慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法
2023-05-16 03:45:21 2
專利名稱：慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法
技術領域：
本發明是一種在民用客機機載環境下的撓性捷聯慣導系統誤差模型驗證試驗方法，屬於民用航空技術領域。
背景技術：
慣性測量裝置是民用客機上的重要導航設備，該設備由於原理、自身設計、製造工藝、安裝、算法等方面的諸多原因，會引起民航系統導航定位的誤差。如何對已安裝在客機上的慣性測量裝置的誤差模型參數進行分析、驗證，以檢驗慣性測量系統誤差建模、補償的有效性，對於提高民用客機的導航性能，具有極其重要的意義。
一般情況下，在慣導系統沒有安裝在客機之前，機載性能的考核測試是通過地面試驗與計算機仿真進行的了；而當慣導系統安裝在客機上之後，對其誤差模型在機載動態情況下的激勵及其分析就比較受限。因此非常有必要研究如何有針對性地開展慣性導航系統在機載條件下的性能分析，研究針對慣性導航系統機載性能分析的飛機軌跡和動態特性的設計方法，使得慣性測量器件的誤差項得到最優激勵和估計，從而對慣性導航系統的誤差進行補償，提高民航慣導系統的精度和性能。
發明內容
技術問題本發明的目的是提供一種慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法，該方法可以在機載情況下驗證慣性測量系統誤差。
技術方案本發明提供了全面分析飛機載體軌跡的設計方法，軌跡設計可以使得慣性測量器件的不同誤差項得到最優激勵的方法，同時通過優化配置慣性測量器件安裝位置，使得各種因安裝而帶來的測量誤差得到激勵，完成飛機載體情形下複雜高動態條件下慣性測量誤差模型系統級導航性能的綜合測試，為慣導系統誤差模型的試驗驗證提供依據。該方法從根本上提高導航定位能力，也將為慣性測量系統誤差參數辨識和實時補償提供支持，從而顯著提高民航客機的導航精度，為民航飛行安全提供保障。為了達到上述的發明目的，本發明包括下列步驟和結構本發明的慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法的具體步驟是首先根據慣性傳感器的誤差模型設計出特定的飛行軌跡；將飛行器沿著所設計的飛行軌跡飛行並採集特定航跡點的慣性傳感器數據輸送到主導航計算機；再將採集的數據與測量基準設備輸出的數據進行對比，得到慣性傳感器的測量誤差；通過機載慣導空中多位置在線標定方法計算得到慣導誤差模型中的誤差參數，以了解慣導性能並方便導航解算中的補償。
慣性傳感器的誤差模型如下陀螺儀誤差x=k0+k1x+k2fx+k3fy+k4fz+k5fxfz+k6.y+k7xz+k8yz]]>y=l0+l1y+l2fx+l3fy+l4fz+l5fyfz+l6.x+l7yz+l8xz]]>z=h0+h1z+h2fx+h3fy+h4fz+h5fxfz+h6.z+h7xz+h8xy]]>加速度計誤差fx=k0+k1fx+k2fy+k3fz]]>fy=l0+l1fx+l2fy+l3fz]]>fz=h0+h1fx+h2fy+h3fz]]>主導航計算機中，將採集的數據與測量基準設備的數據進行對比，得到慣性傳感器的測量誤差的方法是；在對比數據之前，需要將測量基準的輸出轉換成機體系角速度信號和加速度信號，將其作為理想值；對比方法就是將被測慣導系統的陀螺儀輸出減去理想值，即得到陀螺儀的角速度輸出誤差。
機載慣導空中多位置在線標定方法如下1.)對於X軸陀螺，結合n組測量數據可以得到傳感器測量誤差
式中m=[x1xn]T]]>為各次測量的誤差值矢量，上標表示第n次測量，由機載IMU輸出和參考基準求差獲得；M為觀測矩陣，其元素的上標表示第n次測量，因為角速率和加速度的理想值不可能獲得，因此同樣採用參考基準的輸出來計算；X為待標定的狀態矢量，其分量為慣性傳感器的各項誤差係數；2.)通過最小二乘估計求得慣性傳感器誤差參數X＝(M′M)-1M′Δm。
