一種能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼撓曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞 對準(zhǔn)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 傳遞對準(zhǔn)是指載體航行時，載體上需要對準(zhǔn)的子慣導(dǎo)利用已對準(zhǔn)好的主慣導(dǎo)的信 息進(jìn)行對準(zhǔn)的一種方法。在傳遞對準(zhǔn)研究中，為了體現(xiàn)某一特定匹配方法的有效性，通常不 考慮載體提曲變形的影響，認(rèn)為載體是一絕對的剛體，而在實(shí)際中該種假設(shè)是不成立的。
[0003] 提曲變形是指機(jī)翼本身并非剛體，在外力和外力矩、氣動載荷、端流的作用下產(chǎn)生 變形和結(jié)構(gòu)振動的現(xiàn)象。該些現(xiàn)象對傳遞對準(zhǔn)的精度影響相當(dāng)大，必須在方程編排中予W 考慮。載體在飛行過程中的提曲變形主要有兩種，一種是在機(jī)動動作時產(chǎn)生的提性慢變形， 另一種是載體內(nèi)部振源或陣風(fēng)等使載體產(chǎn)生的振動變形。如果忽略載體的提曲變形，利用 卡爾曼濾波進(jìn)行狀態(tài)估計時就不用考慮提曲變形角，從而減少濾波器的維數(shù)。但該種近似 在載體振幅較大的時候產(chǎn)生的誤差會很大。因此，如何估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形，是現(xiàn)在傳 遞對準(zhǔn)技術(shù)研究的重點(diǎn)。
[0004] 文獻(xiàn)《一種快速傳遞對準(zhǔn)的方法》中提出了一種速度+姿態(tài)匹配方式的傳遞對準(zhǔn) 方法，但在考慮機(jī)翼提曲變形時，該種匹配方式已不再適用。經(jīng)過仿真發(fā)現(xiàn)，利用速度+姿 態(tài)匹配方式進(jìn)行卡爾曼濾波時，安裝誤差角的估計誤差很大，顯然該種方法對于安裝誤差 角和機(jī)翼提曲變形角的估計已經(jīng)失效。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于提供一種對準(zhǔn)速度快、精度高且能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形 的傳遞對準(zhǔn)方法。
[0006] 實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)解決方案為：一種能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞對 準(zhǔn)方法，其特征在于，包括W下步驟：
[0007] 步驟1，將主慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息即速度、姿態(tài)和位置裝訂給子慣導(dǎo)系統(tǒng)完成粗對 準(zhǔn)；
[000引步驟2,根據(jù)主慣導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)送給子慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度與姿態(tài)信息、子慣導(dǎo)系統(tǒng)自身的 速度與姿態(tài)信息構(gòu)造觀測量；
[0009] 步驟3,將機(jī)翼提曲變形模型的變量引入狀態(tài)方程中，采用速度加量測失準(zhǔn)角的匹 配方式建立系統(tǒng)狀態(tài)方程和觀測方程；
[0010] 步驟4,采用卡爾曼濾波進(jìn)行迭代解算，估計出子慣導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)失準(zhǔn)角和速度誤 差，修正子慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度和姿態(tài)，得到子慣導(dǎo)系統(tǒng)的初始導(dǎo)航信息，完成傳遞對準(zhǔn)。
[0011] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點(diǎn)是；（1)相對于傳統(tǒng)的速度+姿態(tài)匹配方式， 本發(fā)明采用速度加量測失準(zhǔn)角匹配方式估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形，具有對準(zhǔn)速度快，對準(zhǔn) 精度高且可W更好的估計出機(jī)翼提曲變形角；（2)采用速度加量測失準(zhǔn)角匹配方式進(jìn)行傳 遞對準(zhǔn)，具有形式簡單、易于理解，可大大減小計算量的優(yōu)點(diǎn)。
【附圖說明】
[0012] 圖1為本發(fā)明能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法工作流程圖。
[0013] 圖2為本發(fā)明能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法的X軸姿態(tài)角估計誤 差曲線。
[0014] 圖3為本發(fā)明能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法的Y軸姿態(tài)角估計誤 差曲線。
[0015] 圖4為本發(fā)明能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法的Z軸姿態(tài)角估計誤 差曲線。
