專利名稱：基于載體飛行模態(tài)判別的微慣性參數(shù)自適應(yīng)姿態(tài)確定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于捷聯(lián)慣性導(dǎo)航與姿態(tài)測(cè)量技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種基于載體飛行模態(tài)判別的微慣性參數(shù)自適應(yīng)姿態(tài)確定方法。
背景技術(shù)：
微型姿態(tài)參考系統(tǒng)是米用MEMS (Micro Electro-Mechanical System)慣性傳感器 (微陀螺、微加速度計(jì))作為慣性測(cè)量元件的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，采用MEMS技術(shù)制造的硅微陀螺儀和加速度計(jì)具有體積小、重量輕、成本低等特點(diǎn)，是目前微型姿態(tài)參考系統(tǒng)中應(yīng)用的主要慣性測(cè)量元件。微型姿態(tài)參考系統(tǒng)，在民用方面主要應(yīng)用于航空攝影、災(zāi)情監(jiān)測(cè)、救災(zāi)搜尋、 小型飛機(jī)導(dǎo)航等為應(yīng)用方向的小型無人飛機(jī)和小型私人飛機(jī)，滿足其控制和顯示的姿態(tài)測(cè)量需求；同時(shí)，微型姿態(tài)參考系統(tǒng)還廣發(fā)應(yīng)用于現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)的內(nèi)嵌在數(shù)字儀表中，可在突發(fā)情況下為戰(zhàn)斗機(jī)的安全飛行提供必要的姿態(tài)信息。由于MEMS陀螺儀精度一般較低，在純慣導(dǎo)解算模式，其輸出姿態(tài)會(huì)因時(shí)間的推移發(fā)生漂移。因此，微型姿態(tài)參考系統(tǒng)需要通過內(nèi)部加速度計(jì)及磁傳感器數(shù)據(jù)計(jì)算姿態(tài)角作為觀測(cè)量，通過卡爾曼濾波器實(shí)時(shí)估計(jì)捷聯(lián)姿態(tài)解算誤差，并實(shí)時(shí)修正誤差，這就是傳統(tǒng)微型姿態(tài)參考系統(tǒng)的姿態(tài)算法的主要思想。但由于載體加速、旋轉(zhuǎn)、振動(dòng)所引入的有害加速度對(duì)姿態(tài)觀測(cè)量精度的影響，導(dǎo)致微型姿態(tài)參考系統(tǒng)輸出的姿態(tài)角誤差在載體機(jī)動(dòng)狀態(tài)不同時(shí)姿態(tài)輸出精度波動(dòng)較大。傳統(tǒng)的微型姿態(tài)參考系統(tǒng)姿態(tài)組合算法通過加速度計(jì)輸出和設(shè)定的門限值直接比較，作為判斷是否進(jìn)入卡爾曼姿態(tài)組合算法的判斷條件，用來隔離或減小動(dòng)態(tài)情況下有害加速度引入所帶來的姿態(tài)誤修正。但由于載體機(jī)動(dòng)模態(tài)多變，機(jī)動(dòng)動(dòng)態(tài)范圍寬、地球表面重力場(chǎng)的不均勻分布、加速度傳感器溫度漂移和加速度傳感器零偏移等因素的影響，導(dǎo)致這樣的門限值一般較難選取，如姿態(tài)組合進(jìn)入門限值設(shè)置偏大，載體機(jī)動(dòng)時(shí)也能進(jìn)入姿態(tài)組合算法，導(dǎo)致姿態(tài)誤差增大，使得微型姿態(tài)參考系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)誤差增大；如姿態(tài)組合進(jìn)入門限值設(shè)置偏小，會(huì)導(dǎo)致微型姿態(tài)參考系統(tǒng)在載體平穩(wěn)飛行狀態(tài)下長時(shí)間無法進(jìn)入內(nèi)部姿態(tài)組合，微型姿態(tài)參考系統(tǒng)長時(shí)間工作在純捷聯(lián)狀態(tài)，姿態(tài)角誤差隨運(yùn)行時(shí)間逐漸增大，最終使得微型姿態(tài)參考系統(tǒng)的輸出姿態(tài)發(fā)散。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種基于載體飛行模態(tài)判別的微慣性參數(shù)自適應(yīng)姿態(tài)確定方法，通過判別載體的機(jī)動(dòng)狀態(tài)，根據(jù)載體不同機(jī)動(dòng)狀態(tài)下的姿態(tài)角誤差特性，自動(dòng)調(diào)整卡爾曼濾波算法的修正力度，在線差評(píng)估當(dāng)前參數(shù)的濾波效果優(yōu)劣，以參數(shù)置信度的形式反饋調(diào)節(jié)卡爾曼濾波器的濾波參數(shù)，解決傳統(tǒng)姿態(tài)確定方法在載體不同機(jī)動(dòng)模態(tài)下的參數(shù)選取和姿態(tài)輸出精度不統(tǒng)一的問題，提高載體在各種機(jī)動(dòng)模態(tài)下的微型姿態(tài)參考系統(tǒng)輸出的姿態(tài)角精度和穩(wěn)定性。實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)解決方案為一種基于載體飛行模態(tài)判別的微慣性參數(shù)自適應(yīng)姿態(tài)確定方法，步驟如下