有益效果本發明的方法具有如下優點提供了機載慣性系統的標定方法；採用飛行動作和IMU安裝方式變化來激勵誤差的輸出，從而提高標定參數的精度。對本發明的有益效果說明如下設計航跡包括各個激勵動作，如圖4所示。航跡中，IMU理想輸出參見圖5、圖6。拉起速率7.5deg/s，爬高速度5m/s，轉彎橫滾角度30deg，轉彎速率1.5deg/s，低頭速率-7.5deg/s，平飛減速速率-2.5m/s，俯衝俯仰角度-45deg。導航解算對比曲線見圖7、圖8。
在航跡中取如下過程中的測量點，分別進行理想標定運算和參考慣導有誤差的標定運算。理想標定運算是為了驗證標定原理的可行性，參考慣導有誤差的情況就是模擬實際情況的標定試驗。並利用標定結果進行了導航解算。結果表明，利用本方法能夠標定出來IMU的各項誤差參數，提高了導航精度。
圖1是飛行航跡圖。
圖2是設計航跡中機體系陀螺輸出示意圖。
圖3是設計航跡中機體系加速度計輸出示意圖。
圖4是緯度誤差曲線。
圖5是經度誤差曲線。
具體實施例方式
首先根據慣性傳感器的誤差模型設計出特定的飛行軌跡；將飛行器沿著所設計的飛行軌跡飛行並採集特定航跡點的慣性傳感器數據輸送到主導航計算機；再將採集的數據與測量基準設備輸出的數據進行對比，得到慣性傳感器的測量誤差；通過機載慣導空中多位置在線標定方法計算得到慣導誤差模型中的誤差參數，以了解慣導性能並方便導航解算中的補償。
1)採集IMU信號利用六自由度慣性測量組件(簡稱IMU)中的傳感器感應載體運動特性IMU通過陀螺敏感運動載體沿其軸向的角速度信號，通過加速度計測量沿載體軸向的線加速度信號，並將信號傳給導航計算機。
這裡需要估計陀螺儀的誤差模型參數，因此給出參考模型，以機體系xbybzb中xb軸陀螺儀輸出為例，包含動態和靜態誤差的xb軸陀螺輸出誤差為x=k0+k1x+k2fx+k3fy+k4fz+k5fxfz+k6.y+k7xz+k8yz---(1)]]>2)估計方法空中在線誤差標定算法是基於靜態標定方法。靜態標定中，把雙軸或三軸轉臺用作角基準，IMU相對於當地地軸(或重力方向)擺出不同的角度，在每個位置記錄陀螺和加速度計組件的測量值，由給出的誤差模型列寫標定方程來解出未知的誤差係數。一般來說，如果要估計IMU的X個誤差係數，則至少需要在X/3個位置上進行標定。對於離線標定來說，這一條件完全能夠滿足；而對於空中飛行，飛行器載體則需要完成多個動作，才能提供給標定試驗所需要的位置數據。
將(1)式結合n組測量數據可以得到傳感器測量誤差 式中m=x1...xnT]]>為各次測量的誤差值矢量，上標表示第n次測量。由機載IMU輸出和參考基準求差獲得；M為觀測矩陣，其元素的上標表示第n次測量，因為角速率和加速度的理想值不可能獲得，因此同樣採用參考基準的輸出來計算；X為待標定的狀態矢量，其分量為慣性傳感器的各項誤差係數。
那麼，在採集n個位置數據以後，就可以求得慣性傳感器誤差參數X＝(M′M)-1M′Δm(3)在這一過程中，包含兩個重要步驟
●高精度參考基準，參見3)●位置數據的獲得必須使得每一項誤差都得到有效激勵，參見4)3)高精度參考基準高精度參考系統的選擇有多種，可以利用更高精度的慣導系統，也可以選擇GPS接收機、雷射測量、雷達等外測方案。對於機載飛行而言，一般情況下可以利用試驗飛機上裝配更高精度的導航系統作為測量基準，該基準利用誤差特性已知的更高精度慣性器件，構建基準測量平臺。本發明選用精度高於被測系統一個數量級的慣導系統作為高精度基準，便可提供高精度的角速率和加速度輸出。
4)飛行航跡設計為了標定出來陀螺儀的誤差參數，必須採用採集合適的IMU導航數據輸出來進行計算分析。而為了標定出來所有的誤差參數，就需要使每一項誤差都能夠得到有效激勵。所謂激勵是指通過某種運動方式，該項誤差可以得到有效放大。飛行軌跡的不同，會給被測慣導系統帶來不同的影響。因此需要研究飛行軌跡對慣導系統誤差模型帶來的影響與激勵。
理想陀螺輸出為ibb=nbb+ieb+enb]]>式中ibb=(x,y,z)]]>為捷聯陀螺儀的理想輸出；ωnbb表示載體坐標系相對地理坐標系的角速度在載體坐標系軸向的分量；ωieb為地球自轉角速度在載體坐標系上的分量；ωenb為地理系相對地球系的角速度在載體系上的分量，是由於運載體在地球曲面運動而造成的相對角速率。
為了激勵ωibb，需要對ωnbb、ωieb、ωenb進行激勵。經過對多條動態航跡進行仿真分析，認為在動態飛行中ωnbb是影響ωibb最主要因素，ωieb的量級一般小於0.005deg/s，ωenb的量級一般小於0.01deg/s。
