力场单位)；imu陀螺的当前输出值^与阈值V。比较，如果当前时刻陀螺输出值^ 的绝对值大于s^。，则用前一时刻陀螺的输出^—i作为当前时刻的陀螺输出^，其 中f^。取值为2007"
安装角估计单元3利用接收的降噪加速度信息/2,首先按照姿态关系式(7。 可以
得到导航坐标系c^i;z"与imu坐标系a^,柳4"z^之间的俯仰角&柳和横滚角 ，并利用磁罗盘可以得到导航坐标系oz i;z 与imu坐标系a^ i;m zto之间的 磁航向角^;
然后，利用俯仰角《一、横滚角A,和磁航向角P,按照坐标变换原理可以得到 导航坐标系c^y"z"与imu坐标系oz,目4A自之间的导航—imu坐标变换矩阵
然后，利用机体静止水平时的0度姿态角和磁航向角^ ，按照坐标变换原理可以
得到机体坐标系与导航坐标系ox r z 之间的机体—导航坐标变换矩阵c:;
最后,利用所求的两个坐标变换矩阵Cr和Q"，按照坐标变换原理可以得到imu
坐标系ox,自i^z一与机体坐标系o%Ai;zA之间的imu—机体坐标变换矩阵c二 。
在本发明中，参见图3A、图3B所示，俯仰角《^是指绕坐标系C^^Zn的"轴 旋转到坐标系0%2}^2的角度。横滚角A,ma是指绕坐标系ox2};z2的X2轴旋转到坐标
系ox^i^z^的角度。磁航向角伊可以是指绕导航坐标系0J^;Zn的z"轴旋转到坐 标系o^i;Zw的角度(图3A)，也可以是指绕导航坐标系c^"i;4的z"轴旋转到机体 坐标系a^y;z6的角度(图3B)，即为磁罗盘的输出。在本发明中，imu坐标系定 义为后左下，机体坐标系定义为后左下，导航坐标系定义为东北天。
在本发明中，姿态关系式《 ={ e:::^7〉、，式中，/一表示imu
中x轴加速度计的滤波输出值，y;,皿表示iMu中F轴加速度计的滤波输出值， 表示imu中z轴加速度计的滤波输出值。
在本发明中，导航—imu 坐标变换矩阵
一 ,J岭) ^C8(。00S(炉) 鄉卿)
—"0^)siiid),-岭J, "008(/腳)sind)oo^)+siii(/J峋"COs(/咖)co8d)—
在本发明中，机体—导航坐标变换矩阵 -oos(0)sin(^)) sin(0)sir](0)sin(^)-cos(0)cos(^) —cos(0)siri(0)sin(^)—sin(0)cos(^) 《=-cos(0)cos(^) sin(0)siii(0)cos(^)+cas(0)siri(^) —cos(0)siiT(0)cos(^)+sir(0)sii](^) sin(O) sin(0)cos(D -cos(O)cos(O) _
在本发明中，imu—机体坐标变换矩阵q^-(c"crf ， r表示坐标变换矩阵的 转置。
传感器安装角补偿单元4接收安装角估计单元3传递的imu坐标系与机体坐标 系之间的坐标变换矩阵C^，并利用此变换矩阵按照安装角补偿关系式《，将imu
坐标系下imu输出的加速度信息和角速度信息转换到机体系下，从而便于求解此后
的航婆参数。
在本发明中，安装角补偿关系式G，p-
<formula>formula see original document page 10</formula>，式中，人表示X轴
加速度计坐标变换后机体系下的输出值，/^表示y轴加速度计坐标变换后机体系下 的输出值，厶表示z轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，^,表示;r轴陀螺坐 标变换后机体系下的输出值，flv表示y轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值， 表 示z轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值。
本发明的微惯性捷联航姿系统中，斜置imu安装角的快速估计与补偿系统，其
包括有下列估计与补偿处理步骤
第一步通过传感器信息采集单元1采集微惯性捷联航姿系统中斜置imu输出
的加速度信息/。和角速度信息叫，经模数转换得到数字加速度信息y;和数字角速度
信息q ;
第二步在传感器消噪处理单元2中对采集获得的数字加速度信息y;和数字角
速度信息A利用阈值限定法进行野点剔除，然后利用iir低通滤波方法进行平滑消噪 处理，从而获得无野点且平滑的降噪加速度信息/2和角速度信息"2;
