【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及无人机导航，尤其是一种用于无人机的高精度sins空中标定方法。
技术介绍
1、捷联式惯导系统sins相比于平台式惯导系统具有体积小、成本低、可靠性高等优点，成为我国无人机、有人机的主流机载惯性导航设备。然而，由于sins需要固连到飞机机体上，随着工作时间的增加，系统的导航性能会逐渐下降，甚至导致导航精度无法满足使用的指标要求。因此，需要对sins进行标定，补偿相应的误差项，以满足后续的使用需求。但是我国针对于机载sins的标定方法主要是通过转台的方式进行定期标定，这种方法存在效率低下、成本较高等问题，为实现对sins的标定需要将惯导系统重新从飞机上拆卸下来，并借助高精度转台等专业设备通过复杂的标定流程，并在此期间的拆卸、运输等问题也会带来诸多不便。
技术实现思路
1、针对上述技术问题，本专利技术提出了一种用于无人机的高精度sins空中标定方法，该标定方法仅需搭载传感器并采集一个架次的传感器输出数据就可以完成sins空中标定，能够非常准确的估计出sins的零位，标定精度高。
2、一种用于无人机的高精度sins空中标定方法，标定流程如下：
3、s1、在无人机上搭载sins及卫星导航系统；
4、s2、将产品进行上电，采集整个架次飞行的sins和卫导系统原始输出数据，待sins和卫导系统输出有效后，进行初始化和对准；
5、s3、当初始化和对准完成后，进行实时的纯惯性导航，依据步骤s3中sins输出的原始数据进行导航系统输出的更新
6、s4、在导航过程中，当采集到有效的卫导输出数据时，将步骤s3中输出的导航结果与步骤s4中更新的导航结果通过卡尔曼滤波器进行数据融合，利用卡尔曼滤波器估计出的惯性传感器零偏反馈，当下次进行惯性导航时，进行零偏修正，完成整个架次的组合导航计算；
7、s5、记录估计出的零位值并反馈至sins中，按上述流程重新迭代计算三次，将三次估计出的零位值相加，得到最终的sins空中标定结果。
8、作为上述技术方案的优选，在步骤s2中，将初始时刻卫导系统的位置和高度作为导航系统的导航初值，其对称过程如下：
9、设对准点的纬度为l，则姿态矩阵可由下式确定：
10、
11、得到对准所确定的姿态矩阵，式中，e为地心地球坐标系，i为地心惯性坐标系，n为导航坐标系，b为载体坐标系，为基座惯性坐标系。
12、作为上述技术方案的优选，在步骤s3中，依据sins输出的陀螺和加表数据进行实时的惯性导航，惯性导航的更新过程分为速度更新、位置更新以及姿态更新，其中，
13、速度更新方程为：
14、
15、式中：为加速度计的比力输出；vn为载体在导航坐标系下的速度；gn为载体所在位置的重力加速度；
16、位置更新方程为：
17、
18、式中：φ，λ，h分别载体所处位置的经度、纬度和高度；分别为载体在导航坐标系中的东北天三个方向上的速度分量；rm、rn分别表示载体所在位置的子午圈曲率半径和卯酉圈曲率半径。
19、姿态更新方程为：
20、
21、式中：为载体坐标系b到导航坐标系n的姿态变换矩阵；为载体坐标系相对导航坐标系的角速度；为的反对称阵。
22、作为上述技术方案的优选，在步骤s3中，组合导航计算的整个流程如下：
23、s31、建立惯性卫星组合导航系统的状态方程为：
24、
25、式中：为系统的状态变量，该导航系统的状态变量是由姿态误差、速度误差、位置误差、三轴陀螺仪的零偏和三轴加速度计的零偏所组成的15维向量构成，即：
26、
27、f(t)为系统状态矩阵；g(t)为系统噪声矩阵；w(t)为测量噪声向量；z(t为量测向量；h(t)为量测矩阵；v(t)为量测噪声向量。其中，w(t)和v(t)均为零均值的高斯白噪声，相互独立且不相关；
28、s32、建立sins的误差方程，包括：
