[發明專利]一種系留飛艇姿態測量裝置及測量方法

有效

• 申請號: 201310351099.5
• 申請日: 2013-08-13
• 公開（公告）號: CN103389092A
• 公開（公告）日: 2013-11-13
• 發明（設計）人: 楊銳;李仔冰;李良君
• 申請（專利權）人: 湖南航天機電設備與特種材料研究所
• 主分類號: G01C21/16
• 分類號: G01C21/16;G01C21/20;G01S19/49
• 代理公司: 長沙正奇專利事務所有限責任公司 43113
• 代理人: 郭立中

1.一種系留飛艇姿態測量裝置，包括安裝在系留飛艇桁架上的激光陀螺捷聯慣導，其特征在于，還包括導航處理模塊、GPS定位定向模塊，所述導航處理模塊包括FPGA、DSP，所述FPGA與所述DSP雙向連接，所述FPGA與所述激光陀螺捷聯慣導、GPS定位定向模塊、系留飛艇控制系統連接。

2.根據權利要求1所述的系留飛艇姿態測量裝置，其特征在于，所述FPGA通過數字隔離器與所述GPS定位定向模塊連接，所述激光陀螺捷聯慣導的輸出的三路加速度信號和三路角速度信號依次通過光耦接收隔離器、電平轉換電路輸入所述FPGA，所述FPGA通過RS422差分驅動器將同步采集脈沖送入所述激光陀螺捷聯慣導，所述FPGA通過RS422接口與所述系留飛艇控制系統連接。

3.根據權利要求1所述的系留飛艇姿態測量裝置，其特征在于，所述GPS定位定向模塊采用OEM模塊。

4.一種利用權利要求1至3之一所述裝置測量系留飛艇姿態的方法，其特征在于，該方法為：

1）選用系留飛艇所在地東北天地理坐標系為參考坐標系，利用激光陀螺捷聯慣導測量的角速度和加速度，計算得到參考坐標系到系留飛艇坐標系的方向余弦矩陣

其中，θ、γ、ψ分別為系留飛艇俯仰角、橫滾角和方位角；

2）定義方向余弦矩陣的轉置矩陣為姿態矩陣T，則：

(Ctb)-1=(Ctb)t=Cbt=T,]]>

即：T=cosγcosφ-sinγsinθsinψ-cosθsinψsinγcosψ+cosγsinθsinψcosγsinψ+sinγsinθcosψcosθcosψsinγsinψ-cosγsinθcosψ-sinγcosθsinθcosγcosθ]]>

=t11t12t13t21t22t23t31t32t33;]]>

3）由步驟2）確定ψ、θ、γ，完成系留飛艇姿態的初始對準：

θ=sin-1(t32)γ=tg-1(-t31/t33)ψ=tg-1(-t12/t22);]]>

4）利用激光陀螺捷聯慣導測量的角速度和加速度，計算得到系留飛艇在東北天地理坐標系上的速度v_{e_ins}、v_{n_ins}、v_{u_ins}、方位角ψ_{u_ins}和系留飛艇所在位置的經度λ、緯度L、高度h，其中ψ_{u_ins}=ψ；

5）建立激光陀螺捷聯慣導速度誤差模型：

δv·e=-fuφn+fnφu+(2ωiesinL)δvn-(2ωiecosL)δvu+▿eδv·n=fuφe-feφu-(2ωiesinL)δve+▿nδv·e=-fnφe+feφn+(2ωiecosL)δve+▿u,]]>

其中，f_e、f_n、f_u分別為加表在東向、北向、天向測量的比力；δv_e、δv_n、δv_u分別為慣導系統東向、北向、天向速度誤差，分別為δv_e、δv_n、δv_u的微分，φ_e、φ_n、φ_u分別為系留飛艇俯仰、橫滾、方位角誤差，ω_ie為地球自轉角速度，分別為東向加速度計、北向加速度計、天向加速度計的零偏；

6）建立激光陀螺捷聯慣導姿態誤差模型：

φ·e=(ωiesinL)φn-(ωiecosL)φu-δvnRyp+h-ϵeφ·n=-(ωiesinL)φe-(ωiesinL)δL-δveRxp+h-ϵnφ·u=(ωiecosL)φe+(ωiesinL)δL+δvetanLRxp+h-ϵu,]]>

其中，分別為φ_e、φ_n、φ_u的微分，R_xp為地球緯度圈半徑，R_yp為地球經度圈半徑，ω_ie為地球自轉角速度，δλ、δL、δh分別為激光陀螺捷聯慣導計算的系留飛艇位置的經度誤差、緯度誤差、高度誤差；ε_e、ε_n、ε_u分別為東向陀螺、北向陀螺、天向陀螺的零漂；

7）建立激光陀螺捷聯慣導位置誤差模型：

δL·=δvnRyp+hδλ·=δveRxp+hδh·=δvu,]]>

分別為δλ、δL、δh的微分；

8）建立激光陀螺捷聯慣導三個加速度計的零偏誤差模型：

▿·e=-▿e/τax+wax(t)▿·n=-▿n/τay+way(t)▿·u=-▿u/τaz+waz(t),]]>

其中，分別為的微分，τ_ai,i=x,y,z為三個加速度計零偏相關時間，w_ax、w_ay、w_az分別為三個加速度計的零均值高斯白噪聲；

9）建立激光陀螺捷聯慣導三個陀螺的零偏誤差模型：

ϵ·e=-ϵe/τgx+wgx(t)ϵ·n=-ϵn/τgy+wgy(t)ϵ·u=-ϵu/τgz+wgz(t),]]>

其中，ε_e、ε_n、ε_u分別為東向陀螺，北向陀螺，天向陀螺的零漂，分別為ε_e、ε_n、ε_u的微分，τ_gi,i=x,y,z為三個陀螺零漂相關時間，w_gx、w_gy、w_gz分別為三個陀螺的零均值高斯白噪聲；

10）令Z=δVeδVnδVuδψ=ve_ins-ve_gpsvn_ins-vn_gpsvu_ins-vu_gpsψu_ins-ψu_gps,]]>其中v_{e_gps}、v_{n_gps}、v_{u_gps}、ψ_{u_gps}分別為GPS定位定向模塊測量的系留飛艇在東北天地理坐標系上的速度和方位角，δV_e、δV_n、δV_u、δψ分別為捷聯慣導與GPS定位定向模塊測量的系留飛艇的東向速度、北向速度、天向速度和方位角的差值，將Z作為kalman濾波器的輸入；

11）根據步驟5）～10），得到kalman濾波模型維：

X·=AX+GWZ=HX+V,]]>

由kalman濾波模型維解算出X，從而對激光陀螺捷聯慣導的各項導航誤差進行實時估計；其中A為15×15維狀態轉移矩陣；H為4×15維觀測矩陣；G為15×6維噪聲輸入矩陣；W為6維噪聲向量，由陀螺和加速度計噪聲構成；V為4維觀測噪聲，

X=φeφnφuδveδvnδvuδλδLδhϵeϵnϵu▿e▿n▿uT,]]>為X的微分；

12）對系留飛艇在東北天地理坐標系上的速度v_{e_ins}、v_{n_ins}、v_{u_ins}、方位角ψ_{u_ins}進行反饋校正，克服姿態角誤差發散；

13）導航處理模塊將當前時刻系留飛艇的位置、速度、姿態信息發送至系留飛艇控制系統，并返回5）。