一种空间稳定型捷联惯导系统初始姿态测量方法
【专利摘要】本发明提供的是一种空间稳定型捷联惯导系统初始姿态测量方法。利用全球定位系统GPS确定载体的初始位置参数，将它们装订至导航计算机中；空间稳定型捷联惯导系统进行预热准备，采集陀螺仪和加速度计输出的数据并对数据进行处理；建立空间稳定型捷联惯导系统处于摇摆基座下的状态方程和量测方程；将状态方程和量测方程的离散化处理；利用估计出的三个姿态误差角，修正粗对准时的方向余弦矩阵，以此实现载体姿态角的求取。
【专利说明】一种空间稳定型捷联惯导系统初始姿态测量方法 (一）
【技术领域】
[0001] 本发明涉及的是一种测量方法，尤其涉及的是一种空间稳定型捷联惯导系统初始 姿态测量方法。 (二）
【背景技术】
[0002] 空间稳定型捷联惯导系统是一种自主式导航系统，根据牛顿力学定律，通过对这 些惯性元件采集的信息进行处理，得到载体的姿态、速度、位置、加速度、角速度和角加速度 等全导航信息的完全自主导航设备。由于其具有重量轻、可靠性高、便于维护、全天候和完 全自主等优点得到越来越广泛的应用。
[0003] 根据空间稳定型捷联惯导系统的基本原理，导航系统在进入导航状态前需要获得 初始信息，包括初始位置、速度和姿态。其中初始姿态的精度就是导航系统进入导航状态时 的初始对准精度，因此在空间稳定型捷联惯导系统进入导航状态前必须首先完成初始姿态 的确定。
[0004] 空间稳定型捷联惯导系统初始姿态测量的过程包括粗对准和精对准两个阶段。传 统的初始姿态测量的方法能实现普通捷联惯导系统快速初始姿态的确定，但是对于采用空 间稳定布局的捷联惯导系统，其特殊的导航解算特性及结构导致现有对准方法无法满足要 求，因此如何获得高精度的初始姿态角成为空间稳定型捷联惯导系统发展的技术瓶颈。 (三）
【发明内容】
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种空间稳定型捷联惯导 系统初始姿态测量方法。
[0006] 本发明的技术解决方案为：一种空间稳定型捷联惯导系统初始姿态测量方法，其 特征在于建立空间稳定型捷联惯导系统处于摇摆基座下的状态方程和量测方程后并实现 离散化，利用估计出的三个姿态误差角修正粗对准时的方向余弦矩阵，以此实现捷联矩阵 的求取，进而实现姿态角的获取。其具体步骤如下：
[0007] (1)利用全球定位系统GPS确定载体的初始位置参数，将它们装订至导航计算机 中；
[0008] (2)空间稳定型捷联惯导系统进行预热准备，采集陀螺仪和加速度计输出的数据 并对数据进行处理；
[0009] (3)建立空间稳定型捷联惯导系统处于摇摆基座下的状态方程和量测方程；
[0010] 系统状态变量x(t)为：
[0011]
【权利要求】
1. 一种空间稳定型捷联惯导系统初始姿态测量方法，其特征在于包括以下步骤： (1) 利用全球定位系统GPS确定载体的初始位置参数，将它们装订至导航计算机中； (2) 空间稳定型捷联惯导系统进行预热准备，采集陀螺仪和加速度计输出的数据并对 数据进行处理； (3) 建立空间稳定型捷联惯导系统处于摇摆基座下的状态方程和量测方程； 系统状态变量X(t)为：
由空间稳定型捷联惯导解算的速度和载体真实速度之差构建的观测量Z(t)为：
式中，
分别表示x、y、z方向上的速度误差；ε χ、ε y、ε z分别表示X、y、 z方向上陀螺常值漂移，
分别表示X、y、z方向上加速度计零偏，
分 别表示空间稳定型捷联惯导系统解算的X、y、z方向上速度，G、F；和G为载体x、y、z方向 真实速度； 其中，载体的真实速度表示为：
其中，At表示时间差；表示地球自转角速度；g表示当地重力加速度；L、λ分别表 示当地纬度和经度； 则空间稳定型捷联惯导系统初始姿态测量的状态方程和量测方程可写成：
其中，
表示状态变量X(t)的导数；Z(t)表示观测变量；W(t)为系统的噪声矢量； v(t)为观测噪声矢量； 状态转移矩阵A (t)为：
噪声状态矩阵G(t)为：
量测矩阵H (t)为：
(4) 状态方程和量测方程的离散化处理； 连续系统离散化的实质是根据连续系统的状态转移矩阵A(t)计算出离散系统的转移 矩阵〇k,H，以及用系统的噪声方差强度阵q计算出离散系统的噪声方差阵Qk ; 一般滤波周期T较短，Φμη和Qk可按照下式计算：
式中，Ak表示状态转移矩阵A (t)的离散形式； Mi+1 = AkMi+(AkMi)Ti = 1,2,3 ……
Gk表示k时刻离散化的系统噪声状态矩阵；系统的离散方程可以表示如下：
式中，ΧρΧη分别表示k时刻和k-Ι时刻离散化的系统状态变量；Gh表示k-Ι时刻离 散化的系统噪声状态矩阵；Zk表示离散化的系统观测变量；Hk表示离散化的系统量测矩阵； Wk_i、Vk分别表示离散化的系统白噪声序列和量测噪声序列； (5) 利用估计出的三个姿态误差角，修正粗对准时的方向余弦矩阵
修正后的方向余弦矩阵为：
式中，G表示姿态误差角反对称矩阵：
其中，
分别表示卡尔曼滤波估计出的x、y、z方向上姿态误差角；根据方向 余弦矩阵的变换关系，得到载体坐标系b到地理坐标系η的捷联矩阵
其中，
表示载体坐标系b到惯性坐标系i的转换矩阵；C；1表示惯性坐标系i到地理坐 标系η的转换矩阵：
【文档编号】G01C25/00GK104154914SQ201410372718
【公开日】2014年11月19日 申请日期:2014年7月25日 优先权日:2014年7月25日
【发明者】孙伟, 李松, 丁伟, 李瑞豹 申请人:辽宁工程技术大学