专利名称：一种基于模糊变地球自转角速度的快速精对准方法
技术领域：
本发明涉及的是一种导航领域的对准方法，具体地说是用于捷联惯性系统的初始姿态确定的方法。
背景技术：
捷联惯性导航系统(StrapdownInertial Navigation System 简称 SINS)的基本原理是根据牛顿提出的相对惯性空间的力学定律，利用加速度计、陀螺仪测量载体惯性空间的线运动和角运动参数，在给定的运动初始条件下，由计算机进行积分运算，连续、实时地提供位置、速度和姿态信息。根据SINS的基本原理，SINS在导航定位解算之前必须获得初始信息，包括初始位置、速度和姿态。SINS的初始位置和速度信息较初始姿态容易获得， 初始姿态确定的精度就是SINS进入导航工作状态时的初始精度。因此，SINS开始工作时进行快速精确的初始姿态的确定是十分重要的一步。现有的捷联惯导系统初始姿态确定分为粗对准和精对准两个阶段。粗对准阶段就是在静基座条件下，将陀螺仪和加速度计输出直接引入导航计算机，计算出载体的初始姿态。用此方法时，常常忽略陀螺仪和加速度计的误差和外部干扰因素，然而这些因素会导致误差，因此初始姿态计算精度不高。精对准阶段是在粗对准的基础上进行，利用现代控制理论的状态空间法，对陀螺仪和加速度计输出的数据进行处理。计算出导航坐标系与真实导航坐标系的失准角，建立准确的初始姿态矩阵。捷联惯性导航系统要求对准精度高，对准时间短。以速度误差作为观测量的静基座精对准系统的可观测性和可观测度差，是制约其对准精度和快速性的重要原因，特别是方位角的观测度低，导致方位失准角的估计效果很差。关于快速对准，已有的文献的常规思路都是如何提高方位角的可观测度，如增加方位传感器或者进行多位置对准等。如专利号ZL200510130615. 7的发明专利一种捷联惯性导航系统的任意双位置初始对准方法；如专利号ZL200810064146. 7的发明专利基于滤波的光纤陀螺捷联惯导系统两位置初始对准方法；是在对准过程中利用位置转台进行多位置对准来提高系统的可观性和可观度，虽然这些方法已经不需要难以实现的精密位置转台了，但还是需要在位置转台上进行，限制了工程应用。如专利号200810019357.9的发明专利捷联惯性导航系统的快速精对准方法；是通过增加磁传感器和倾角传感器来提高捷联惯导系统的可观性，但是该方法利用的方位传感器一般都是地磁传感器，这种地磁传感很容易收外部的干扰，尤其载体是磁导体时，地磁传感很难正常工作，很难实际使用。因此在实际工程应用中，找到一种能够提高惯性导航系统的对准精度和反应能力的方法，对提高整个捷联导航系统的性能具有非常重要的军事意义和实用价值。

发明内容
本发明的目的在于提供实用性好、精度高、对准时间短的一种基于模糊变地球自转角速度的快速精对准方法。
本发明的目的是这样实现的本发明一种基于模糊变地球自转角速度的快速精对准方法包括以下步骤(1)通过外部设备确定载体的初始位置参数，并将其装订至导航计算机；(2) SINS预热准备，采集加速度计和陀螺仪输出；(3)利用采集到的加速度计和陀螺仪输出，通过标准的解析法进行粗对准，确定粗略的初始姿态矩阵；(4)粗对准结束后进入精对准阶段，令计算地球自转角速度^ Oe表示真实地球自转速度；(5)根据加速度计的输出和粗对准获得初始姿态，以及计算地球自转角速度进行卡尔曼滤波一步迭代计算；(6)确定精对准时间tf，使tf的取值大于滤波的收敛时间且小于惯性导航系统能够允许的最大时间。(7)判断精对准tf计时是否结束，若精对准已经结束则令计算地球自转角速度 ^ De，采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵， 完成精确初始对准；若精对准未结束，则根据卡尔曼滤波估计误差方差Pk计算两个误差距离#和劣，其中f厥\ ,Sk2 「/z% ,Mf1为东向误差角估计误差的方差、 Mf3为方位误差角估计误差的方差、为方位角的期望稳定误差，通过模糊推理的方法估算出计算地球自转角速度辟 =^，返回步骤( 进行卡尔曼迭代计算直至精对准结束，令计算地球自转角速度辟 De，采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵，完成精确初始对准。本发明的优势在于不需要增加任何外观测设备，仅需要对捷联惯性导航系统的精对准算法进行更新；无需提供辅助位置转台，工程实现容易；有效提高了捷联惯性导航系统的精对准的快速性。


图1是模糊推理的输入隶属度函数；图2是模糊推理的输出隶属度函数；图3是捷联惯性导航系统精对准结构图；图4是本发明的流程图；图5是不同地球自转角速度时惯导的东向误差角估计误差对比曲线；图6是不同地球自转角速度时惯导的北向误差角估计误差对比曲线；图7是不同地球自转角速度时惯导的方位东向误差角估计误差对比曲线；图8是模糊推理估出的地球自转角速度与不同地球自转角速度时惯导的东向误差角估计误差对比曲线；图9是模糊推理估出的地球自转角速度与不同地球自转角速度时惯导的北向误差角估计误差对比曲线；图10是模糊推理估出的地球自转角速度与不同地球自转角速度时惯导的方位误差角估计误差对比曲线。