第三步利用平滑降噪后imu坐标系下的加速度计输出值/^,/^,y;,自得到俯 仰角《自和横滚角^,;
第四步利用第三步得到的俯仰角《自、横滚角^^和磁罗盘提供的磁航向角P 得到导航坐标系与imu坐标系间的导航—imu坐标变换矩阵C^ ;
第五步利用水平时的0度姿态角和磁罗盘提供的磁航向角p得到机体坐标系与
导航坐标系间的机体—导航坐标变换矩阵c;";
第六步利用第四步和第五步得到的两个坐标变换矩阵可以得到imu坐标系与 机体坐标系之间的imu—机体坐标变换矩阵C^ ;
第七步利用第六步得到的imu—机体坐标变换矩阵C,L将imu的传感器输出 转换到机体坐标系下，以便此后的导航解算。 实施例 1 :
将包含有本发明斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统的微机械捷联航姿系统 以斜置20度的安装角方式固定安装在仪表板背部。若机体在高空IOOO附、速度 300^7"飞行时，依次采集得到的机体飞行过程中俯仰角、横滚角、航向角的飞行 情况如图4所示，从飞行情况上分析得到，经本发明估计与补偿后的机体飞行精度 在±2度范围内-
实施例2 :
将包含有本发明斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统的微机械捷联航姿系统 以斜置45度的安装角方式固定安装在仪表板背部。若机体在高空1000m、速度 200h/A飞行时，依次釆集得到的机体飞行过程中俯仰角、横滚角、航向角的飞行 情况，从飞行情况上分析得到，经本发明估计与补偿后的机体飞行精度在土2.55度 范围内。
通过试飞结果的分析，本发明提出的一种适用于微机械捷联航姿系统中，斜置 IMU安装角的实时估计与补偿系统，可以以任意角度安装在仪表板背部的任意位置。
本发明提出的IMU安装模式利用IMU坐标系下IMU的传感器输出，及IMU 坐标系、机体坐标系和导航坐标系之间的变换关系，完成对斜置IMU安装角的实时 估计，并对斜置IMU传感器输出进行安装角的补偿，从而使得捷联航姿系统可以以 所需任意角度在机体内直接安装，降低了系统成本，提高了系统的可靠性。
权利要求
1、一种微惯性捷联航姿系统中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统，其特征在于采用了多坐标转换模式的快速估计与补偿系统对斜置放置IMU时产生的IMU信息进行处理；所述斜置IMU信息处理包括有传感器信息采集单元(1)、传感器消噪处理单元(2)、安装角估计单元(3)、传感器安装角补偿单元(4)；传感器信息采集单元(1)对斜置IMU输出的加速度信息f0和角速度信息ω0进行采集与模数转换处理后，输出数字加速度信息f1和数字角速度信息ω1；传感器消噪处理单元(2)对接收的数字加速度信息f1和数字角速度信息ω1，采用阈值限定方法进行野点剔除获得无野点加速度信息和角速度信息，然后对无野点加速度信息和角速度信息采用IIR低通滤波方法进行降噪平滑处理，获得消除高频噪声后的降噪加速度信息f2和角速度信息ω2，并将f2、ω2输出给安装角估计单元(3)；安装角估计单元(3)利用接收的降噪加速度信息f2，首先按照姿态关系式Gatt可以得到导航坐标系OXnYnZn与IMU坐标系OXimuYimuZimu之间的俯仰角θnimu和横滚角γnimu，并利用磁罗盘可以得到导航坐标系OXnYnZn与IMU坐标系OXimuYimuZimu之间的磁航向角然后，利用俯仰角θnimu、横滚角γnimu和磁航向角按照坐标变换原理可以得到导航坐标系OXnYnZn与IMU坐标系OXimuYimuZimu之间的导航→IMU坐标变换矩阵然后，利用机体静止水平时的0度姿态角和磁航向角按照坐标变换原理可以得到机体坐标系OXbYbZb与导航坐标系OXnYnZn之间的机体→导航坐标变换矩阵最后，利用所求的两个坐标变换矩阵和按照坐标变换原理可以得到IMU坐标系OXimuYimuZimu与机体坐标系OXbYbZb之间的IMU→机体坐标变换矩阵所述姿态关系式式中，fximu表示IMU中X轴加速度计的滤波输出值，fyimu表示IMU中Y轴加速度计的滤波输出值，fzimu表示IMU中Z轴加速度计的滤波输出值；所述导航→IMU坐