一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及惯性导航技术领域，特别涉及到一种指定惯导位置精度的捷联惯导误 差模型仿真方法。
【背景技术】
[0002] 捷联惯导系统是一种基于牛顿运动定律以推算的方式实现导航功能的系统，其核 心传感器是陀螺仪和加速度计等两类惯性传感器。由上述两类传感器构成的惯性测量单元 直接固连在运动载体上，按惯性导航算法的原理流程，对原始测量数据进行导航解算，求出 运动载体的姿态、速度和位置等参数。捷联惯导系统已经被广泛应用于各种飞行器、舰船及 车辆。在实际导航系统中，惯性器件本身、惯性器件的安装以及惯导系统的工程实现都不可 避免地存在误差，从而使综合导航信息具有一定误差。尤其在捷联惯性导航系统安装好后， 如何进行惯性系统误差模型的位置误差验证和有效的补偿，对于载体的导航定位能力具有 极大的意义。
[0003] 在确定捷联惯导系统作为导航系统之后，需要对可接受的对准误差与器件误差的 大小进行分配和估计。一般的确定性误差测量方法是对捷联惯导系统进行静基座下的旋转 轴测试，以标定惯性器件确定性误差。这些确定性误差主要包括：陀螺常值漂移、加速度计 零偏等。但在补偿确定性误差后，惯性器件的随机误差就成为影响系统精度的主要误差源， 因此仅仅静基座测试难以更准确描述惯性器件的误差特性；静基座下的旋转轴测试成本也 较高。
[0004] 已有文献的捷联惯导误差仿真方法一般从惯性器件随机误差的角度入手进行惯 性器件的随机误差建模与仿真，忽略了真实惯导位置精度与惯性器件随机误差之间的关 系，因此最终仿真得到的惯导位置误差往往与实际惯导的位置误差不匹配，难以直接反映 真实的惯导位置精度信息。
【发明内容】
[0005] 针对于上述问题，本发明的目的在于提供一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差 模型仿真方法，以改进现有文献对捷联惯性导航系统误差模型仿真的不足；仿真可根据指 定的惯导位置精度同时设置多套惯导误差模型参数，高效快捷的进行惯性器件的选型和捷 联惯导系统的误差标定。
[0006] 为达到上述目的，本发明的一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真方 法，它首先利用实时飞行航迹数据进行加速度比力信息的推算，从而获得惯导误差仿真的 理想输入源，通过指定惯导位置精度设置惯导仿真模型的随机误差参数进行惯导位置误差 仿真，包括步骤如下：
[0007] 1)实时获取更高精度的惯性加速度信息和飞行器航迹信息，作为理想参考数据源 和数据输入源；
[0008] 2)根据上述获取的飞行器航迹信息，模拟仿真飞行器惯性器件的加速度信息；
[0009] 3)建立捷联惯导系统误差模型，将确定性误差和随机误差统一为随机误差进行误 差模型建立，建立指定惯导精度与惯性器件随机误差系数模型；
[0010] 4)设计软件程序，实现多套惯导系统的误差输入；
[0011] 5)根据惯性系统误差方程实时解算得到捷联惯性系统的误差特性曲线，用以进行 惯性器件误差模型的确定和捷联惯导系统的选型。
[0012] 优选地，上述步骤1)中具体包括：通常采用更高精度的惯性测量系统实时获取更 高精度的惯性加速度信息和飞行器航迹信息。
[0013] 优选地，上述步骤1)中还包括：若实际的飞行器航迹信息和惯性加速度信息难以 获得，则通过惯性导航航迹模拟仿真算法，生成理想的飞行器航迹信息，作为理想参考数据 源。
[0014] 优选地，上述步骤2)具体包括：若实际飞行器采用了更高精度的加速度计，则直 接采集该加速度计输出的比力信息经姿态矩阵解算为地理系比力信息后，作为理想的惯导 误差仿真输入源，并且略过此步骤。
[0015] 优选地，上述步骤2)中还包括：针对理想的加速度计比力信息难以获取的情形， 采用仿真或真实的飞行器航迹信息作为基准，进行比力数据的反算。
[0016] 优选地，上述步骤3)还包括：惯性误差主要包括惯性器件的随机误差以及惯导系 统的初始对准误差。
[0017] 优选地，上述步骤4)具体包括：通过指定的惯导位置精度设置惯性导航系统误差 模型参数并将航迹和加速度计数据作为仿真输入，建立捷联惯导系统误差方程，进行捷联 惯导系统误差仿真。
[0018] 本发明的有益效果：
[0019] 本发明从研究惯导位置精度与捷联惯导系统的误差模型入手，根据指定的惯导位 置精度，设置惯性导航的器件随机误差和惯性系统的初始误差进行捷联惯导误差模型的仿 真，通过随机动态建立的惯导器件误差模型，逼近真实惯导的位置误差，对惯性导航系统的 误差补偿和提高飞行器导航定位精度具有极为重要的意义，具有很强的工程应用价值。
【附图说明】
[0020] 图1绘示本发明指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真方法的原理框图；
[0021] 图2绘示本发明飞行航迹仿真方法示意图；