理想加速度計輸出為fibb=V.b+(2ieb+enb)Vb+gb)]]>式中fibb=(fx,fy,fz)]]>為捷聯加速度計的理想輸出。Vb、 為載體相對地理坐標系的運動速度和加速度。gb為重力加速度在載體坐標系上的投影。
同樣的，經過對多條動態航跡進行仿真分析，認為在動態飛行中 和gb是影響fibb的最主要因素，(2ωieb+ωenb)×Vb的量級一般小於0.1m/s/s。
因此為了激勵慣性器件各項誤差，需要間接的對ωnbb、 進行激勵。 和載體速度直接相關，ωnbb、gb與姿態角的關係如下nbxbnbybnbzb=cos0sincos01-sinsin0-coscos...]]>gb=Cnbgn]]>Cnb=coscos+sinsinsin-cossin+sinsinsin-sincoscossincoscossinsincos-cossinsin-sinsin-cossincoscoscos]]>橫滾γ、俯仰θ和航向ψ表示從地理系n到載體系b的一種轉動。這樣就將捷聯IMU的輸出和載體的飛行動作直觀聯繫到了一起。結合IMU的輸出和飛行器姿態的解算關係，可以得到誤差激勵和飛行器動作的關係。(假設飛機初始姿態為γ＝0，θ＝0，ψ＝90度)。
(1)ωx的激勵要產生較大的ωx激勵，要求飛機應具有較大的俯仰和偏航角速度，適當的傾斜角和較小的俯仰角。基於這一要求，飛機45°盤旋能滿足這一要求，即傾斜角為45°，以一定的偏航角速度連續改變航向，由於飛機是從平飛轉為下降或上升，初始階段會有一定的俯仰角速度，另外機動中的筋鬥機動也可滿足這一要求。飛機俯仰運動的初始階段，由於俯仰角的改變，需要有俯仰角速度，所以也會對ωx產生激勵，但此時，俯仰加速度一般不大。平飛時改變航向，不會對ωx產生激勵。
(2)fx的激勵要想在X軸方向，產生較大的激勵信號，最簡單的機動就是飛機作水平側滑，加大飛機的側向加速度；另外一較大的坡度盤旋下降，也對其進行激勵。
(3)fy的激勵產生fy激勵比較簡單，飛機俯衝運動就可產生較大的激勵。
(4)fz的激勵飛機平飛和倒飛都能保證g完全作用在z軸上，使得gzb最大，飛機的躍升也可產生較大的垂直加速度。
(5)fxfz的激勵使得fxfz的激勵信號較大，要同時產生較大fx的和fz，由於這兩個量是互相垂直的，一般的機動動作很難同時滿足這一要求，必須是兩種運動交聯，才有可能做到，具體做法是首先是飛機滾轉一定的角度，然後是飛機帶反向側滑，即是飛機在傾斜的姿態下作直線飛行。這樣才能得到較大的fxfz激勵。
(6) 的激勵產生滾轉角加速度激勵，只要改變飛機的傾斜角即可達到目的。蛇形機動(S型轉彎)可連續改變角加速度的值。
(7)ωxωz的激勵與fxfz類似，產生兩個互相垂直量的激勵，比較困難。因為需要飛機同時繞xz軸運動。以一定傾斜角的斜筋鬥基本能滿足這一要求。
(8)ωyωz的激勵這一激勵的產生，有要比其他類似情況複雜得多，因為這是在飛機的yz平面內的運動才能獲得激勵的過程飛機既要繞z軸轉動，又要繞y軸轉動，只有螺旋運動能夠滿足這一要求。
(9) 的激勵這是飛機俯仰角加速度，只要改變飛機的俯仰姿態，就可激勵 。
(10) 的激勵飛機的平轉，一般認為是飛機的偏航角加速度。改變飛機的航向，就會有偏航角加速度，進而產 。
(11)ωxωy的激勵這是繞飛機縱軸和橫軸的角運動。由平飛改到盤旋下降或上升就可產生這一激勵信號。
綜合而言，只要針對需要激勵的對象進行分析選擇，就可以確定出來可以激勵全部對象的飛行航跡。設計航跡包括激勵動作爬高、平直飛行、轉彎、加速拉起、加速爬高、減速飛行、轉彎、俯衝、轉彎。如圖1所示。航跡中，IMU理想輸出參見圖2、圖3，加表即加速度計，g為重力加速度。拉起速率7.5度/秒，爬高速度5米/秒，轉彎橫滾角度30度，轉彎速率1.5度/秒，低頭速率-7.5度/秒，平飛減速速率-2.5米/秒，俯衝俯仰角度-45度。
效果分析順序在以下階段取航跡測量點(每個階段取10個測量點)爬高、平直飛行、轉彎、加速拉起、加速爬高、減速飛行、轉彎、俯衝、轉彎。
對IMU模型進行整體標定，表1所示為標定結果。
表1IMU標定結果
為了進一步了解標定的效果。將所得誤差參數用於導航解算，補償以後的導航誤差曲線見圖4、圖5所示。可以看到，補償後系統精度明顯提高。證明了設計方案的有效性。
權利要求
