申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学

申请日：2023-03-11

公开（公告）日：2024-03-01

公开（公告）号：CN116519011B

主分类号：G01C25/00

分类号：G01C25/00

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.01#授权;2023.08.18#实质审查的生效;2023.08.01#公开

摘要：本发明属于导航技术领域，公开了基于Psi角误差修正模型的长航时双惯导协同标定方法，适用于无外界基准信息时长航时双惯导系统的协同标定。本发明通过对速度误差模型的修正，避免动态情况下比力不准影响标定精度，在此基础上以两套惯导系统的相对速度、相对位置为约束观测，建立了基于Psi角误差修正模型的联合误差状态卡尔曼滤波器，在无外界基准信息的情况下，对待标定惯导系统的陀螺标度因数误差、加速度计标度因数误差、安装误差进行标定估计。本发明提出的标定方法完全自主，不受外界环境干扰，标定精度不受正常工作惯导系统绝对误差的影响，在运动状态下也能进行标定，具有重要工程意义。

主权项：1.基于Psi角误差修正模型的长航时双惯导协同标定方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：1构建两套惯导系统的误差模型；定义正常工作的双轴旋转调制惯导系统为惯导1，其体坐标系b1定义为“右-前-上”，待标定的惯导系统为惯导2，其体坐标系b2定义为“右-前-上”；惯导1的标度因数误差及安装误差很小进而忽略，将惯导1的误差模型定义为： 其中， 式中，表示惯导1的陀螺组件误差，表示惯导1的加速度计组件误差，表示惯导1的x轴陀螺漂移，表示惯导1的y轴陀螺漂移，表示惯导1的z轴陀螺漂移，表示惯导1的x轴加速度计零偏，表示惯导1的y轴加速度计零偏，表示惯导1的z轴加速度计零偏，表示惯导1的陀螺漂移，表示惯导1的加速度计零偏，为惯导1的陀螺噪声，为惯导1加速度计噪声；考虑标度因数误差、安装角误差及零偏误差，将惯导2的误差模型定义为： 其中， 式中，表示惯导2的陀螺组件误差，表示惯导2的加速度计组件误差，表示惯导2陀螺组件输出的理论角速度矢量，表示惯导2加速度计组件测得的理论比力矢量，表示惯导2的x轴陀螺漂移，表示惯导2的y轴陀螺漂移，表示惯导2的z轴陀螺漂移，表示惯导2的x轴加速度计零偏，表示惯导2的y轴加速度计零偏，表示惯导2的z轴加速度计零偏，表示惯导2的陀螺漂移，表示惯导2的加速度计零偏，为惯导2的陀螺噪声，为惯导2加速度计噪声；δκg和δμg表示陀螺的标度因数误差矩阵和安装误差矩阵，δκa和δμa表示加速度计的标度因数误差矩阵和安装误差矩阵；确定δκg和δκa： 式中，δκgx、δκgy和δκgz分别表示x轴陀螺、y轴陀螺和z轴陀螺的标度因数误差，δκax、δκay和δκaz分别表示x轴加速度计、y轴加速度计和z轴加速度计的标度因数误差；确定δμg和δμa： 式中，δμgyx、δμgzx和δμgzy表示陀螺组件的三个安装误差角，δμayx、δμazx、δμazy、δμaxy、δμaxz和δμayz表示加速度计组件的六个安装误差角；2利用两套惯导系统输出的姿态、速度、位置相关信息，建立基于Psi角误差修正模型的联合状态卡尔曼滤波器，具体步骤为：2.1确定系统联合误差方程： 式中，ψ1＝[ψE1ψN1ψU1]T表示惯导1的漂移误差角，ψE1、ψN1、ψU1分别表示惯导1东向、北向、天向的漂移误差角，表示平台坐标系下误差修正后惯导1的速度误差矢量，分别表示误差修正后惯导1在东向、北向、天向的速度误差，表示惯导1的位置误差，表示惯导1的东向误差，表示惯导1的北向误差，表示惯导1的天向误差，表示惯导1计算坐标系下的地球自转角速度，表示惯导1计算坐标系下的转移角速度，表示惯导1体坐标系至平台坐标系的方向余弦矩阵，表示惯导1计算坐标系下的重力矢量，ψ2＝[ψE2ψN2ψU2]T表示惯导2的漂移误差角，ψE2、ψN2、ψU2分别表示惯导2东向、北向、天向的漂移误差角，表示平台坐标系下误差修正后惯导2的速度误差矢量，分别表示误差修正后惯导2在东向、北向、天向的速度误差，表示惯导2的位置误差，表示惯导2的东向误差，表示惯导2的北向误差，表示惯导2的天向误差，表示惯导2计算坐标系下的地球自转角速度，表示惯导2计算坐标系下的转移角速度，表示惯导2体坐标系至平台坐标系的方向余弦矩阵，表示惯导2计算坐标系下的重力矢量，vp表示载体在平台坐标系下的速度；2.2确定联合状态方程： 其中， 式中，0i×j表示i行j列的零矩阵，表示平台坐标系下的惯导1东向、北向、天向速度，L1、h1表示惯导1输出的载体位置的纬度和高度，表示惯导1速度矢量的反对称矩阵，RN1、RE1表示惯导1输出位置处的子午圈、卯酉圈半径，表示惯导1输出位置处的重力加速度的值，表示平台坐标系下的惯导2东向、北向、天向速度，L2、h2表示惯导2输出的载体位置的纬度和高度，表示惯导2速度矢量的反对称矩阵，RN2、RE2表示惯导2输出位置处的子午圈、卯酉圈半径，表示惯导2输出位置处的重力加速度的值，ωie表示地球自转角速度，C23表示矩阵的第二、第三列，C3表示矩阵的第三列，分别表示惯导2的x、y、z轴陀螺的输出值，分别表示惯导2的x、y、z轴加速度计的输出值；将状态向量xt表示为： 