【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及测量误差计算方法，具体地，涉及一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法及系统。
技术介绍
1、旋转飞行器是指以一定旋转角速度绕自身纵轴旋转的一类飞行器，通常包括小型防空导弹、反坦克导弹等。包括加速度计和陀螺仪在内的惯性测量组件，在飞行器的导航系统与控制系统中具有十分关键的作用。由于旋转飞行器旋转运动的存在，放大了惯性测量单元敏感轴位置及角度误差引起的测量误差，因此为进一步提高旋转飞行器导航与控制系统精度，研究包括加速度计和陀螺仪在内的惯性测量组件安装误差的计算方法十分必要。
2、在公开号为cn117311376b的中国专利文献中，公开了一种应用于旋转飞行器的自适应神经网络过载驾驶方法，包括：构建旋转飞行器动态系统模型；基于旋转飞行器动态系统模型，构建慢回路控制器和快回路控制器，根据参考过载信号获取控制指令；旋转飞行器在控制指令的情况下进行飞行；其中，所述慢回路控制器，以过载信号作为输入信号，获取期望角速度，所述快回路控制器，以期望角速度作为输入信号，获取控制指令。但该专利文献是为了实现对过载指令的精确跟踪，与本专利技术所要解决的技术问题具有本质性不同。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法及系统。
2、根据本专利技术提供的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，包括：
3、步骤s1：建立坐标系以及坐标系之间的转换关系；
4、所述坐标系包括惯性
5、步骤s2：使用坐标系分别完成加速度计与陀螺仪的理论输出值和实际输出值的测量，计算安装误差角度。
6、优选的，所述步骤s1包括以下子步骤：
7、步骤s1.1：将旋转飞行器安置于三轴转台，使飞行器旋转轴与转台旋转轴重合，陀螺仪的安装误差以欧拉角[γg1,γg2,ψg]t表示，加速度计的安装误差以[l1,l2,l3]t表示；
8、步骤s1.2：惯性坐标系ox0y0z0与大地固连，原点o为三轴转台旋转中心，oy0轴位于铅垂面内且垂直与ox0轴向上，oz0轴垂直其他两轴并构成右手坐标系；平台坐标系oxpypzp固连于转台，原点o为转台旋转中心，转台位于零位时，oxp轴沿旋转轴指向飞行器顶端，oyp轴位于转台零位刻线与oxp轴组成的平面内且指向转台零位刻线，ozp轴垂直其他两轴并构成右手坐标系；机体坐标系ox1y1z1固连于飞行器，原点o为飞行器旋转中心，ox1轴与oxp轴重合沿旋转轴指向飞行器顶端，oy1轴位于飞行器纵向对称面内垂直于ox1轴，oz1轴垂直其他两轴并构成右手坐标系；惯组坐标系ogzxgzygzzgz固连于飞行器，原点ogz为惯组敏感中心，三轴方向与惯组实际测量的三轴方向一致；
9、步骤s1.3：获取惯性坐标系与平台坐标系的转换矩阵l(γp,θp,ψp)，且：
10、
11、式中，γp,θp,ψp为三轴转台滚转角、俯仰角和方位角；
12、步骤s1.4：获取平台坐标系与机体坐标系的转换矩阵l(γa)，且：
13、
14、式中，γa为旋转飞行器在三轴转台上的安装滚转角；
15、步骤s1.5：获取机体坐标系与惯组坐标系的转换矩阵l(γg2,ψg,γg1)，且：
16、
17、优选的，所述步骤s2包括以下子步骤：
18、步骤s2.1：建立加速度计与陀螺仪安装误差的理论输出模型，获得加速度计与陀螺仪的理论输出值；
19、步骤s2.2：测量加速度计与陀螺仪的实际输出值；
20、步骤s2.3：根据理论输出值和实际输出值，计算安装误差角。
21、优选的，所述步骤s2.1包括以下子步骤：
22、步骤s2.1.1：获取机体坐标系下角速度ω1＝[ωx1,ωy1,ωz1]t，且：
23、
24、步骤s2.1.2：获取陀螺仪理论输出值ωg＝[ωgx,ωgy,ωgz]t，即角速度ω1在惯组坐标系下的投影，且：
25、ωg＝[ωgx,ωgy,ωgz]t＝l(γg2,ψg,γg1)ω1；
26、步骤s2.1.3：获取机体坐标系下向心加速度a1，且：
27、
28、其中，rg＝[l1,l2,l3]t为惯组存在的安装位置误差；
29、步骤s2.1.4：获取加速度计理论输出值ag，即重力加速度g0和向心加速度a1在惯组坐标系下的投影，且：
30、ag＝l(γg2,ψg,γg1)[l(γa)l(γp,θp,ψp)g0+a1]。
31、优选的，所述步骤s2.2包括以下子步骤：