1.一種慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法，其特徵在於該方法的具體步驟是首先根據慣性傳感器的誤差模型設計出制定的飛行軌跡；將飛行器沿著所設計的飛行軌跡飛行並採集制定航跡點的慣性傳感器數據輸送到主導航計算機；再將採集的數據與測量基準設備輸出的數據進行對比，得到慣性傳感器的測量誤差；通過機載慣導空中多位置在線標定方法計算得到慣導誤差模型中的誤差參數，以了解慣導性能並方便導航解算中的補償。
2.根據權利要求1所述的慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法，其特徵在於慣性傳感器的誤差模型如下陀螺誤差x=k0+k1x+k2fx+k3fy+k4fz+k5fxfz+k6y+k7xz+k8yz]]>y=l0+l1y+l2fx+l3fy+l4fz+l5fyfz+l6x+l7yz+l8xz]]>z=h0+h1z+h2fx+h3fy+h4fz+h5fxfz+h6z+h7xz+h8xy]]>加速度計誤差Δfx＝k0′+k1′fx+k2′fy+k3′fzΔfy＝l′0+l1′fx+l2′fy+l3′fzΔfz＝h′0+h1′fx+h2′fy+h3′fz式中ki表示機體系X軸陀螺儀的誤差係數，下標表示誤差係數的序號；li表示機體系Y軸陀螺儀的誤差係數，下標表示誤差係數的序號；hi表示機體系Z軸陀螺儀的誤差係數，下標表示誤差係數的序號；ωx，ωy，ωz分別表示機體系X、Y、Z軸的理想角速度輸出； 分別表示機體系X、Y、Z軸的理想角加速度輸出；fx，fy，fz分別表示機體系X、Y、Z軸的理想加速度輸出；ki′表示X軸加速度計誤差係數，上標表示和陀螺儀誤差係數的區分，下標表示誤差係數的序號；li′表示Y軸加速度計誤差係數，上標表示和陀螺儀誤差係數的區分，下標表示誤差係數的序號；hi′表示Z軸加速度計誤差係數，上標表示和陀螺儀誤差係數的區分，下標表示誤差係數的序號。
3.根據權利要求1所述的慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法，其特徵在於主導航計算機中，將採集的數據與測量基準設備的數據進行對比，得到慣性傳感器的測量誤差的方法是；在對比數據之前，需要將測量基準的輸出轉換成機體系角速度信號和加速度信號，將其作為理想值；對比方法就是將被測慣導系統的陀螺儀輸出減去理想值，即得到陀螺儀的角速度輸出誤差。
4.根據權利要求1所述的慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法，其特徵在於機載慣導空中多位置在線標定方法如下1.)對於X軸陀螺，結合n組測量數據可以得到傳感器測量誤差m=1x1fx1fy1fz1fx1fz1z1x1z1y1z11xnfxnfynfznfxnfznznxnznynznk0...k8=MX]]>式中m=[x1xn]T]]>為各次測量的誤差值矢量，上標表示第n次測量，由機載IMU輸出和參考基準求差獲得；M為觀測矩陣，其元素的上標表示第n次測量，採用參考基準的輸出來計算；X為待標定的狀態矢量，其分量為慣性傳感器的各項誤差係數；2.)通過最小二乘估計求得慣性傳感器誤差參數X＝(M′M)-1M′Δm，M′表示矩陣M的轉置。
全文摘要
慣性測量系統誤差模型驗證試驗方法提供了一個完整的慣性測量誤差模型系統級機載情況下的驗證試驗方案，該方案針對民用客機機載環境下的撓性捷聯慣導系統誤差模型測試需要，建立了多功能仿真軟體平臺，可對客機機載試驗方案進行全面直觀的仿真論證。該方法的具體步驟是首先根據慣性傳感器的誤差模型設計出特定的飛行軌跡；將飛行器沿著所設計的飛行軌跡飛行並採集特定航跡點的慣性傳感器數據輸送到主導航計算機；再將採集的數據與測量基準設備輸出的數據進行對比，得到慣性傳感器的測量誤差；通過機載慣導空中多位置在線標定方法計算得到慣導誤差模型中的誤差參數，以了解慣導性能並方便導航解算中的補償。
文檔編號G01C21/18GK101021879SQ20071001934
公開日2007年8月22日 申請日期2007年1月17日 優先權日2007年1月17日
發明者華冰, 劉建業, 賴際舟, 曾慶化, 趙偉, 於明清, 王松, 李方寶 申請人:南京航空航天大學