一种多惯组间安装基准自标定方法技术

本发明专利技术涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。该方法包括：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1和IMU2的姿态角；获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角；根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果选取安装误差角，并计算IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。本发明专利技术所述的多惯组间安装基准自标定方法，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。

A self calibration method for installation datum between multiple inertial groups

The invention relates to the technical field of the navigation guidance of an aircraft, in particular to a self calibration method for a plurality of inertial groups. The method includes: selecting IMU IMU1 and IMU IMU2; set the level of calibration time is T1, the vertical calibration time is T2, the calculation cycle for a T level; in the stationary state, calculate the T1 time IMU1 and IMU2 attitude angle; obtaining attitude error of IMU1 and IMU2 levels between the stationary state the vertical angle; in the stationary state, calculate the T2 time IMU1 and IMU2 attitude angle; obtain the attitude error between IMU1 and IMU2 vertical static state angle; according to the attitude error level and vertical static state obtained under stationary condition results to select the installation error angle, and calculate the IMU1 relative to the mounting error matrix IMU2. The inertial measurement unit is arranged between the base self calibration method, which can effectively solve the inertial conversion group redundant information required for the management of the benchmark problem, save the traditional optical methods required for the calibration of equipment, saving cost, simple and effective method.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器导航制导
，尤其涉及一种多惯组间安装基准自标定方法。
技术介绍
为满足飞行器可靠性和安全性要求，许多飞行器采用多套惯组冗余制导方式。飞行时，多套惯组均参与冗余判断，当主惯组出现故障时，热备份惯组替代主惯组参与飞行控制。然而，由于各套惯组之间存在一定的安装误差，冗余判断必须建立在统一的基准之上，这就要求在起飞前对多惯组的安装基准进行标定。传统的安装基准标定多采用地面专用的标校系统，例如转台或专用的光学瞄准系统，并需要惯组配备棱镜或者六面镜等相应的光学系统，导致整个系统设备复杂，成本高，操作繁琐，耗时长。
技术实现思路
(一)要解决的技术问题本专利技术的目的是提供一种多惯组间安装基准自标定方法，解决传统的安装基准标定存在的系统设备复杂，成本高，操作繁琐，耗时长的问题。(二)技术方案为了解决上述技术问题，本专利技术提供了一种多惯组间安装基准自标定方法，包括如下步骤：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1的姿态角以及IMU2的姿态角获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1的姿态角以及IMU2的姿态角获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果，选取作为安装误差角标定结果，计算获得IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵：其中，为IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。(三)有益效果本专利技术的上述技术方案具有如下优点：本专利技术提供的多惯组间安装基准自标定方法，在水平和垂直两个状态下，通过陀螺和加表输出信息完成对任意两套惯组间的安装误差进行自标定，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。本专利技术提供的多惯组间安装基准自标定方法，对于装有多个惯组的飞行器具有适用性，主要用于解决飞行器多惯组间数故障判别和数据转换所需的基准问题，为多惯组信息冗余管理提供了数据转换依据。附图说明图1是本专利技术实施例多惯组间安装基准自标定方法的流程图。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。如图1所示，本专利技术实施例提供的一种多惯组间安装基准自标定方法，是在惯组安装在飞行器上之后，采用惯组的陀螺和加表输出信息，在水平静止和垂直静止两种状态下进行标定计算，以获得任意两套惯组之间的三个安装误差角。对某个多惯组系统，任意选取两套惯组IMU1和IMU2，则多惯组间安装基准自标定方法具体包括如下步骤：1、确定标点时间设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT。在每个计算周期ΔT，设定IMU1加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx1δWy1δWz1]T，设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx1δθy1δθz1]T。