一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法技术

本发明专利技术公开了一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，包括以下步骤：建立主子惯导性测量单元系统，对于子惯性测量单元陀螺漂移进行补偿，通过对随机漂移建立自回归滑动平均模型，并对自回归模型进行了卡尔曼滤波；求解主、子惯性测量单元之间相对姿态阵

A method to improve the accuracy of transfer alignment for local relative attitude matching of Airborne

【技术实现步骤摘要】
一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法
本专利技术属于机载惯性导航
，涉及一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法。
技术介绍
对战斗机而言，机载武器系统能否对目标进行精确打击是评价战斗机性能最主要的参考指标之一。在战斗机对目标进行打击时，各任务传感器组件的运作都需要使用实时有效的局部姿态数据，当传感器坐标系相对机体系存在明显的时变失准角时，将直接影响战斗机对目标进行精确打击的能力。目前战斗机一般都在机身重心处安装有高精度主惯性测量单元，而在重要机载任务传感器附近安装有低成本子惯性测量单元。现有获得战斗机实时有效的局部姿态数据方法，主要是根据系统状态空间模型，通过卡尔曼滤波进行相对姿态匹配传递对准，来实时获得惯性测量单元相对载机机体系的相对姿态。然而由于低成本子惯性测量单元陀螺漂移过大，影响子惯性测量单元导航参数输出精度；采用卡尔曼滤波必须有准确的对象数学模型和噪声统计，但在实际系统中，该条件往往无法满足，由于模型参数和噪声统计具有未知性或近似性，当模型参数选取不当时，导致状态估计值增大，甚至出现滤波发散的现象。所以亟需一种即可对陀螺随机漂移误差进行补偿，又可对噪声统计特性进行准确估计的方法，从而提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，解决了机载任务传感器相对姿态匹配对准精度不高，对相对姿态误差角估计值不准确的问题。本专利技术所采用的技术方案是，一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，包括以下步骤：步骤1.建立主子惯导性测量单元系统，其中主惯性测量单元安装在机体重心位置，子惯性测量单元安装在任务传感器腔体内；步骤2.对于子惯性测量单元陀螺漂移进行补偿，通过对随机漂移建立自回归滑动平均模型，并对自回归模型进行了卡尔曼滤波，对陀螺漂移进行误差补偿；步骤3.求解主、子惯性测量单元之间相对姿态阵其初值通过“双矢量定姿法”求解；步骤4.建立相对姿态匹配传递对准的相对姿态误差方程、相对姿态量测方程、相对姿态状态方程，得到系统状态空间模型；步骤5.利用Sage_Husa自适应滤波对系统状态空间模型中的状态方程、量测方程进行解算，估计出机载任务传感器相对姿态误差值，完成传递对准。步骤2部分，具体过程是：利用时间序列分析法建立自回归滑动平均模型并进行参数估计，基于该自回归滑动平均模型进行卡尔曼滤波；步骤2.1：建立自回归滑动平均模型(ARMA(p,q))并进行参数估计；步骤2.2：基于自回归滑动平均模型ARMA(p,q)，进行卡尔曼滤波。步骤2.2中卡尔曼滤波包括以下五个基本方程：2.2.1：对状态做一步预测；2.2.2：状态一步预测的均方误差阵；2.2.3：滤波增益矩阵；2.2.4：状态估计方程；2.2.5：估计均方误差方程。步骤3部分，具体过程是：步骤3.1：求解相对姿态阵首先需求出相对姿态初值通过“双矢量定姿法”求解；步骤3.2：当机翼产生挠曲变形时，主、子惯性测量单元之间的相对姿态矩阵是一个时变函数，的动态变化过程可用姿态矩阵的微分方程来描述。步骤3.1具体步骤为：相对姿态初始值的确定阶段为飞机起飞离地之前，即飞机起飞前静止阶段和滑跑加速阶段；步骤3.1.1：在载机静止条件下，采集主、子惯性测量单元一段时间内加速度计输出的比力均值，得到主子惯性测量单元比力向量；步骤3.1.2：接着将调整载机水平姿态角(俯仰或横滚，无需确切知道大小)后静止；步骤3.1.3：采集子惯性测量单元中加速度计输出的比力均值，得到,该位置子惯性测量单元的比力向量；步骤3.1.4：通过子惯惯性测量单元两种情况下不共线的比力向量，构造主子惯性测量单元共同的中间过渡坐标系V，得到子惯性测量单元与该中间系的旋转变换阵，确定子惯性测量单元相对主惯惯性测量单元之间的相对姿态。步骤3.2具体步骤为：3.2.1：当机翼产生挠曲变形时，主、子惯性测量单元之间的相对姿态矩阵是一个时变函数，的动态变化过程可用姿态矩阵的微分方程来描述：式中，表示由括号内向量组成的反对称矩阵；表示子惯性测量单元相对于主惯性测量单元的角速度在主惯性测量单元系下的投影，其值可由主、子惯性测量单元的陀螺仪输出计算得到；3.2.2：相对姿态微分方程的最终形式可表示为：式中，分别为主、子惯性测量单元陀螺仪输出值；记故，根据(11)、(12)式可得到由9个未知数构成的线性微分方程组，在初值已知的情况下，可根据龙格-库塔法对该微分方程的进行数值运算，为了简化计算量只考虑式(11)后六个方程，再根据式(13)式中的约束条件对其进行求解，最终确定出步骤4部分，具体过程是：步骤4.1：采用二阶马尔科夫过程描述挠曲变形；步骤4.2：描述主子惯性测量单元相对姿态误差值，即相对姿态角的计算值与实际值之间的差值；步骤4.3：建立相对姿态量测方程；步骤4.4：建立相对姿态状态方程；最终得到系统状态空间模型。步骤5部分，具体过程是：利用Sage_Husa自适应滤波，进行相对姿态匹配传递对准；Sage_Husa自适应滤波方程由以下八个基本方程构成，分别为：步骤5.1：计算加权系数dk；步骤5.2：状态一步预测方程；步骤5.3：一步预测的均方误差阵；步骤5.4：新息序列；步骤5.5：估计量测噪声；步骤5.6：滤波增益矩阵；步骤5.7：状态估计方程；步骤5.8：估计均方误差方程；对姿态的估计值进行校正处理，得到更优的估计值。本专利技术的有益效果是：从两个方面对相对姿态匹配过程进行优化，以此提高对载机局部相对姿态匹配传递对准精度。第一方面，对子惯性测量单元进行陀螺漂移补偿，通过建立自回归滑动平均模型，使用卡尔曼滤波对自回归滑动平均模型进行处理，提高子惯性测量单元导航参数输出精度。第二方面，依据系统状态空间模型，采用Sage_Husa自适应滤波，实时估计系统的噪声参数，以此降低系统状态误差估计值。通过上述方法，将有效提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度。1)由于对子惯性测量单元陀螺漂移误差进行了补偿，子惯性测量单元输出惯导参数精确度得以提高。2)在动态随机系统噪声统计特性参数未知的情况下，采用Sage_Husa自适应滤波，确保其在进行状态估计的同时还可以通过量测输出系统的噪声参数。附图说明图1是本专利技术提高机载局部相对姿态匹配传递对准的流程框图；图2是本专利技术子惯性测量单元进行陀螺随机漂移误差补偿流程框图；图3是本专利技术中相关坐标系关系示意图；具体实施方式下面结合附图和具体实施方式对本专利技术进行详细说明。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.本专利技术所采用的技术方案是，一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，包括以下步骤：/n步骤1.建立主子惯导性测量单元系统，其中主惯性测量单元安装在机体重心位置，子惯性测量单元安装在任务传感器腔体内；/n步骤2.对于子惯性测量单元陀螺漂移进行补偿，通过对随机漂移建立自回归滑动平均模型，并对自回归模型进行了卡尔曼滤波，对陀螺漂移进行误差补偿；/n步骤3.求解主、子惯性测量单元之间相对姿态阵