[0022] 图3绘示本发明指定惯导位置精度条件下某一惯导误差参数下3小时内惯导误差 仿真的位置误差结果示意图；
[0023] 图4绘示本发明指定位置误差的径向误差率与径向误差的示意图。
【具体实施方式】
[0024] 为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说 明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。
[0025] 参照图1至图4所示，本发明的一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真 方法，为了描述惯性导航系统的误差特点，该误差方程在误差为一阶小量的前提下是线性 的，给出姿态、速度和位置的误差方程如下：
[0026] 1.数学平台的误差方程
[0027] 平台误差角的微分方程为：
[0028]
[0029] 式中的下标E，N，U代表东、北、天；式中比为地球子午面内的曲率半径，Rni为垂直 于子午面的法线平面内的曲率半径；R e= 6378137m ;f = 1/298. 257 ;有关量的物理意义如 下：
[0030] vE, vN, Vu分别表示东向、北向和天向速度；
[0031] δ νΕ, δ νΝ, δ v#东向速度误差、北向速度误差和天向速度误差；
[0032] λ，L，h表示经度炜度和高度；
[0033] δ L为韩度误差；
[0034] Wle为地球自转角速度；
[0035] Rm为子午圈地球曲率半径；
[0036] Rn为卯酉圈地球曲率半径。
[0037] 式中，εη是陀螺误差，
[0038] 仿真中，将微分方程用差分近似代替。
[0039]
[0040] ΦΕ,〇, ΦΝ,〇, Φυι0为初始平台误差角。
[0041] 平台误差角Φ与姿态误差角是不同，需要进行转换，转换公式如下：
[0042]
[0043] 2.速度误差方程
[0044] 定义地理坐标系中的速度误差矢量为：
[0045] δ V = [ δ Ve δ Vn δ VJt
[0046] 其中δ Ve为东向速度误差、δ Vn为北向速度误差、δ VuS天向速度误差，由比力方 程，得到速度误差各分量的微分方程为：
[0047]
[0048] 式中，fE，fN，fu为东向比力、北向比力和天向比力，▽ η是加速度计误差矢量，在上 式中表现为东向加速度计误差^ Ε、北向加速度计误差▽ Ν以及天向加速度计误差^ u三个 加速度计误差分量。上式的差分方程为：
[0049]
[0050] 3.位置误差方程
[0051] 惯导系统的位置误差方程比较简单，并且它与惯性传感器误差不直接相关，考虑 到地球的曲率，位置误差方程为：
[0052]
[0053] 上式的差分表达形式为：
[0054]
[0055] 本发明的仿真方法具体实施包括以下步骤：
[0056] 1)、若采用飞行器实际飞行获取的高精度真实飞行航迹信息，则可略过此步骤。在 无法获取高精度的真实飞行航迹信息的前提下，为了精确的模拟飞行器实际飞行的情况， 并充分检验飞行器惯性导航系统误差的动态特性，采用如图2所示的飞行航迹仿真方法以 获取飞行航迹，采用的航迹生成算法包括以下过程：
[0057] 11)加速起跑并拉起：飞行器以一定的加速度在跑道上加速，当飞行器达到一定 的速度后，抬高机头，加速拉起飞行器；
[0058] 12)爬高：飞行器以一定的俯仰角速率Θ。使飞行器抬头至指定俯仰角Θ。，并保持 该俯仰角不变，进行爬高；
[0059] 13)改平：飞行器以一定的俯仰角速率-Θ。使飞行器变为平飞，之后保持平直飞 行；
[0060] 14)倾斜转弯：飞行器由步骤13)的平飞状态进入倾斜转弯状态，先以一定的横滚 角速率γ。使飞行器的横滚角转至指定的横滚角γ。，之后以一定的航向角速率Φ。转至指 定航向角Φ。；
[0061] 15)改平：以一定的横滚角速率-γ。使飞行器的横滚角转至0 ;
[0062] 16)低头俯冲：飞行器以一定的俯仰角速率使飞行器俯仰角达到某一指定的负俯 仰角，进入俯冲飞行状态；
[0063] 17)改平：飞行器以一定的俯仰角速率Θ。使飞行器抬头至平飞状态。
[0064] 采用上述航迹生成方法获取的航迹信息作为参考输入源，用于进行惯性导航系统 的惯导仿真。
[0065] 2)、根据上述步骤1)获取的飞行器航迹信息，模拟仿真飞行器惯性器件的地理系 比力信息。需要说明的是，如果实际飞行器采用了更高精度的加速度计，则可直接采集该加 速度计输出的机体系比力信息户经姿态矩阵??解算为地理系比力信息尸后，作为理想的 惯导误差仿真输入源，并且略过此步骤余下部分。本步骤2)的关键在于针对理想的加速度 计比力信息难以获取的情形，可采用仿真或真实的飞行器航迹信息作为基准，进行产的仿 真解算；解算过程中同样需要用到惯导陀螺仪的仿真数据，因此，先说明惯导陀螺仪数据的 仿真过程。
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