專利名稱：一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性傳感器固定誤差實時標定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明公開了一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性傳感器固定誤差實時標定方法，屬于慣性導(dǎo)航慣性傳感器誤差標定技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
近年來，隨著新型飛行器的研制，對導(dǎo)航系統(tǒng)性能的要求日益提高。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)具有短時精度高、輸出連續(xù)以及完全自主等突出優(yōu)點必是未來新型飛行器的核心導(dǎo)航信息單元。慣性傳感器GMU-陀螺儀和加速度計)的測量誤差是影響慣性導(dǎo)航系統(tǒng)精度的主要因素。傳統(tǒng)IMU誤差模型中，往往認為其固定性誤差一安裝誤差和標度因數(shù)誤差在靜態(tài)標定后完全補償，MU誤差中僅包含隨機漂移誤差。而在飛行器動態(tài)飛行過程中，由振動沖擊、氣流擾動等影響導(dǎo)致的機體變形將引起IMU的軸線不能與機體軸線完全重合，進而導(dǎo)致安裝誤差及標度因數(shù)誤差顯著增大。這些誤差如果在飛行器動態(tài)飛行過程中不能進行標定補償將在很大程度上影響導(dǎo)航精度。傳統(tǒng)的IMU誤差標定方法多利用轉(zhuǎn)臺在室內(nèi)進行位置試驗及速率試驗實現(xiàn)對安裝誤差和標度因數(shù)誤差的標定。但在飛行器動態(tài)飛行過程中，由于環(huán)境影響，傳統(tǒng)利用轉(zhuǎn)臺的標定方法將不再適用。飛行器動態(tài)飛行過程中，傳統(tǒng)對慣性傳感器的誤差修正僅針對其隨機性誤差，不考慮其安裝誤差和標度因數(shù)誤差等固定性誤差的影響。而由于飛行振動等影響引起的安裝誤差和標度因數(shù)誤差將會很大程度上影響慣性導(dǎo)航系統(tǒng)精度，必須對其進行標定和補償修正。因此，研究一種在飛行器動態(tài)飛行過程中對慣性傳感器固定性誤差的標定方法，能夠有效提高飛行器動態(tài)飛行過程中的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)精度，將具有突出的應(yīng)用價值。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提出一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)慣性傳感器的固定性誤差建模及實時標定方法，以滿足飛行器動態(tài)飛行過程中的對導(dǎo)航系統(tǒng)的高精度要求。本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案，一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性傳感器固定誤差實時標定方法，所述方法具體步驟如下:步驟1、建立慣性傳感器的固定性誤差模型，包括加速度計標度因數(shù)誤差矩陣和陀螺儀的標度因數(shù)誤差矩陣:加速度計標度因數(shù)誤差矩陣為SKa = diag[SKAx 6 KAy S KaJ，其中，S KAx、6 KAy、6 Kaz分別為X軸、Y軸及Z軸加速度計的標度因數(shù)誤差；加速度計安裝誤差矩陣為
0SA.-SAy
SA= -SAz 0 SAx ，其中，6AX, 6Ay, S Az分別為X軸、Y軸及Z軸加速度計的安SAv -SAx 0
裝誤差角；3&和S A均取為隨機常數(shù)，X、Y、Z三軸的加速度計誤差模型相同，如下所示:
權(quán)利要求
1.一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性傳感器固定誤差實時標定方法，其特征在于，所述方法具體步驟如下: 步驟1、建立慣性傳感器的固定性誤差模型，包括加速度計標度因數(shù)誤差矩陣和陀螺儀的標度因數(shù)誤差矩陣: 加速度計標度因數(shù)誤差矩陣為SKa = diag[ S Kax 8KAy 6 1^]，其中，61^、61^、δKaz分別為X軸、Y軸及Z軸加速度計的標度因數(shù)誤差；加速度計安裝誤差矩陣為
2.如權(quán)利要求1所述的一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性傳感器固定誤差實時標定方法，其特征在于，步驟3中所述對IMU安裝誤差和標度因數(shù)誤差的標定與補償，其具體步驟為: (301)將濾波器狀態(tài)方程和量測方程離散化處理:
全文摘要
本發(fā)明公開了一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性傳感器固定誤差實時標定方法，該方法包括以下步驟首先建立慣性傳感器在飛行器動態(tài)飛行過程中的固定性誤差模型，固定誤差包括安裝誤差和標度因數(shù)誤差；在傳統(tǒng)的IMU隨機誤差模型及所建立的固定性誤差模型的基礎(chǔ)上，隨后建立包含慣性傳感器固定誤差在內(nèi)的濾波狀態(tài)方程及位置、速度和姿態(tài)線性量測方程；最后在飛行器動態(tài)飛行過程中對慣性傳感器固定性誤差進行實時動態(tài)標定與校正，獲得慣性傳感器固定性誤差補償校正后的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航結(jié)果。本方法能夠在飛行器的動態(tài)飛行過程中實現(xiàn)對慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中慣性傳感器安裝誤差和標度因數(shù)誤差的標定及校正，有效提高慣性導(dǎo)航系統(tǒng)性能，適合于工程應(yīng)用。
文檔編號G01C25/00GK103245359SQ20131014270
公開日2013年8月14日 申請日期2013年4月23日 優(yōu)先權(quán)日2013年4月23日
發(fā)明者彭惠, 王東升, 張承, 許建新, 王融, 熊智, 劉建業(yè), 趙慧, 柏青青, 王潔 申請人:南京航空航天大學(xué)