标变换矩阵所述机体→导航坐标变换矩阵所述IMU→机体坐标变换矩阵T表示坐标变换矩阵的转置；传感器安装角补偿单元(4)接收安装角估计单元(3)传递的IMU坐标系与机体坐标系之间的坐标变换矩阵并利用此变换矩阵按照安装角补偿关系式Gcomp将IMU坐标系下IMU输出的加速度信息和角速度信息转换到机体系下，从而便于求解此后的航姿参数；所述安装角补偿关系式式中，fbx表示X轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，fby表示Y轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，fbz表示Z轴加速度计坐标变换后机体系下的输出值，ωbx表示X轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值，ωby表示Y轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值，ωbz表示Z轴陀螺坐标变换后机体系下的输出值。
2、 根据权利要求1所述的斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统，其特征在于 所述阈值限定方法去野点是指IMU加速度计的当前输出值,与阈值^比较，如 果当前时刻加速度计输出值,的绝对值大于s^,则用前一时刻加速度计的输出 y;"作为当前时刻的加度计输出,，其中^取值为20g; IMU陀螺的当前输出 值W与阈值e^。比较，如果当前时刻陀螺输出值^的绝对值大于s^。，则用前一 时刻陀螺的输出'作为当前时刻的陀螺输出^ ,其中e，取值为2007"
3、 根据权利要求1所述的斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统，其特征在于 IMU坐标系定义为后左下，机体坐标系定义为后左下，导航坐标系定义为东北天。
4、 一种采用如权利要求1所述的斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统进行的安 装角估计与补偿有下列步骤第一步通过传感器信息采集单元1采集微惯性捷联航姿系统中斜置IMU输出 的加速度信息/。和角速度信息W。，经模数转换得到数字加速度信息,和数字角速度信息^; 第二步在传感器消噪处理单元2中对釆集获得的数字加速度信息y;和数字角速度信息A利用阈值限定法进行野点剔除,然后利用IIR低通滤波方法进行平滑消噪 处理，从而获得无野点且平滑的降噪加速度信息/2和角速度信息《2;第三步利用平滑降噪后IMU坐标系下的加速度计输出值/一，/" ,/， 得到俯仰角《自和横滚角^,自；第四步利用第三步得到的俯仰角《, 、横滚角r"^和磁罗盘提供的磁航向角^得到导航坐标系与IMU坐标系间的导航—IMU坐标变换矩阵C，"；第五步:利用水平时的0度姿态角和磁罗盘提供的磁航向角p得到机体坐标系与导航坐标系间的机体—导航坐标变换矩阵c;";第六步禾lj用第四步和第五步得到的两个坐标变换矩阵可以得到IMU坐标系与 机体坐标系之间的IMU—机体坐标变换矩阵C^";第七步利用第六步得到的IMU—机体坐标变换矩阵Cl将IMU的传感器输出 转换到机体坐标系下，以便此后的导航解算。
全文摘要
本发明公开了一种微惯性捷联航姿系统中，斜置IMU安装角的快速估计与补偿系统，该系统采用了多坐标转换模式的快速估计与补偿系统对斜置放置IMU时产生的IMU信息进行处理；所述斜置IMU信息处理包括有传感器信息采集单元(1)、传感器消噪处理单元(2)、安装角估计单元(3)、传感器安装角补偿单元(4)。本发明利用IMU坐标系、机体坐标系和导航坐标系之间的坐标变换原理，采用IMU输出的三轴加速度信息f<sub>2</sub>、三轴陀螺信息ω<sub>2</sub>以及磁罗盘提供的初始磁航向信息φ，实现斜置安装角的准确估计，利用估计出的安装角对飞行过程中传感器信息进行实时补偿，从而提高微惯性捷联航姿系统的航姿精度。
文档编号G01C21/20GK101393028SQ200810225709
公开日2009年3月25日 申请日期2008年11月7日 优先权日2008年11月7日
发明者立 富, 王玲玲 申请人:北京航空航天大学