一种空投式无人机导航修正方法及系统与流程

本发明涉及无人机导航领域，更具体地，涉及一种空投式无人机导航修正方法及系统。

背景技术：

1、低精度惯性测量单元存在较大的上电零偏，并且重复性差，随时间漂移，因此每次上电后必须进行补偿。惯性导航系统由于器件误差的影响，导航误差随时间积累，因此，惯性/卫星组合导航系统在卫星导航系统失效的情况下，位置、速度、姿态误差将迅速发散。

2、目前无人机低成本mems上电零偏多采用地面上电扣除的方式，无人机上电后进行静态检测，计算上电零偏并扣除；零偏扣除成功，进入初始对准状态获得初始姿态信息，在卫星导航系统有效的情况下，进入组合导航状态，连续输出高精度位置、速度、姿态信息。但是空投式无人机空中动态上电，无法直接计算上电零偏进行扣除。并且在挂载阶段、投放及分离阶段，无法接收卫星导航信息辅助惯性导航。

3、空投式无人机一般作为侦查子机，由载机带载飞行。精确制导武器与空投式无人机工作特点相似，需进行空中对准并要求较高的导航精度，普遍采用的技术途径是通过动基座对准完成初始姿态的确定和误差修正。利用机载高精度导航系统信息作为量测量，通过传递对准的方式，要求飞行匀速直飞5-10分钟，恶劣环境要求时间更长，发现目标实施打击任务时转入导航状态。空投式无人机使用低成本mems，需要空中对准的同时还需要补偿器件零偏，而空中对准要求匀速直飞，无法准确估计器件误差。而且空投式无人机无法随时保证卫星导航有效，投放后经两级开伞方可接收卫星导航信息进行导航修正。

4、空投式无人机导航具有如下特点：1.使用低精度惯性测量单元，存在较大的上电零偏，并且重复性差，随时间漂移，每次上电后必须进行补偿。传统的通过装订补偿、地面上电补偿、空中对准的方式均无法实现准确补偿。2.挂载阶段、投放阶段、开伞阶段至折叠翼完全展开前，飞机均无法接收卫星导航信息，mems转入导航后将迅速发散。3.飞机空中上电，在母机上挂载，投放后先经过两级开伞，飞机从筒中滑出，折叠翼展开。开伞时会有过载冲击，分离后自主飞行非惯性机动都会导致航姿发散，必须进行修正。

技术实现思路

1、为了解决以上技术问题，本发明提供了一种空投式无人机导航修正方法及系统，主要针对空投式无人机空中上电、无卫导投放工况下，低成本mems导航误差发散的情况。

2、根据本发明技术方案的第一方面，提供一种空投式无人机导航修正方法，所述方法具体包括：

3、s1：挂载阶段，侦察子机由载机带载飞行，对侦察子机机载冗余惯导系统进行状态自检和器件误差补偿，并在初始对准后进入航姿模式；

4、s2：投放阶段，侦察子机与载机分离并进行两级开伞，保持航姿模式，对侦察子机进行航姿修正；

5、s3：分离阶段，侦察子机与投放装置分离，出舱后机臂展开，从航姿模式转入组合导航模式，通过机动加快误差收敛。

6、进一步地，所述s1的挂载阶段中，状态自检具体为针对侦察子机机载冗余惯导系统的惯性器件进行故障状态检测及帧频检测。

7、进一步地，所述s1的挂载阶段中，器件误差补偿具体包括：

8、对陀螺角速率进行方差统计；

9、当角速率方差值小于预定阈值后，实时采集机载冗余传感器信息及mems传感器信息进行实时器件误差补偿。

10、进一步地，所述预定阈值具体与器件特性、安装环境等有关，可进行试验获取经验值。优选地，所述预定阈值取0.0008rad/s。

11、进一步地，所述实时采集机载冗余传感器信息及mems传感器信息进行实时器件误差补偿具体为：每10ms计算一次待补偿mems传感器与标准冗余传感器器件偏差，每5s计算一次均值作为待补偿mems传感器零偏粗值，并按照导航解算频率进行补偿。

12、进一步地，所述s2的投放阶段中，对侦察子机进行航姿修正包括：

13、s21前向加速度两级修正；

14、s22向心加速度修正；

15、s23利用修正后的前向加速度和向心加速度，与角速率进行互补滤波，获得修正的航姿信息。

16、进一步地，所述s21前向加速度两级修正包括具体包括：

17、第一级修正：将侦察子机重力加速度进行坐标系转换，获得重力加速度的前向分量；利用所述重力加速度的前向分量对前向加速度进行动态限幅；

18、第二级修正：设置自适应比例因子，通过所述自适应比例因子信息融合算法进行前向加速度信息优化，获得优化后的前向加速度。

19、进一步地，所述第一级修正中，重力加速度的前向分量通过以下公式获得：

20、abxg＝gsin(pitch)

21、其中，abxd为重力加速度的前向分量，g为重力加速度，pitch为俯仰角，具体指重力加速度与“y-z平面”的夹角。

22、进一步地，所述第一级修正中，利用所述重力加速度的前向分量对前向加速度进行动态限幅通过以下公式实现：

23、abx1＝abxg+am当(abx1-abxg)>am

24、abx1＝abxg-am当(abx1-abxd)<-am

25、其中，abx1为测量的前向加速度，abxg为重力加速度的前向分量，am为限幅幅值。优选地，所述限幅幅值am取值为0.2-0.6，进一步优选地，所述限幅幅值am取值为0.4。

26、进一步地，所述第二级修正中，自适应比例因子的设置方式为：

27、kax＝(|abx-abxg|)/(|abx-abxg|+|airax-abxg|)

28、其中，kax为自适应比例因子，abx为优化后的前向加速度，abxg为重力加速度的前向分量，airax为空速计算运动加速度。

29、进一步地，所述第二级修正中，通过所述自适应比例因子信息融合算法进行前向加速度信息优化具体公式为：

30、abx＝(1-kax)abx1+kax*airax

31、其中，abx为优化后的前向加速度，kax为自适应比例因子，abx1为测量的前向加速度，airax为空速计算运动加速度。

32、进一步地，所述s22向心加速度修正具体通过以下公式实现：

33、fa＝w×v

34、其中，w为角速率，v为线速度。

35、进一步地，所述s3中从航姿模式转入组合导航模式，通过机动加快误差收敛具体包括：飞行控制系统参控，旋翼机按任务规划自主飞往目标区域，自主飞行期间通过机动加快误差估计并进行修正。

36、根据本发明技术方案的第二方面，提供一种空投式无人机导航修正系统，所述空投式无人机导航修正系统基于以上任一方面所述的修正方法进行操作，所述空投式无人机导航修正系统包括：

37、挂载阶段处理单元，用于对侦察子机机载冗余惯导系统进行状态自检和器件误差补偿，并在初始对准后进入航姿模式；

38、投放阶段处理单元，用于对保持航姿模式，对侦察子机进行航姿修正；

39、分离阶段处理单元，用于对从航姿模式转入组合导航模式，通过机动加快误差收敛。

40、本发明的有益效果：

41、(1)本技术技术方案通过动中器件误差补偿方法，使得能够动态实时零偏补偿，从而能够实现零偏误差大、重复性差的低成本惯性器件在空投式无人机上使用；

42、(2)本技术技术方案通过航姿修正及导航策略，使得能够在非惯性运动下实时解算精确的姿态信息，从而能够实现低成本惯性器件在无卫导阶段姿态不发散。