具体实施例方式下面结合附图举例对本发明做更详细地描述实施方式1 结合图1 10，本发明包括以下步骤(1)通过外部设备确定载体的初始位置参数，并将其装订至导航计算机；(2) SINS预热准备，采集加速度计和陀螺仪输出；(3)利用采集到的加速度计和陀螺仪输出，通过标准的解析法进行粗对准，确定粗略的初始姿态矩阵；(4)粗对准结束后进入精对准阶段，令计算地球自转角速度^ Oe表示真实地球自转速度；(5)根据加速度计的输出和粗对准获得初始姿态，以及计算地球自转角速度进行卡尔曼滤波一步迭代计算；(6)确定精对准时间tf，使tf的取值大于滤波的收敛时间且小于惯性导航系统能够允许的最大时间。(7)判断精对准tf计时是否结束，若精对准已经结束则令计算地球自转角速度 ^ De，采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵， 完成精确初始对准；若精对准未结束，则根据卡尔曼滤波估计误差方差Pk计算两个误差距离#和劣，其中f厥\ ,Sk2 「/z% ,Mf1为东向误差角估计误差的方差、 Mf3为方位误差角估计误差的方差、为方位角的期望稳定误差，通过模糊推理的方法估算出计算地球自转角速度辟 =^，返回步骤( 进行卡尔曼迭代计算直至精对准结束，令计算地球自转角速度辟 De，采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵，完成精确初始对准。本发明还包括如下特征1、步骤5中用到的系统状态方程和量测方程建立精对准系统的状态方程和观测方程在东北天坐标系中，显然有〕
(0〕N 〕J，其中=)6表示真实地球自转速度，识表示当地的纬度，= =^c0S(p oD 、Sinp。为了研究捷联惯性系统静基座下的初始对准，考虑到陀螺随机漂移误差和加速度计的随机偏差，忽略了位置误差和垂直速度误差，根据修正BaR-iTzhachk和Bermant的惯性误差模型，得到系统的动
态方程为
X(t) A(t)X(t)JW(t)(1)
Z{t) H{t)X{t)}V{t)(2)式(1)、⑵中，X(t)为系统的状态向量，Z(t)为系统的观测向量；A(t)为系统状态转移矩阵，H(t)为系统的观测矩阵；W(t)，V(t)分别为系统的过程噪声向量和观测噪声向量，其均值都为零的高斯白噪声。系统的状态向量为
权利要求
1. 一种基于模糊变地球自转角速度的快速精对准方法，其特征是(1)通过外部设备确定载体的初始位置参数，并将其装订至导航计算机；(2)SINS预热准备，采集加速度计和陀螺仪输出；(3)利用采集到的加速度计和陀螺仪输出，通过标准的解析法进行粗对准，确定粗略的初始姿态矩阵；(4)粗对准结束后进入精对准阶段，令计算地球自转角速度Ωε,表示真实地球自转速度；(5)根据加速度计的输出和粗对准获得初始姿态，以及计算地球自转角速度进行卡尔曼滤波一步迭代计算；(6)确定精对准时间tf，使tf的取值大于滤波的收敛时间且小于惯性导航系统能够允许的最大时间。(7)判断精对准tf计时是否结束，若精对准已经结束则令计算地球自转角速度= ，采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵，完成精确初始对准；若精对准未结束，则根据卡尔曼滤波估计误差方差Pk计算两个误差距离#和劣，其中《=|I、硿二^/^-从知，似^为东向误差角估计误差的方差、Λ4 为方位误差角估计误差的方差、hA (^为方位角的期望稳定误差，通过模糊推理的方法估算出计算地球自转角速度 =ηΩε，返回步骤( 进行卡尔曼迭代计算直至精对准结束， 令计算地球自转角速度Ωε，采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵，完成精确初始对准。
全文摘要
本发明的目的在于提供一种基于模糊变地球自转角速度的快速精对准方法，包括以下步骤确定载体的初始位置参数，采集加速度计和陀螺仪输出，确定粗略的初始姿态矩阵，根据计算地球自转角速度进行卡尔曼滤波一步迭代计算，确定精对准时间，判断是否精对准是否结束，若结束则采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵，完成精确初始对准，若未结束则返回进行修正直至精对准结束，之后同样采用卡尔曼滤波技术估计出的失准角，并用失准角来修正系统的捷联姿态矩阵，完成精确初始对准。本发明不需要增加任何外观测设备，无需提供辅助位置转台，工程实现容易，有效提高了捷联惯性导航系统的精对准的快速性。
文档编号G01C21/18GK102221366SQ201110058569
公开日2011年10月19日 申请日期2011年3月11日 优先权日2011年3月11日
发明者史震, 戴晓强, 赵琳 申请人:哈尔滨工程大学