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CN102607557B - 一种基于gps/imu的飞行器姿态直接积分校正方法 - Google Patents

一种基于gps/imu的飞行器姿态直接积分校正方法 Download PDF

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CN102607557B
CN102607557B CN201210049339.1A CN201210049339A CN102607557B CN 102607557 B CN102607557 B CN 102607557B CN 201210049339 A CN201210049339 A CN 201210049339A CN 102607557 B CN102607557 B CN 102607557B
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史忠科
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Abstract

为了克服现有飞行姿态修正技术原理上直接假设测量条件带来误差积累过大的问题，本发明提供了一种基于GPS/IMU的飞行器姿态直接积分校正方法，该方法通过序列测量的积分关系表达式直接估计三个参考状态，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，通过飞行器参考修正方程，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。

Description

一种基于GPS/IMU的飞行器姿态直接积分校正方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器姿态修正方法，特别涉及一种基于GPS/IMU的飞行器姿态直接积分校正方法。
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技术原理上直接假设测量条件带来误差积累过大的问题，本发明提供了一种基于GPS/IMU的飞行器姿态直接积分校正方法，该方法通过序列测量的积分关系表达式直接估计三个参考状态，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，通过飞行器参考修正方程，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：一种基于GPS/IMU的飞行器姿态直接积分校正方法，其特点是包括以下步骤：
1、 建立飞行器参考修正方程为：
直接修正法方程：
Figure 772200DEST_PATH_IMAGE001
其中：,
Figure 376674DEST_PATH_IMAGE003
,
Figure 507441DEST_PATH_IMAGE004
为参考状态，
Figure 708615DEST_PATH_IMAGE005
为
Figure 292043DEST_PATH_IMAGE006
时刻高度的导数，，,
Figure 899108DEST_PATH_IMAGE009
,分别为沿飞行器机体轴系
Figure 88485DEST_PATH_IMAGE011
轴的过载；
Figure 928266DEST_PATH_IMAGE012
为
Figure 408925DEST_PATH_IMAGE013
从
Figure 763683DEST_PATH_IMAGE014
到
Figure 620781DEST_PATH_IMAGE015
的状态转移矩阵，
Figure 315067DEST_PATH_IMAGE016
分别为滚转、俯仰、偏航角速度，
Figure 28946DEST_PATH_IMAGE017
为重力加速度，为
Figure 469471DEST_PATH_IMAGE006
时刻地球自转修正量，
Figure 80581DEST_PATH_IMAGE019
为采样周期；全申请书符号定义相同；
或最小二乘修正法方程：
Figure 168623DEST_PATH_IMAGE020
其中：，
Figure 431294DEST_PATH_IMAGE022
；
2、俯仰、滚转角的估计为：
Figure 100173DEST_PATH_IMAGE023
，如果
Figure 359116DEST_PATH_IMAGE024
，则
Figure 910183DEST_PATH_IMAGE025
；如果
Figure 912774DEST_PATH_IMAGE026
，则
Figure 436159DEST_PATH_IMAGE027
；
其中：
Figure 662741DEST_PATH_IMAGE028
分别指俯仰、滚转角；
3、根据以下方程组中的某一个估计偏航角
Figure 904367DEST_PATH_IMAGE029
其中：
Figure 445069DEST_PATH_IMAGE030
指飞行器偏航角，
Figure 885278DEST_PATH_IMAGE031
分别指GPS测得的飞行器东向和北向速度。
本发明的有益效果是：通过飞行器运动方程中的姿态方程，建立了正确的飞行器姿态积分观测模型，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。
下面结合实施例对本发明作详细说明。
具体实施方式
1、 建立飞行器参考修正方程为：
直接修正法方程：
Figure 551270DEST_PATH_IMAGE001
其中：
Figure 14612DEST_PATH_IMAGE002
,
Figure 421323DEST_PATH_IMAGE003
,
Figure 919300DEST_PATH_IMAGE004
为参考状态，
Figure 425368DEST_PATH_IMAGE005
为
Figure 703903DEST_PATH_IMAGE006
时刻高度的导数，
Figure 586408DEST_PATH_IMAGE007
，,
Figure 678178DEST_PATH_IMAGE009
,
Figure 116113DEST_PATH_IMAGE010
分别为沿飞行器机体轴系
Figure 802309DEST_PATH_IMAGE011
轴的过载；
Figure 71616DEST_PATH_IMAGE012
为从
Figure 110296DEST_PATH_IMAGE014
到
Figure 396921DEST_PATH_IMAGE015
的状态转移矩阵，
Figure 723997DEST_PATH_IMAGE016
分别为滚转、俯仰、偏航角速度，
Figure 8348DEST_PATH_IMAGE017
为重力加速度，
Figure 217613DEST_PATH_IMAGE018
为
Figure 245611DEST_PATH_IMAGE006
时刻地球自转修正量，
Figure 427194DEST_PATH_IMAGE019
为采样周期；全申请书符号定义相同；
或最小二乘修正法方程：
Figure 944763DEST_PATH_IMAGE020
其中：
Figure 921551DEST_PATH_IMAGE021
，
Figure 487662DEST_PATH_IMAGE022
；
2、俯仰、滚转角的估计为：
Figure 523751DEST_PATH_IMAGE023
，如果
Figure 212221DEST_PATH_IMAGE024
，则
Figure 333761DEST_PATH_IMAGE025
；如果
Figure 703562DEST_PATH_IMAGE026
，则
Figure 922054DEST_PATH_IMAGE027
；
其中：
Figure 719109DEST_PATH_IMAGE028
分别指俯仰、滚转角；
3、根据以下方程估计偏航角
Figure 327945DEST_PATH_IMAGE032
其中：
Figure 298175DEST_PATH_IMAGE030
指飞行器偏航角，
Figure 308856DEST_PATH_IMAGE031
分别指GPS测得的飞行器东向和北向速度。