29、s321、姿态误差方程为：
30、
31、式中：φn为载体在导航系下的姿态误差角；为陀螺仪的角速度输出；为陀螺仪的角速度输出在导航坐标系下的投影；为载体坐标系b到导航坐标系n的姿态变换矩阵，εn为陀螺仪零偏在导航坐标系下的投影；
32、s322、速度误差方程为：
33、
34、式中：δvn为载体在导航系下的速度误差；fb为加速度计的比力输出；fn为加速度计的比力输出在导航坐标系下的投影；vn为载体在导航坐标系下的速度；和分别是地球自转速率和位置速率,为加速度计零偏在导航坐标系下的投影；
35、s323、位置误差方程为：
36、
37、式中：δφ，δλ，δh分别载体所处位置的经度、纬度和高度误差；分别为载体在导航坐标系中的东、北、天三个方向上的速度分量；
38、将陀螺仪的零偏和加速度计的零偏建模为白噪声，
39、量测向量z可表示为：
40、z＝[verr,perr]
41、式中：verr为惯导解算与卫导量测所得的速度误差，perr为惯导解算与卫导量测所得的位置误差；
42、量测矩阵h可表示为：
43、
44、对式状态方程在连续时间条件下的状态方程进行离散化处理，可得：
45、
46、式中：xk-1、xk分别为k-1、k时刻系统的状态向量；φk,k-1为k-1时刻到k时刻系统的状态转移矩阵；γk-1为k-1时刻系统的噪声驱动矩阵；wk-1为k-1时刻系统的噪声向量；zk为k时刻的量测向量；hk为k时刻的量测矩阵；vk为k时刻的量测噪声；
47、s3、卡尔曼滤波的主要过程包括时间更新和量测更新两部分，步骤如下所示：
48、s31、状态一步预测：
49、
50、式中：为k-1时刻到k时刻系统状态的预测值；为k-1时刻系统状态的估计值。
51、s32、状态一步预测均方误差阵：
52、
53、式中：pk-1为k-1时刻系统状态的协方差矩阵；pk,k-1为的协方差矩阵；qk-1为k-1时刻系统噪声协方差矩阵。
54、s33、滤波增益：
55、
56、式中：kk为k时刻滤波器的增益矩阵；pk,k-1为的协方差矩阵；rk为k时刻量测噪声的协方差矩阵。
57、s34、状态估计：
58、
59、s35、状态估计均方误差阵：
60、
61、每当获得卫导的观测数据后，利用卡尔曼滤波器对惯导输出结果进行修正，将估计出的零位反馈至sins，对输出结果进行修正以进行下次的惯性导航。
62、本专利技术的有益效果在于：
63、相较于传统的通过转台的方式本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种用于无人机的高精度SINS空中标定方法，其特征在于：标定流程如下：
2.根据权利要求1所述的高精度SINS空中标定方法，其特征在于：其特征在于：在步骤S2中，将初始时刻卫导系统的位置和高度作为导航系统的导航初值，其对称过程如下：
3.根据权利要求1所述的高精度SINS空中标定方法，其特征在于：在步骤S3中，依据SINS输出的陀螺和加表数据进行实时的惯性导航，惯性导航的更新过程分为速度更新、位置更新以及姿态更新，其中，
4.根据权利要求1所述的高精度SINS空中标定方法，其特征在于：在步骤S3中，组合导航计算的整个流程如下：
【技术特征摘要】
1.一种用于无人机的高精度sins空中标定方法，其特征在于：标定流程如下：
2.根据权利要求1所述的高精度sins空中标定方法，其特征在于：其特征在于：在步骤s2中，将初始时刻卫导系统的位置和高度作为导航系统的导航初值，其对称过程如下：
3.根据权利要求1所述的...
【专利技术属性】
技术研发人员：谢洪超，余俊廷，翁海诠，梁伟，王宏宇，
申请(专利权)人：湖北三江航天红峰控制有限公司，
类型：发明
国别省市：
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