【技术特征摘要】
1.本发明所采用的技术方案是，一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，包括以下步骤：
步骤1.建立主子惯导性测量单元系统，其中主惯性测量单元安装在机体重心位置，子惯性测量单元安装在任务传感器腔体内；
步骤2.对于子惯性测量单元陀螺漂移进行补偿，通过对随机漂移建立自回归滑动平均模型，并对自回归模型进行了卡尔曼滤波，对陀螺漂移进行误差补偿；
步骤3.求解主、子惯性测量单元之间相对姿态阵其初值通过“双矢量定姿法”求解；
步骤4.建立相对姿态匹配传递对准的相对姿态误差方程、相对姿态量测方程、相对姿态状态方程，得到系统状态空间模型；
步骤5.利用Sage_Husa自适应滤波对系统状态空间模型中的状态方程、量测方程进行解算，估计出机载任务传感器相对姿态误差值，完成传递对准。


2.根据权利要求1所述的一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，其特征在于，所述的步骤2部分，具体过程是：
利用时间序列分析法建立自回归滑动平均模型并进行参数估计，基于该自回归滑动平均模型进行卡尔曼滤波；
步骤2.1：建立自回归滑动平均模型(ARMA(p,q))并进行参数估计；
步骤2.2：基于自回归滑动平均模型ARMA(p,q)，进行卡尔曼滤波。


3.根据权利要求2所述的一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，其特征在于，所述步骤2.2中卡尔曼滤波包括以下五个基本方程：
2.2.1：对状态做一步预测；
2.2.2：状态一步预测的均方误差阵；
2.2.3：滤波增益矩阵；
2.2.4：状态估计方程；
2.2.5：估计均方误差方程。


4.根据权利要求1所述的一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，其特征在于，所述的步骤3部分，具体过程是：
步骤3.1：求解相对姿态阵首先需求出相对姿态初值通过“双矢量定姿法”求解；
步骤3.2：当机翼产生挠曲变形时，主、子惯性测量单元之间的相对姿态矩阵是一个时变函数，的动态变化过程可用姿态矩阵的微分方程来描述。


5.根据权利要求4所述的一种提高机载局部相对姿态匹配传递对准精度的方法，其特征在于，所述的步骤3.1的具体步骤为：
相对姿态初始值的确定阶段为飞机起飞离地之前，即飞机起飞前静止阶段和滑跑加速阶段；
步骤3.1.1：在载机静止条件下，采集主、子惯性测量单元一段时间内加速度计输出的比力均值，得到主子惯性测量单元比力向量；
步骤3.1.2：接着将调整载机水平姿态角(俯仰或横滚，无需确切知道大小)后静止；
步骤3.1.3...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴亚丽，杨文博，张亚崇，刘庆，江巧永，
申请(专利权)人：西安理工大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61