[發明專利]基于加速度的飛行器四元數修正模型

有效

• 申請號: 201210155909.5
• 申請日: 2012-05-20
• 公開（公告）號: CN102679976A
• 公開（公告）日: 2012-09-19
• 發明（設計）人: 史忠科
• 申請（專利權）人: 西安費斯達自動化工程有限公司
• 主分類號: G01C21/12
• 分類號: G01C21/12;G01C21/20;G01C1/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明涉及一種飛行器姿態修正方法，特別涉及基于加速度的飛行器四元數修正模型。

背景技術

飛行器姿態是飛行過程中最重要的參數，是姿態穩定與控制的關鍵。獲取準確的姿態對于大迎角飛行戰術無人機而言更為重要，因為飛行器在大迎角飛行狀態下，氣動導數變化快速，導致飛行器方程非線性程度加重，而非線性系統的控制和穩定性問題又與系統狀態初值密切相關，姿態作為系統極為關鍵的狀態就顯得尤其重要。俯仰與滾轉角的準確估計對于飛行器的飛行安全更是有著至關重要的作用。

通常的飛行器姿態大都是通過慣性導航系統測得的角速度進行解算，提供的姿態解算精度會隨時間而發散，即長期穩定性差；在長時間范圍內，導航誤差增長的速率主要由初始對準精度、系統所使用的慣性敏感器缺陷和運載體運動軌跡的動態特性決定；雖然采用更精確的敏感器可以提高精度，但慣性系統的成本會變得極為昂貴，且提高的精度也是有限的，不能解決誤差積累問題；除了那些不容易替代的特殊戰略系統，如潛艇導航系統或其他戰略平臺和導彈系統外，大多數情況下不宜采用昂貴的慣性導航系統；近年來頗受關注且適于多種應用的一種方法是組合導航技術，該技術采用某些來自導航系統以外的附加導航信息源對同一導航信息作測量并解算以形成新測量，從這些新測量中計算出各導航系統的誤差并對其進行校正，如文獻“張麗杰,、常佶，小型飛行器MEMS?姿態測量系統，振動、測試與診斷，2010，Vol.30(6):?698-702”采用三軸加速度計和單軸速率陀螺構建系統,?利用加速度計測量信息直接修正方向余弦矩陣來抑制姿態角的誤差積累,?并進行姿態測量試驗；目前很多導航的姿態修正方法都是為了簡化問題直接假設測量條件，所得觀測模型誤差大，當導航時間較長時不能滿足要求。

發明內容

為了克服現有飛行姿態修正為了簡化問題直接假設測量條件帶來積累誤差過大的問題，本發明提供了一種基于加速度的飛行器四元數修正模型，該模型通過角速度預測飛行器四元數，以高度的二階導數或固連于飛行器垂線方向的過載作為觀測量對預測飛行器四元數進行測量更新修正，并得到俯仰、滾轉角，在此基礎上直接通過機體坐標系下的過載、GPS的東向、北向速度和飛行器俯仰、滾轉角直接估計出偏航角，通過建立新觀測模型，減少了直接假設測量條件帶來的姿態積累誤差，有利于飛行安全。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案：基于加速度的飛行器四元數修正模型，其特點是包括以下步驟：

1、??飛行器四元數狀態方程為：

其中：分別為滾轉、俯仰、偏航角速度，

分別指俯仰、滾轉、偏航角；

建立觀測方程：

其中：?,,分別為沿飛行器機體軸系軸的過載；為飛行器質心與地球表面垂線方向的過載，為高度；為地球自轉的修正量，為重力加速度；?

2、??根據上述模型可以采用濾波方法對飛行器四元數進行修正估計；

3、??根據以上結果模型對飛行器俯仰、滾轉角姿態進行修正估計：

，

如果，則；

如果，則；

4、根據以下方程組中的某一個估計偏航角

其中：指飛行器偏航角，分別指GPS測得的飛行器東向和北向速度。

本發明的有益效果是：通過飛行器運動方程中的姿態方程和加速度測量值，建立了正確的飛行器姿態觀測模型，減少了直接假設測量條件帶來的姿態積累誤差，有利于飛行安全。

下面結合實施例對本發明作詳細說明。

具體實施方式

1、??飛行器四元數狀態方程為：

或寫成：

其中：，分別為滾轉、俯仰、偏航角速度，

分別指俯仰、滾轉、偏航角；

建立觀測方程：

其中：?,,分別為沿飛行器機體軸系軸的過載；為飛行器質心與地球表面垂線方向的過載，為地球自轉的修正量；?

2、根據上述模型可以采用Kalman濾波方法對飛行器俯仰、滾轉角姿態進行修正估計；

時間更新為：

其中：?為的狀態轉移矩陣，表示根據時刻四元數的濾波值得到的時刻四元數的一步預測值，為對應的狀態預測誤差方差陣；為時刻狀態濾波估計誤差的方差陣；為狀態轉移矩陣近似表達造成系統誤差的方差陣，為采樣周期，；?

測量更新為：