Claims (1)

1.一种基于GPS/IMU的飞行器姿态直接积分校正方法，其特点是包括以下步骤：
(1)   建立飞行器参考修正方程为：
直接修正法方程：
其中：
Figure 2012100493391100001DEST_PATH_IMAGE003
,,
Figure 2012100493391100001DEST_PATH_IMAGE005
为参考状态，为
Figure 2012100493391100001DEST_PATH_IMAGE007
时刻高度的导数，
Figure 293421DEST_PATH_IMAGE008
，
Figure 2012100493391100001DEST_PATH_IMAGE009
,
Figure 241042DEST_PATH_IMAGE010
,
Figure 2012100493391100001DEST_PATH_IMAGE011
分别为沿飞行器机体轴系
Figure 295716DEST_PATH_IMAGE012
轴的过载；为从到
Figure 834550DEST_PATH_IMAGE016
的状态转移矩阵，
Figure 2012100493391100001DEST_PATH_IMAGE017
分别为滚转、俯仰、偏航角速度，
Figure 481301DEST_PATH_IMAGE018
为重力加速度，为
Figure 23272DEST_PATH_IMAGE007
时刻地球自转修正量，
Figure 541234DEST_PATH_IMAGE020
为采样周期；
或最小二乘修正法方程：
Figure DEST_PATH_IMAGE021
其中：
Figure 288479DEST_PATH_IMAGE022
，
Figure DEST_PATH_IMAGE023
；
(2) 俯仰、滚转角的估计为：
Figure 873176DEST_PATH_IMAGE024
，如果
Figure DEST_PATH_IMAGE025
，则
Figure 132469DEST_PATH_IMAGE026
；如果
Figure DEST_PATH_IMAGE027
，则
Figure 123296DEST_PATH_IMAGE028
；
其中：
Figure DEST_PATH_IMAGE029
分别指俯仰、滚转角；
(3) 根据以下方程组中的某一个估计偏航角
Figure 993557DEST_PATH_IMAGE030
其中：
Figure DEST_PATH_IMAGE031
指飞行器偏航角，
Figure 749154DEST_PATH_IMAGE032
分别指GPS测得的飞行器东向和北向速度。
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