[发明专利]捷联惯导系统空中快速对准装置及方法

说明书

本发明提供了一种捷联惯导系统空中快速对准装置及方法，属于惯导系统空中快速对准装置及方法技术领域。装置包括：基于DSP的导航计算机、GPS接收模块和惯性测量单元。方法为：在飞行器起飞前，从GPS中获得所在位置的经度λ、纬度L和高度h，得到当地的重力加速度大小；粗对准只需要数秒就完成，这时飞行器起飞，失准角为大失准角，建立大失准角四元数误差模型，坐标系选择东、北、天坐标系；由于大失准角误差模型是非线性模型，于是采用扩展卡尔曼滤波方法估计姿态误差角；失准角检测模块不断检测失准角的大小，当失准角达到小失准角范围内且短时间内没有增大为大失准角，则系统自动切换为捷联惯导小失准角误差模型。

技术领域

本发明涉及一种捷联惯导系统空中快速对准装置及方法，属于惯导系统空中快速对准装置及方法技术领域。

背景技术

对于捷联惯导系统来说，在正常开始导航工作前，首先要建立其数学平台，也就是确定初始捷联矩阵，即为捷联式惯性导航系统的初始对准。初始对准根据对准时运载体状态分为静基座对准和动基座对准，根据对准是否需要外界信息分为自对准和传递对准，根据对准时姿态误差角的大小又分为小失准角对准和大失准角对准。目前初始对准在工程中较多使用静基座对准方式，即在运载体静止时，先根据当地重力加速度和自转角速度进行解析式粗对准，待失准角达到小失准角量级时，再采用小失准角模型滤波进行精对准；而对于动基座对准，研究较多的是传递对准，运载体在飞行过程中，需要对准的子惯导系统与高精度的主惯导系统的导航信息进行比较，估算出子惯导系统对主惯导系统的相对失准角，从而对子惯导实现对准；而对于运载体在空间飞行过程中的自对准，即空中对准则研究较少。

现有技术主要是静基座初始对准和动基座的传递对准。静基座初始对准精度比较高，但是对准时间较长，一般需要数分钟才能完成，这对需要提高飞行器的反应速度的情况不利，如果飞行器在飞行过程中出现了瞬时故障，导致捷联式惯导系统的数据丢失或被破坏，故障排除首要任务就是重新对其捷联式惯导系统进行对准，这种情况静基座初始对准也无能为力。动基座对准能在运载体运动的情况下工作，研究较多的是传递对准，传递对准需要有主惯导系统提供导航信息，离开主惯导就无法工作，不够灵活；另外由于主惯导系统和子惯导系统之间有一定的距离，因此产生杆臂效应影响，而且传递对准会受到主、子惯导系统的安装误差角以及载体的弹性形变等因素影响，从而使算法性能大大降低。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，进而提供一种捷联惯导系统空中快速对准装置及方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种捷联惯导系统空中快速对准装置，包括：基于DSP的导航计算机、GPS接收模块和惯性测量单元，所述GPS接收模块的信号输出端与基于DSP的导航计算机的信号输入端相连接，所述惯性测量单元的信号输出端与基于DSP的导航计算机的信号输入端相连接。

一种捷联惯导系统空中快速对准方法，

步骤一、在飞行器起飞前，从GPS中获得所在位置的经度λ、纬度L和高度h，得到当地的重力加速度大小为：

地球自转角速度ω_ie也是确定的，于是根据双矢量定姿理论，得到初始姿态矩阵T如下：

步骤二、粗对准只需要数秒就完成，这时飞行器起飞，失准角为大失准角，建立大失准角四元数误差模型，坐标系选择东、北、天坐标系，模型如下：

四元数误差方程：

速度误差方程：

位置误差方程：