步驟一，傳感器數(shù)據(jù)采集通過AD轉(zhuǎn)換器或傳感器數(shù)字接口直接采集MEMS傳感器 輸出信號(hào)，獲得載體k時(shí)刻繞X軸向的角速度奶從:，載體繞Y軸向的角速度，載體繞 Z軸向的角速度奶財(cái)〗;載體在X軸向的比力值抑〗，載體在Y軸向的比力值，載體在Z軸 向的比力值;地磁場(chǎng)在地理系下X軸向上的分量五:，Y軸向上的分量￡)，Z軸向上的分量 Ekz；步驟二，計(jì)算k時(shí)刻的捷聯(lián)姿態(tài)利用k時(shí)刻采集到的角速度信息，按四元數(shù)姿態(tài) 解算流程，獲得載體姿態(tài)角；系統(tǒng)時(shí)間t，t = kAt，At時(shí)間內(nèi)載體轉(zhuǎn)動(dòng)過得角度A 0的 三個(gè)分量依次為橫滾角增量A 0X，俯仰角增量A 0y，方位角增量A 0Z，則轉(zhuǎn)動(dòng)的角度以 矩陣的方式表不為
權(quán)利要求
1. 一種基于載體飛行模態(tài)判別的微慣性參數(shù)自適應(yīng)姿態(tài)確定方法，其特征在于步驟如下步驟一，傳感器數(shù)據(jù)采集通過AD轉(zhuǎn)換器或傳感器數(shù)字接口直接采集MEMS傳感器輸出 信號(hào)，獲得載體k時(shí)刻繞X軸向的角速度奶從:，載體繞Y軸向的角速度，載體繞Z軸向 的角速度奶從〗;載體在X軸向的比力值，載體在Y軸向的比力值，載體在Z軸向的比 力值;地磁場(chǎng)在地理系下X軸向上的分量五:，Y軸向上的分量￡)，Z軸向上的分量； 步驟二，計(jì)算k時(shí)刻的捷聯(lián)姿態(tài)利用k時(shí)刻采集到的角速度信息，按四元數(shù)姿態(tài)解算 流程，獲得載體姿態(tài)角；系統(tǒng)時(shí)間t，t = kAt，At時(shí)間內(nèi)載體轉(zhuǎn)動(dòng)過得角度A 0的三個(gè) 分量依次為橫滾角增量A 0X，俯仰角增量A 0y，方位角增量A ez，則轉(zhuǎn)動(dòng)的角度以矩陣 的方式表不為
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于載體飛行模態(tài)判別的微慣性參數(shù)自適應(yīng)姿態(tài)確定方法， 其特征在于步驟六的微慣性捷聯(lián)姿態(tài)組合過程如下首先，利用k時(shí)刻測(cè)得的載體在X軸向的比力值，載體在Y軸向的比力值，載 體在Z軸向的比力值;地磁場(chǎng)在地理系下X軸向上的分量五:，Y軸向上的分量￡)，Z軸 向上的分量A，計(jì)算載體俯仰角，用e a表示，
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于載體飛行模態(tài)判別的微慣性參數(shù)自適應(yīng)姿態(tài)確定方法，利用傳感器輸出數(shù)據(jù)，計(jì)算傳感器的長周期和短周期特性參數(shù)，根據(jù)這些參數(shù)的變化及范圍判斷載體所處的運(yùn)動(dòng)模態(tài)，再根據(jù)載體不同運(yùn)動(dòng)模態(tài)下的微型姿態(tài)參考系統(tǒng)的誤差變化特性，設(shè)計(jì)卡爾曼濾波參數(shù)的自適應(yīng)調(diào)整策略；再通過卡爾曼濾波器中姿態(tài)觀測(cè)殘序列平方和的變化，在線差評(píng)估當(dāng)前參數(shù)的濾波效果優(yōu)劣，以參數(shù)置信度的形式反饋調(diào)節(jié)卡爾曼濾波器的濾波參數(shù)。本發(fā)明簡(jiǎn)化了傳統(tǒng)的微慣性姿態(tài)確定方法中判斷閥值選取和設(shè)置，避免了載體飛行高度和傳感器漂移誤差對(duì)判斷條件的影響，全面考慮微型姿態(tài)參考系統(tǒng)的動(dòng)靜態(tài)運(yùn)行特點(diǎn)，有效提高微型姿態(tài)參考系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)適應(yīng)性和靜態(tài)穩(wěn)定性。
文檔編號(hào)G01C21/20GK102607562SQ20121010718
公開日2012年7月25日 申請(qǐng)日期2012年4月12日 優(yōu)先權(quán)日2012年4月12日
發(fā)明者劉建業(yè), 孫永榮, 曾慶化, 李榮冰, 杭義軍, 王小春, 賴際舟 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)