[发明专利]一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法

权利要求书

1.一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，将主惯导系统的导航信息即速度、姿态和位置装订给子惯导系统完成粗对准；

步骤2，根据主惯导系统发送给子惯导系统的速度与姿态信息、子惯导系统自身的速度与姿态信息构造观测量；

步骤3，将机翼挠曲变形模型的变量引入状态方程中，采用速度加量测失准角的匹配方式建立系统状态方程和观测方程；

步骤4，采用卡尔曼滤波进行迭代解算，估计出子惯导系统的姿态失准角和速度误差，修正子惯导系统的速度和姿态，得到子惯导系统的初始导航信息，完成传递对准。

2.根据权利要求1所述的能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法，其特征在于，步骤1所述将主惯导系统的导航信息即速度、姿态和位置装订给子惯导系统完成粗对准，即将主惯导系统的速度、姿态、位置信息传输给子惯导系统，子惯导系统利用主惯导系统传输的信息完成初始化工作。

3.根据权利要求1所述的能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法，其特征在于，步骤2所述根据主惯导系统发送给子惯导系统的速度与姿态信息、子惯导系统自身的速度与姿态信息构造观测量，具体如下：

引入计算弹体系s'，s'的主要作用是将数学平台坐标系n'变换到s'系，s'系对应的理想坐标系是s系，n'系对应的理想坐标系是n系，在理想情况下s'系和s系重合，n'和n系重合；设量测失准角为小量，定义如下：

由于存在机翼挠曲变形角，则推导公式如下：

Cms′=Cns′Cmn=CnsCn′sCn′nCmn=CmsCnmCn′nCmn=(I-(λ+θ)×)Cnm(I+φ×)Cmn=(I-(λ+θ)×)(I+Cnm(φ×)Cmn)]]>

式中，为主惯导到计算弹体系间的转换矩阵，为主惯导到实际弹体系间的转换矩阵，为计算弹体系中子惯导系统姿态矩阵的转置，为实际弹体系中子惯导系统姿态矩阵的转置，为主惯导系统姿态矩阵，为主惯导系统姿态矩阵的转置，为数学平台坐标系到导航坐标系间的转换矩阵，I为单位矩阵，λ＝[λ_x λ_y λ_z]^T为主子惯导间的安装误差角，θ＝[θ_x θ_y θ_z]^T为机翼挠曲变形角矢量，φ＝[φ_x φ_y φ_z]^T为子惯导系统的平台失准角，下标x，y，z分别表示机体坐标系下x轴，y轴，z轴的分量，并且

(φ×)=0-φzφyφz0-φx-φyφx0]]>

将上式右边展开，省略二阶小量，得

Cms′=I+((Cnmφ)×)-(λ+θ)×]]>

根据反对称阵性质，得

因此采用速度加量测失准角匹配算法的姿态观测方程；速度观测方程由主、子惯导系统东、北、天三个方向的速度差作为观测量。