技术特征:1.一种带双轴转位机构捷联惯导的三位置自对准方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤1,建立改进的卡尔曼滤波模型:
以东北天坐标系作为导航坐标系,其中导航坐标系用n表示、机体坐标系用b表示、惯性坐标系用i表示;ωie中的下标表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度,εb表示等效陀螺漂移ε在b系内的投影,▽b表示等效加速度计的零偏▽在b系内的投影;速度误差向量δVn、姿态误差向量φ、导航坐标系下的陀螺常值漂移εn和加速度计零偏▽n,其形式如下所示:
在自对准过程中,载体无移动,捷联惯导系统的速度误差方程为:
其中,Fvφ=(fn×),“×”表示叉乘运算;
捷联惯导系统的姿态误差方程为:
其中,RM、RN分别为经纬圈和卯酉圈半径,L、h分别为纬度和高度;
将等效陀螺的漂移εb和等效加速度计零偏▽b视为随机常值误差,选取状态变量为:X=[δVn φ ▽n εn]Τ,同时以速度误差δVn作为外界量测,则系统模型表示如下:
其中H=[I 0 0 0],I为3阶单位矩阵,0为3阶零矩阵;V为由晃动等干扰引起的量测噪声,可以近似看作白噪声序列,假设其方差为R;
步骤2,可观测性分析:
依据连续时间线性定常系统可观测性分析相关理论,在单一位置对式(3)所表示的系统进行可观测性分析,构造可观测性矩阵Q=[HΤ (HF)Τ … (HF11)Τ]Τ,令Q1=[HΤ (HF)Τ… (HF4)Τ]Τ;
其中
令其中N21=-Fvv,N31=-Fφv,
对式(4)左乘矩阵N进行行变换,得:
由式N52HF+N54HF3+HF4=0可得,HF4由HF和HF3线性表示,因此HFk均由HF和HF3线性表示,其中k=4,5…11;因此rank(Q)=rank(Q1)=rank(NQ1);
由式(5)可得,rank(NQ1)=9,因此得出结论:在任一固定位置,式(3)表示的系统可观测矩阵的秩为9,不满足完全可观测的条件;但是存在可观测组合,现加以分析:
记则Y=Q1X,令其中
其中
则式(3)表示的系统的可观测组合状态如下:
步骤3,可观测组合的估计收敛速度分析:
由式(7)对式(8)表示的可观测组合的收敛速度进行分析;根据式(7)可知,MNY的前9阶对应可观测组合的量测,因此,仅需对MNY矩阵的前9行进行分析,过程如下:
[MN]1:9Y=[MNQ1]1:9X=PX (9)
式中,下标1:9表示矩阵的前9行;
由式(10)可知,式(9)的前3行对应状态量可由Z直接得到,第4~6行对应的可观测状态组合可由Z和Z一阶导得到,第7~9行对应的可观测状态组合分析如下:
NY=NQ1X (11)
由式(12)可得:
即方程两边同时左乘矩阵得取其前两行记为:
取式(15)的前两行,记作:
第7~8行对应的可观测状态组合由Z、和得到,第9行对应的可观测状态组合由Z、和Z(3)得到;需要量测量阶次信息的阶次越高对应状态所需估计的时间就越长,因此得出如下结论:除速度误差外状态组合外,(PX)4:6的收敛速度最快,(PX)7:8次之,而(PX)9最慢;
步骤4,三位置自对准:
由式(8)得,若εE、▽E和▽N能够快速准确辨识出,即可求解初始失准角φE,φN,φU;双轴捷联惯导系统内框架能够沿惯导系统的Z轴转动,外框架沿惯导系统的Y轴转动;在初始对准时,首先控制内框架绕IMU的Z轴转动-90°,然后控制外框架绕IMU的X轴转动-90°,作为初始对准的第一个位置;按照式(9)在此位置进行改进模型的卡尔曼滤波精对准;
其中θ,γ和ψ分别为载体的俯仰,横滚和航向角;εx,εy和εz分别为x,y,z方向的等效陀螺漂移,▽x,▽y和▽z分别为x,y,z方向的等效加速度计零偏;
控制外框架绕IMU的X轴转动90°,作为初始对准的第二个位置;按照式(9)在此位置进行改进模型的卡尔曼滤波精对准;
控制外框架绕IMU的Z轴转动90°,作为初始对准的第三个位置;按照式(9)在此位置进行改进模型的卡尔曼滤波精对准;
在三个位置处均对等效北向陀螺漂移εN和等效天向加速度计零偏▽U进行辨识,即和▽x、▽y、和▽z得到;根据式(24),得:
其中
若矩阵A满秩,此时εx、εy和εz由式(28)唯一确定:
此时,由式(29)得到:
其中C=[cosγcosψ-sinγsinθsinψ -cosθsinψ sinγcosψ+cosγsinθsinψ];
若矩阵B满秩,此时▽x、▽y和▽z由式(30)唯一确定:
此时,和由式(31)得到:
其中
在第三位置进行对准,按照估计出来的和代入式(9)估计的PX中,按照式(32)进行计算,得到对准结束时刻的失准角φE、φN和φU;
2.根据权利要求1所述的带双轴转位机构捷联惯导的三位置自对准方法,其特征在于,所述步骤2中,若采用单位置对准方法时,φE的对准误差为φN的对准误差为φU的对准误差为根据步骤4估计出的和对φE、φN和φU的结果进行补偿,计算出对准结束时刻的失准角φE、φN和φU,然后根据式(33)对第三位置的姿态矩阵进行更新
即为经过误差补偿后的最终姿态矩阵。