[0016] 圖5為本發(fā)明能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法的機(jī)翼提曲變形實(shí) 際值與估計值曲線。
【具體實(shí)施方式】
[0017] 下面結(jié)合附圖及具體實(shí)施例對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)描述。
[0018] 結(jié)合圖1，本發(fā)明能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼提曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法，包括W下步驟：
[0019] 步驟1，將主慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息即速度、姿態(tài)和位置裝訂給子慣導(dǎo)系統(tǒng)完成粗對 準(zhǔn)，即將主慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度、姿態(tài)、位置信息傳輸給子慣導(dǎo)系統(tǒng)，子慣導(dǎo)系統(tǒng)利用主慣導(dǎo)系 統(tǒng)傳輸?shù)男畔⑼瓿沙跏蓟ぷ鳎?br>[0020] 步驟2,根據(jù)主慣導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)送給子慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度與姿態(tài)信息、子慣導(dǎo)系統(tǒng)自身的 速度與姿態(tài)信息構(gòu)造觀測量；
[0021] 利用主慣導(dǎo)W固定頻率發(fā)送給子慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度與姿態(tài)信息和子慣導(dǎo)系統(tǒng)的速 度與姿態(tài)信息構(gòu)造觀測量
[0022] 在國外文獻(xiàn)中，使用主、子慣導(dǎo)姿態(tài)矩陣的乘積結(jié)果作為量測量的方法得到了廣 泛的使用，本文將此匹配方法稱為量測失準(zhǔn)角匹配法。此方法的起源是在Kain等提出的 量測失準(zhǔn)角（機(jī)體系m到計算彈體系s'的相對姿態(tài)失準(zhǔn)角）的基礎(chǔ)上發(fā)展和推導(dǎo)的，其中 引入計算彈體系s'，s'的主要作用是將數(shù)學(xué)平臺坐標(biāo)系n'變換到s'系，s'系對應(yīng)的理想 坐標(biāo)系是S系，n'系對應(yīng)的理想坐標(biāo)系是n系，在理想情況下s'系和S系重合，n'和n系 重合；設(shè)量測失準(zhǔn)角口為小量，定義如下：
[0023]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼撓曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法，其特征在于，包括以下步驟： 步驟1，將主慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息即速度、姿態(tài)和位置裝訂給子慣導(dǎo)系統(tǒng)完成粗對準(zhǔn)； 步驟2,根據(jù)主慣導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)送給子慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度與姿態(tài)信息、子慣導(dǎo)系統(tǒng)自身的速度 與姿態(tài)信息構(gòu)造觀測量； 步驟3,將機(jī)翼撓曲變形模型的變量引入狀態(tài)方程中，采用速度加量測失準(zhǔn)角的匹配方 式建立系統(tǒng)狀態(tài)方程和觀測方程； 步驟4,采用卡爾曼濾波進(jìn)行迭代解算，估計出子慣導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)失準(zhǔn)角和速度誤差， 修正子慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度和姿態(tài)，得到子慣導(dǎo)系統(tǒng)的初始導(dǎo)航信息，完成傳遞對準(zhǔn)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼撓曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法，其特征在 于，步驟1所述將主慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息即速度、姿態(tài)和位置裝訂給子慣導(dǎo)系統(tǒng)完成粗對 準(zhǔn)，即將主慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度、姿態(tài)、位置信息傳輸給子慣導(dǎo)系統(tǒng)，子慣導(dǎo)系統(tǒng)利用主慣導(dǎo)系 統(tǒng)傳輸?shù)男畔⑼瓿沙跏蓟ぷ鳌?br>3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的能夠估計和補(bǔ)償機(jī)翼撓曲變形的傳遞對準(zhǔn)方法，其特征在 于，步驟2所述根據(jù)主慣導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)送給子慣導(dǎo)系統(tǒng)