在每个计算周期ΔT，设定IMU2加表经工具误差补偿后的视速度增量为设定陀螺经工具误差补偿后的角增量为[δθx2δθy2δθz2]T。2、水平状态标定水平静止状态下，当收到水平标定命令后，启动水平标定计算，经T1时间停止计算。2.1计算T1时间内IMU1的姿态角，具体步骤如下：分别计算出T1时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值：式中，为T1时间内IMU1的视加速度均值，为T1时间内IMU1的角速度均值。将T1时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：式中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。计算出T1时间内IMU1的姿态角为：则T1时间内IMU1的姿态角为其中B0为标定点纬度。2.2同理采用类似方法，计算T1时间内IMU2的姿态角，具体步骤如下：分别计算出T1时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值：式中，为T1时间内IMU2的视加速度均值，为T1时间内IMU2的角速度均值。将T1时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：式中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。计算出T1时间内IMU2的姿态角为：则T1时间内IMU2的姿态角为其中B0为标定点纬度。2.3获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角：则T1时间内IMU1与IMU2之间的姿态误差角为3、垂直状态标定垂直静止状态下，当收到垂直标定命令后，启动垂直标定计算，经T2时间停止计算。3.1计算T2时间内IMU1的姿态角，具体步骤如下：计算T2时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值：式中，为T2时间内IMU1的视加速度均值，为T2时间内IMU1的角速度均值。将T2时间内IMU1的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：式中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。计算出T2时间内IMU1的姿态角：则T2时间内IMU1的姿态角为其中B0为标定点纬度。3.2计算T2时间内IMU2的姿态角，具体步骤如下：计算T2时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值：其中，为T2时间内IMU2的视加速度均值，为T2时间内IMU2的角速度均值。将T2时间内IMU2的视加速度均值和角速度均值分别进行归一化：其中，gnorm为合成视加速度，ωnorm为合成角速度，为归一化处理后的视加速度均值，为归一化处理后的角速度均值。计算出T2时间内IMU2的姿态角为：则T2时间内IMU2的姿态角为其中B0为标定点纬度。3.3获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角：则T2时间内IMU1与IMU2之间的姿态误差角为4、计算安装误差矩阵综合水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果，选取其中的作为最终的安装误差角标定结果，将上述三个安装误差角按2-1-3转序转动，获得惯组IMU1相对于惯组IMU2的安装误差矩阵：则为IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。综上所述，本专利技术提供的多惯组间安装基准自标定方法，在水平和垂直两个状态下，通过陀螺和加表输出信息完成对任意两套惯组间的安装误差进行自标定，能够有效解决惯组信息冗余管理所需的转换基准问题，省却了传统方法所需的光学标校设备，节约了成本，方法简便有效。最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本专利技术的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本专利技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本专利技术各实施例技术方案的精神和范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，包括如下步骤：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1的姿态角以及IMU2的姿态角获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1的姿态角以及IMU2的姿态角获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果，选取作为安装误差角标定结果，计算获得IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵：C12=1-ΔLevηz21ΔVerηy21ΔLevηz211-ΔLevηx21-ΔVerηy21ΔLevηx211]]>其中，为IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。

【技术特征摘要】
1.一种多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，包括如下步骤：分别选取惯组IMU1和惯组IMU2；设定水平标定时间为T1，垂直标定时间为T2，计算周期为ΔT；在水平静止状态下，分别计算出T1时间内IMU1的姿态角以及IMU2的姿态角获得水平静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角在垂直静止状态下，分别计算出T2时间内IMU1的姿态角以及IMU2的姿态角获得垂直静止状态下IMU1与IMU2之间的姿态误差角根据获得的水平静止状态和垂直静止状态下的姿态误差结果，选取作为安装误差角标定结果，计算获得IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵：C12=1-ΔLevηz21ΔVerηy21ΔLevηz211-ΔLevηx21-ΔVerηy21ΔLevηx211]]>其中，为IMU1相对于IMU2的安装误差矩阵。2.根据权利要求1所述的多惯组间安装基准自标定方法，其特征在于，在水平静止状态下，计算T1时间内IMU1的姿态角的具体步骤如下：在每个计算周期ΔT，设定IMU1加表经工具误差补偿后的视速度增量为[δWx1δWy1δWz1]T，...

【专利技术属性】
技术研发人员：梁禄扬，周峰，杨业，刘茜筠，王成，郭涛，桑德彬，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11