专利名称：基于加速度计的飞行器姿态三角修正模型的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器姿态修正方法，特别涉及基于加速度计的飞行器姿态三角修正模型。
背景技术：
飞行器姿态是飞行过程中最重要的参数，是姿态稳定与控制的关键。获取准确的姿态对于大迎角飞行战术无人机而言更为重要，因为飞行器在大迎角飞行状态下，气动导数变化快速，导致飞行器方程非线性程度加重，而非线性系统的控制和稳定性问题又与系统状态初值密切相关，姿态作为系统极为关键的状态就显得尤其重要。俯仰与滚转角的准确估计对于飞行器的飞行安全更是有着至关重要的作用。通常的飞行器姿态大都是通过惯性导航系统测得的角速度进行解算，提供的姿态解算精度会随时间而发散，即长期稳定性差；在长时间范围内，导航误差增长的速率主要由初始对准精度、系统所使用的惯性敏感器缺陷和运载体运动轨迹的动态特性决定；虽然采用更精确的敏感器可以提高精度，但惯性系统的成本会变得极为昂贵，且提高的精度也是有限的，不能解决误差积累问题；除了那些不容易替代的特殊战略系统，如潜艇导航系统或其他战略平台和导弹系统外，大多数情况下不宜采用昂贵的惯性导航系统；近年来颇受关注且适于多种应用的一种方法是组合导航技术，该技术采用某些来自导航系统以外的附加导航信息源对同一导航信息作测量并解算以形成新测量，从这些新测量中计算出各导航系统的误差并对其进行校正，如文献“张丽杰，、常佶，小型飞行器MEMS姿态测量系统，振动、 测试与诊断，2010，Vol. 30(6) : 698-702”采用三轴加速度计和单轴速率陀螺构建系统，利用加速度计测量信息直接修正方向余弦矩阵来抑制姿态角的误差积累，并进行姿态测量试验；目前很多导航的姿态修正方法都是为了简化问题直接假设测量条件，所得观测模型误差大，当导航时间较长时不能满足要求。
发明内容
为了克服现有飞行姿态修正为了简化问题直接假设测量条件带来积累误差过大的问题，本发明提供了一种基于加速度计的飞行器姿态三角修正模型，该模型通过三个角速度预测三个参考状态，再由该参考状态估计飞行器俯仰、滚转角，在此基础上直接通过机体坐标系下的过载、GPS的东向、北向速度和飞行器俯仰、滚转角直接估计出偏航角，通过引入参考状态并建立新观测模型，减少了直接假设测量条件带来的姿态积累误差，有利于飞行安全。本发明解决其技术问题所采用的技术方案基于加速度计的飞行器姿态三角修正模型，其特点是包括以下步骤
I、建立飞行器参考状态方程
权利要求
1.基于加速度计的飞行器姿态三角修正模型，其特点是包括以下步骤I)建立飞行器参考状态方程容I ~ 一广沒2B2=Ps3^rslS1=-PS2-^S1和观测方程(A) = AZg= (k)Xk)S1(Ar)S2(Ar)S3 (k)- + Ad其中S1 , 6为参考状态，^，ny，分别为沿飞行器机体轴系X,JF,2·轴的过载；《,为飞行器质心与地球表面垂线方向的过载力高度；g为重力加速度，Arf为地球自转的修正量，分别为滚转、俯仰、偏航角速度，全申请书符号定义相同；2)采用滤波估计方法估计三个参考状态得到测量更新；3)根据三个参考状态估计俯仰、滚转角3(k) = sm'^s^l:)],如果 MsO2 (A) / 今(Ar)] < 2 ,贝Ij (p(k) = tan_1[s2 (k) /s3 (A)]；如果 ab4.s2 (β) / % (.t)]之 2 ,则禪、=c tan'l[s2 (k)! S3(k)]；其中分别指俯仰、滚转角；4)根据以下方程组中的某一个估计偏航角Xb cos ψ-\- sm ψ Xm sm ψ- Ys cos ψcosiS· sin φ$ιη3οο$φ$ η3V=gO -cos φsin φ. .其中妒指飞行器偏航角，鳥,4分别指GPS测得的飞行器东向和北向速度。
全文摘要
为了克服现有飞行姿态修正为了简化问题直接假设测量条件带来积累误差过大的问题，本发明提供了一种基于加速度计的飞行器姿态三角修正模型，该模型通过三个角速度预测三个参考状态，再由该参考状态估计飞行器俯仰、滚转角，在此基础上直接通过机体坐标系下的过载、GPS的东向、北向速度和飞行器俯仰、滚转角直接估计出偏航角，通过引入参考状态并建立新观测模型，减少了直接假设测量条件带来的姿态积累误差，有利于飞行安全。
文档编号G01C25/00GK102607593SQ20121004729
公开日2012年7月25日 申请日期2012年2月28日 优先权日2012年2月28日
发明者史忠科 申请人:西安费斯达自动化工程有限公司