申请/专利权人：西北工业大学

申请日：2022-06-14

公开（公告）日：2024-04-30

公开（公告）号：CN115127589B

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：2024.04.30#授权;2022.10.25#实质审查的生效;2022.09.30#公开

摘要：本发明涉及一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，首先建立挠曲变形下多节点之间的动态关系转换模型以构成冗余测量信息，进行基于广义似然比检测的最小二乘融合，提高了测量数据的可靠性和精度，然后利用惯性网络间的局部运动信息进行相对导航解算，完成了挠曲条件下主、子节点间的高精度相对运动估计，实现了主、子节点间的传递对准，提高了任务设备的运动状态估计精度，改善了任务设备的性能。

主权项：1.一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立机载惯性网络系统，其中高精度主惯性导航系统即主节点安装在机体质心处，多个子惯性导航系统即子节点分别安装在机翼不同位置；步骤2、建立挠曲变形下子节点之间的动态转换关系模型： 式中，表示杆臂加速度，表示挠性杆臂下子节点j转换到子节点k的加速度计输出；所述其中：为主节点m的角速率，分别表示由主节点到子节点k、j的相对姿态矩阵；Rf,sj表示挠曲位移向量；步骤3：各节点接收其他节点转换的数据，构成冗余测量信息，对冗余测量数据建立基于广义似然比检测的最小二乘融合模型，实现惯性网络的容错性能；构建广义似然比故障检测函数：FD＝PTVTRVP式中，FD表示故障检测函数值，服从卡方分布，即FD～χ2n-m，n表示测量数据维数，m表示状态维数；P表示奇偶残差；V表示奇偶矩阵，R表示测量数据的协方差矩阵；故障检测准则为：式中，TD表示故障检测阈值；步骤4：建立主、子节点之间相对导航微分方程，包括相对姿态微分方程、相对速度微分方程、相对位置微分方程，以三个微分方程组成的相对导航微分方程，实现主、子节点之间的相对导航解算；相对姿态微分方程为：式中，表示主、子节点间的相对姿态矩阵，表示主节点角速率，表示子节点角速率；在主节点坐标系下，相对速度微分方程为： 式中，V表示主、子节点间相对速度，R表示相对位置fm和fs分别表示主、子节点的加速度计输出；相对位置微分方程为：步骤5：建立主、子节点之间相对姿态误差方程、相对速度误差方程、相对位置误差方程，构成相对导航误差方程即系统状态方程：所述相对姿态误差方程：式中，φ表示相对姿态误差角；所述相对速度误差方程为：所述相对位置误差方程：建立挠曲角和挠曲位移之间的关系，构建量测方程；根据几何关系，δR表示为： 式中，表示由相对导航算法计算的相对位置；L表示标称相对位置；Rf表示挠曲位移，即子节点在机翼变形的影响下，偏离了其标称位置的挠曲位移向量；建立约束模型为：μf,y＝2∠BOmOs式中，μf,y为绕机体系y轴的挠曲变形角，考虑到机翼结构，机翼沿x轴和z轴的挠曲忽略不计；当挠曲角为小角度时，三角形OmOsA为直角三角形，则挠曲位移： 式中，μf,y由相对姿态计算值和标称值相减所得，Lx表示杆臂在x轴上的分量；完成了挠曲条件下分布式容错相对导航解算。

全文数据：

权利要求：

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