将噪声分布矩阵及噪声矩阵表示为： 2.3确定状态约束观测方程：将惯导1、惯导2系统输出的速度、位置分别表示为： 式中，和分别表示惯导1和惯导2输出的平台坐标系下的速度信息，和分别表示惯导1、惯导2输出的位置信息，惯导1与惯导2之间的外杆臂参数在系统安装完毕后测量标定获得，rc表示公共点的位置真值，表示两套惯导间的外杆臂，表示两套惯导间的外杆臂在惯导2体坐标系下的投影，表示惯导2体坐标系相对平台坐标系的旋转角速度矢量；由于两套系统反映的是同一载体的速度信息、位置信息，观测量构成了惯导1、惯导2各自速度误差、位置误差的约束，表示为： 式中，υv、υr为相应的速度观测噪声、位置观测噪声；在双惯导的应用环境中，基于高度信息的外界观测确定高度观测方程： 式中，为惯导1输出的高度值，υh为高度观测的噪声；将观测方程表示为：zt＝Htxt+υt其中， H1＝[001]υt＝[υvTυrTυh]T式中，I3×3表示3行3列的单位矩阵；3确定两套惯导系统的转位次序：惯导1的转位次序为双轴16次序，具体转位流程如下：次序1：z轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序2：y轴以9°s反向旋转180°，转停100s；次序3：z轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序4：y轴以9°s反向旋转180°，转停100s；次序5：y轴以9°s反向旋转180°，转停100s；次序6：z轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序7：y轴以9°s反向旋转180°，转停100s；次序8：z轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序9：z轴以9°s反向旋转180°，转停100s；次序10：y轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序11：z轴以9°s反向旋转180°，转停100s；次序12：y轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序13：y轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序14：z轴以9°s反向旋转180°，转停100s；次序15：y轴以9°s正向旋转180°，转停100s；次序16：z轴以9°s反向旋转180°，转停100s；惯导2的转位次序为18次序，具体转位流程如下：次序1：y轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序2：y轴以9°s正向旋转180°，转停180s；次序3：y轴以9°s正向旋转180°，转停180s；次序4：z轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序5：z轴以9°s正向旋转180°，转停180s；次序6：z轴以9°s正向旋转180°，转停180s；次序7：x轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序8：x轴以9°s正向旋转180°，转停180s；次序9：x轴以9°s正向旋转180°，转停180s；次序10：x轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序11：x轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序12：x轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序13：z轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序14：z轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序15：z轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序16：y轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序17：y轴以9°s正向旋转90°，转停180s；次序18：y轴以9°s正向旋转90°，转停180s；基于联合转位方式，惯导1处于双轴旋转调制导航状态，惯导2处于标定状态，其陀螺标度因数误差、加速度计标度因数误差、安装误差均得到激励，根据步骤2所述，建立联合状态卡尔曼滤波器即实现惯导2的外场在线标定。

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百度查询： 中国人民解放军国防科技大学 基于Psi角误差修正模型的长航时双惯导协同标定方法

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