针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明公开了针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，属于捷联 惯导姿态自适应的技术领域。
【背景技术】
[0002] 在捷联惯导系统中，姿态更新算法相对速度位置更新算法更为复杂，算法的解算 精度和实时性也是影响捷联惯导姿态解算性能的两个主要因素。特别是在高超飞行器等高 动态载体应用中，由于载体的位姿运动特性极其复杂，为保证导航结果能够真实反映高动 态载体的运动情况，其对捷联解算的实时性和解算精度都有更高的要求。在高动态惯性捷 联姿态算法研究和编排方面，为了提高捷联姿态解算的精度，需要充分利用惯性器件巧螺 仪的数据，通常通过提高巧螺仪数据的采样率来提高算法精度。
[0003] 传统的捷联指北姿态算法，其基本思想是采用等效旋转矢量的方向余弦法或四元 数法进行姿态解算，并采用角速度输入或角速率输入的多子样圆锥补偿算法，W及四阶龙 格库塔算法等姿态修正算法提高动态情况下的姿态解算精度。但此类算法会随着惯性器件 采样率的提高，其就量急剧增加，从而使得导航处理器在提高算法精度的同时，难W满足高 动态载体高频率导航输出模式下的实时导航需求。
【发明内容】
[0004] 本发明所要解决的技术问题是针对传统捷联指北姿态算法中器件采样率的增加 会会导致算法计算量的大幅增加，影响算法的实时性，从而无法满足高速高动态载体的高 精度实时导航需求的问题进行设计，在传统捷联指北姿态算法的编排基础上，提供了针对 高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，W有效满足高速高动态载体的实时性 导航解算需求。
[0005] 本发明为实现上述发明目的采用如下技术方案：
[0006] 针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，包括如下步骤：
[0007] W巧螺采样周期Tk更新a方向角增量a (m)、0方向角增量0 (m)，
[000引 W机体系更新周期Tm更新机体系方向余弦矩阵或者机体系四元数g置其中，Tm =kTk，k为大于1的整数，
[0009] W导航系更新周期T。更新导航系方向余弦矩阵C;或者导航系四元数g:，其中， 了。= MTm，M为大于1的整数，
[0010] 由前一时刻tw的姿态转换矩阵奇、当前时刻t。的机体系方向余弦矩阵 cf二、当前时刻t。的导航系方向余弦扣。确定当前时刻t。的姿态转换矩阵訂，由前 一时刻t"_i的姿态四元数瑞、当前时刻t。的机体系四元数端、计算的前一时刻tw 的导航系四元数确定当前时刻t。的姿态四元数站?二I，最后由当前时刻t。的姿态转换 矩阵或者姿态四元数如节解算姿态角；横滚角丫、俯仰角0、航向角
[0011] 作为所述针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法的进 一步优化方案，W巧螺采样周期Tk为计算周期，经过k次迭代计算得到a方向角 增量a (m)，利用巧螺仪旋转角速率端计算第k次迭代的a方向角增量变化量
【主权项】
1. 针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，其特征在于，包括如下步 骤： 以陀螺采样周期Tk更新a方向角增量a(m)、0方向角增量0 (m)， 以机体系更新周期Tm更新机体系方向余弦矩阵CBB或者机体系四元数其中，Tm =kTk，k为大于1的整数， 以导航系更新周期Tn更新导航系方向余弦矩阵或者导航系四元数分。，其中，Tn=MTm，M为大于1的整数， 由前一时刻tn_i的姿态转换矩阵
、当前时刻、的机体系方向余弦矩阵
当前时刻tn的导航系方向余弦
确定当前时刻、的姿态转换矩阵
由前一时刻 tn_i的姿态四元数
、当前时刻、的机体系四元数
、前一时刻tn_i的导航系四元数
确定当前时刻tn的姿态四元数
，最后由当前时刻、的姿态转换矩阵
或者姿 态四元数
解算姿态角：横滚角y、俯仰角0、航向角P。
2. 根据权利要求1所述的针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，其 特征在于，经过k次迭代计算得到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)为： a(k) =a(k~l) +Aa(k),
其中，a(k_l)为第k_l时刻、的a方向角增量，Aa(k)为第k时刻tk的a方向 角增量变化量，0 (k_l)为第k_l时刻tk_j^ 0方向角增量，Aa(k_l)为第k_l时刻th 的a方向角增量变化量。
3. 根据权利要求1所述的针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，其 特征在于：利用相乘法则计算当前时刻1："的机体系方向余弦矩阵
、当前时刻tn的机 体系四元数C:
其中，
分别为第m-1时亥IJ、 第m时亥IJ、第m+1时亥IJ、第m+M-1时亥IJ、第n时刻的机体系方向余弦矩阵，
:分别为第m-1时刻、第m时刻、第m+1时刻、第m+M-1 时刻、第n时刻的机体系四元数。
4. 根据权利要求1所述的针对高动态载体应用的高精度捷联惯导 姿态角确定方法，其特征在于，当前时刻的导航系方向余弦矩阵
当前时刻的导航系四元数
其中，IN为当前时刻tn的导航系旋转更新矢量，
：为根据导航系速 度/以及当前时刻的位置经度A、炜度L、高度h计算得到的导航系旋转角速率，|NX为C的斜对称矩阵形式。
5. 根据权利要求2所述的针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，其 特征在于，第k次迭代的a方向角增量变化量Aa(k)为：
为陀螺 仪旋转角速率。
【专利摘要】本发明公开了针对高动态载体应用的高精度捷联惯导姿态角确定方法，属于捷联惯导姿态自适应的技术领域。以陀螺采样周期更新α方向角增量、β方向角增量，以机体系更新周期更新机体系方向余弦矩阵或者机体系四元数，以导航系更新周期更新导航系方向余弦矩阵或者导航系四元数，最后由当前时刻的姿态转换矩阵或者姿态四元数解算姿态角。本发明中，机体系旋转更新变化与陀螺采样时间不需要保持一致，导航系旋转变化更新不需要与陀螺采样时间、机体系旋转更新保持一致，减少了计算量，提高了计算效率；无需分别对不同子样数的圆锥补偿式进行推导，从而提高了圆锥补偿算法的适应性。
【IPC分类】G01C21-16
【公开号】CN104567873
【申请号】CN201510021337
【发明人】邢丽, 熊智, 刘建业, 杭义军, 柏青青, 王洁, 许建新, 林爱军, 程娇娇, 戴怡洁, 施丽娟, 孔雪博, 唐攀飞, 闵艳玲, 万众, 黄欣, 赵慧, 潘加亮
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年4月29日
【申请日】2015年1月15日