一种低精度惯导滚动角确定方法与流程

本发明属于惯性导航技术领域，具体涉及一种低精度惯导滚动角确定方法。

背景技术：

对于低精度惯导系统而言，由于其陀螺的零偏稳定性较大以及较大的输出噪声，不能在长时间纯惯性导航条件下保证其输出的姿态精度和稳定性，会对控制产生极为不利的影响，甚至导致运载体失控。以某型号无人机所用的惯导系统来看，陀螺精度约0.1°/s(静态实测值)，噪声均方差0.5(°/s)²，考虑到动态情况下的各种误差，此时如果仅依靠惯性导航进行姿态解算将无法满足无人机姿态控制需求。成为此型号研制过程中必须解决的问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种低精度惯导滚动角确定方法，针对接收机失效情况确定滚动角，提升无人机的可靠性。

本发明的技术方案如下：

一种低精度惯导滚动角确定方法，该方法步骤如下：

步骤1、由马赫数计算空速

其中，ma为马赫数，t为大气静温，va为空速；

步骤2、陀螺输出去噪声

其中，n为滑动窗口所包含的角速率输出个数，为去噪后的当前时刻航向陀螺输出；

步骤3、确定航向角速率

其中，θ为俯仰角，γ为滚动角，分别为航向陀螺和俯仰陀螺输出，此时为步骤2中得出的去噪后的值；

步骤4、采用下式确定惯导滚动角

其中，g为运载体所处位置的重力加速度。

所述的步骤1中，当h≤12000m时，t＝t0-0.0065h。

所述的步骤2中，n＝100～200。

所述的步骤3中，当无人机转弯过程中为接近平飞状态，俯仰角θ≈0，俯仰角速率时，

本发明的显著效果在于：基于空速的低精度惯导在纯惯性导航下进行滚动角计算，保证低精度惯导在纯惯性导航下的滚动角计算精度和稳定性。

由于航向陀螺输出趋势项为低频信号(周期1s)，无法采用传统低通滤波器去除滚动角噪声，本方法中采用滑动窗口对滚动角解算值进行去噪，满足了精度要求，方法适应性较强。

利用某型惯性/卫星组合导航系统机载实验数据进行仿真验证，以组合导航时的滚动角作为基准考核本算法的精度和可靠性，滚动角平均误差在2°左右，满足控制需求。陀螺漂移为300°/h、空速误差50m/s时，导致的滚动角估计误差约0.4°，因此，该算法对器件和空速测量误差有较好的适应性。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步详细说明。

步骤1、由马赫数计算空速

空速和马赫数对应关系如下：

其中，ma为马赫数，t(℃)为大气静温，当h≤12000m时，t＝t0-0.0065h

步骤2、陀螺输出去噪声

低精度惯导系统的陀螺普遍采用mems陀螺，其输出噪声较大，只有对其进行去噪处理后期输出值才能被我们所用。由于航向陀螺输出趋势项为低频信号(周期1s)，因此，无法采用传统低通滤波器去除滚动角噪声，因此，在本算法中采用滑动窗口对航向陀螺输出进行去噪。

采用下式

其中，n为滑动窗口所包含的角速率输出个数，为去噪后的当前时刻航向陀螺输出。

步骤3、确定航向角速率

在接收机失效情况下无法得到准确的航向角速率，因此，此处航向角速率用载体系下航向陀螺输出近似处理。航向陀螺输出在平飞情况下与航向角速率接近，但是在飞行器转弯过程中，通常采用滚动转弯方式，所以受到滚动角(约30°)的影响，航向陀螺输出与实际航向角速率有较大差异。

采用下式

其中，θ为俯仰角，γ为滚动角，分别为航向陀螺和俯仰陀螺输出，此时为步骤2中得出的去噪后的值。

当无人机转弯过程中为接近平飞状态，俯仰角θ≈0，俯仰角变化不大，俯仰角速率时，可以将上式简化为：

步骤4、确定惯导滚动角

可以利用载体航向角速率和空速计算载体的向心加速度，进而得到载体的滚动角，公式如下：

其中，g为运载体所处位置的重力加速度。