32、步骤s2.2.1：获取转台位于零位静止时的加速度计输出值aex1＝[aex1_x,aex1_y,aex1_z]t；
33、步骤s2.2.2：获取三轴转台以转速fex2运动时，加速度计输出值aex2＝[aex2_x,aex2_y,aex2_z]t和陀螺仪输出值ωex2＝[ωex2_x,ωex2_y,ωex2_z]t。
34、优选的，所述步骤s2.3包括以下子步骤：
35、步骤s2.3.1：获取转台位于零位静止的条件方程组：
36、
37、步骤s2.3.2：获取特定转速fex2下的条件方程：
38、[ωx1,ωy1,ωz1]t＝l(γa)[2πfex2,0,0]t；
39、步骤s2.3.3：将ωy1和ωz1视为小量，则：
40、a1＝ω1×(ω1×rg)＝[0,-ωx12l2,-ωx12l3]t；
41、其中，a1为机体坐标系的法向加速度理论值；
42、步骤s2.3.4：获取安装误差解算方程组，即联立加速度计、陀螺仪理论输出式与条件方程组：
43、
44、根据本专利技术提供的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算系统，包括：
45、模块m1：建立坐标系以及坐标系之间的转换关系；
46、所述坐标系包括惯性坐标系、平台坐标系、机体坐标系和惯组坐标系；
47、模块m2：使用坐标系分别完成加速度计与陀螺仪的理论输出值和实际输出值的测量，计算安装误差角度。
48、优选的，所述模块m1包括以下子模块：
49、模块m1.1：将旋转飞行器安置于三轴转台，使飞行器旋转轴与转台旋转轴重合，陀螺仪的安装误差以欧拉角[γg1,γg2,ψg]t表示，加速度计的安装误差以[l1,l2,l3]t表示；
50、模块m1.2：惯性坐标系ox0y0z0与大地固连，原点o为三轴转台旋转中心，oy0轴位于铅垂面内且垂直与ox0轴向上，oz0轴垂直其他两轴并构成右手坐标系；平台坐标系oxpypzp固连于转台，原点o为转台旋转中心，转台位于零位时，oxp轴沿旋转轴指本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤S1包括以下子步骤：
3.根据权利要求2所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤S2包括以下子步骤：
4.根据权利要求3所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤S2.1包括以下子步骤：
5.根据权利要求3所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤S2.2包括以下子步骤：
6.根据权利要求3所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤S2.3包括以下子步骤：
7.一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算系统，其特征在于，包括：
8.根据权利要求7所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算系统，其特征在于，所述模块M1包括以下子模块：
9.根据权利要求8所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算系统，其特
10.根据权利要求9所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算系统，其特征在于，所述模块M2.1包括以下子模块：
...【技术特征摘要】
1.一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤s1包括以下子步骤：
3.根据权利要求2所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤s2包括以下子步骤：
4.根据权利要求3所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤s2.1包括以下子步骤：
5.根据权利要求3所述的一种旋转飞行器的惯性测量组件安装误差计算方法，其特征在于，所述步骤s2.2包括以下子步骤：
...【专利技术属性】
技术研发人员：王琦琛，方泽远，亢有为，丁晓，蔡阳光，王枫，苏光，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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