專利名稱：基于加速度計的飛行器姿態(tài)三角修正模型的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器姿態(tài)修正方法，特別涉及基于加速度計的飛行器姿態(tài)三角修正模型。
背景技術(shù)：
飛行器姿態(tài)是飛行過程中最重要的參數(shù)，是姿態(tài)穩(wěn)定與控制的關(guān)鍵。獲取準(zhǔn)確的姿態(tài)對于大迎角飛行戰(zhàn)術(shù)無人機而言更為重要，因為飛行器在大迎角飛行狀態(tài)下，氣動導(dǎo)數(shù)變化快速，導(dǎo)致飛行器方程非線性程度加重，而非線性系統(tǒng)的控制和穩(wěn)定性問題又與系統(tǒng)狀態(tài)初值密切相關(guān)，姿態(tài)作為系統(tǒng)極為關(guān)鍵的狀態(tài)就顯得尤其重要。俯仰與滾轉(zhuǎn)角的準(zhǔn)確估計對于飛行器的飛行安全更是有著至關(guān)重要的作用。通常的飛行器姿態(tài)大都是通過慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測得的角速度進行解算，提供的姿態(tài)解算精度會隨時間而發(fā)散，即長期穩(wěn)定性差；在長時間范圍內(nèi)，導(dǎo)航誤差增長的速率主要由初始對準(zhǔn)精度、系統(tǒng)所使用的慣性敏感器缺陷和運載體運動軌跡的動態(tài)特性決定；雖然采用更精確的敏感器可以提高精度，但慣性系統(tǒng)的成本會變得極為昂貴，且提高的精度也是有限的，不能解決誤差積累問題；除了那些不容易替代的特殊戰(zhàn)略系統(tǒng)，如潛艇導(dǎo)航系統(tǒng)或其他戰(zhàn)略平臺和導(dǎo)彈系統(tǒng)外，大多數(shù)情況下不宜采用昂貴的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)；近年來頗受關(guān)注且適于多種應(yīng)用的一種方法是組合導(dǎo)航技術(shù)，該技術(shù)采用某些來自導(dǎo)航系統(tǒng)以外的附加導(dǎo)航信息源對同一導(dǎo)航信息作測量并解算以形成新測量，從這些新測量中計算出各導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差并對其進行校正，如文獻“張麗杰，、常佶，小型飛行器MEMS姿態(tài)測量系統(tǒng)，振動、 測試與診斷，2010，Vol. 30(6) : 698-702”采用三軸加速度計和單軸速率陀螺構(gòu)建系統(tǒng)，利用加速度計測量信息直接修正方向余弦矩陣來抑制姿態(tài)角的誤差積累，并進行姿態(tài)測量試驗；目前很多導(dǎo)航的姿態(tài)修正方法都是為了簡化問題直接假設(shè)測量條件，所得觀測模型誤差大，當(dāng)導(dǎo)航時間較長時不能滿足要求。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有飛行姿態(tài)修正為了簡化問題直接假設(shè)測量條件帶來積累誤差過大的問題，本發(fā)明提供了一種基于加速度計的飛行器姿態(tài)三角修正模型，該模型通過三個角速度預(yù)測三個參考狀態(tài)，再由該參考狀態(tài)估計飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角，在此基礎(chǔ)上直接通過機體坐標(biāo)系下的過載、GPS的東向、北向速度和飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角直接估計出偏航角，通過引入?yún)⒖紶顟B(tài)并建立新觀測模型，減少了直接假設(shè)測量條件帶來的姿態(tài)積累誤差，有利于飛行安全。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案基于加速度計的飛行器姿態(tài)三角修正模型，其特點是包括以下步驟
I、建立飛行器參考狀態(tài)方程
權(quán)利要求
1.基于加速度計的飛行器姿態(tài)三角修正模型，其特點是包括以下步驟I)建立飛行器參考狀態(tài)方程容I ~ 一廣沒2B2=Ps3^rslS1=-PS2-^S1和觀測方程(A) = AZg= (k)Xk)S1(Ar)S2(Ar)S3 (k)- + Ad其中S1 , 6為參考狀態(tài)，^，ny，分別為沿飛行器機體軸系X,JF,2·軸的過載；《,為飛行器質(zhì)心與地球表面垂線方向的過載力高度；g為重力加速度，Arf為地球自轉(zhuǎn)的修正量，分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航角速度，全申請書符號定義相同；2)采用濾波估計方法估計三個參考狀態(tài)得到測量更新；3)根據(jù)三個參考狀態(tài)估計俯仰、滾轉(zhuǎn)角3(k) = sm'^s^l:)],如果 MsO2 (A) / 今(Ar)] < 2 ,貝Ij (p(k) = tan_1[s2 (k) /s3 (A)]；如果 ab4.s2 (β) / % (.t)]之 2 ,則禪、=c tan'l[s2 (k)! S3(k)]；其中分別指俯仰、滾轉(zhuǎn)角；4)根據(jù)以下方程組中的某一個估計偏航角Xb cos ψ-\- sm ψ Xm sm ψ- Ys cos ψcosiS· sin φ$ιη3οο$φ$ η3V=gO -cos φsin φ. .其中妒指飛行器偏航角，鳥,4分別指GPS測得的飛行器東向和北向速度。
全文摘要
為了克服現(xiàn)有飛行姿態(tài)修正為了簡化問題直接假設(shè)測量條件帶來積累誤差過大的問題，本發(fā)明提供了一種基于加速度計的飛行器姿態(tài)三角修正模型，該模型通過三個角速度預(yù)測三個參考狀態(tài)，再由該參考狀態(tài)估計飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角，在此基礎(chǔ)上直接通過機體坐標(biāo)系下的過載、GPS的東向、北向速度和飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)角直接估計出偏航角，通過引入?yún)⒖紶顟B(tài)并建立新觀測模型，減少了直接假設(shè)測量條件帶來的姿態(tài)積累誤差，有利于飛行安全。
文檔編號G01C25/00GK102607593SQ20121004729
公開日2012年7月25日 申請日期2012年2月28日 優(yōu)先權(quán)日2012年2月28日
發(fā)明者史忠科 申請人:西安費斯達自動化工程有限公司