[發明專利]一種基于重力場球諧模型補償垂線偏差的慣導自對準方法

在審

• 申請號: 202011110959.2
• 申請日: 2020-10-16
• 公開（公告）號: CN112798014A
• 公開（公告）日: 2021-05-14
• 發明（設計）人: 張志利;周召發;郝詩文;馮磊;趙軍陽
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍火箭軍工程大學
• 主分類號: G01C25/00
• 分類號: G01C25/00
• 代理公司: 西安弘理專利事務所 61214
• 代理人: 燕肇琪

1.一種基于重力場球諧模型補償垂線偏差的慣導自對準方法,所述的重力場球諧模型補償垂線偏差的慣導自對準方法是指凝固坐標系的垂線偏差補償粗對準和補償卡爾曼濾波精對準相結合的方法，其特征在于：利用高精度重力場球諧模型直接計算對準點的重力擾動值在n系下的分量，并利用四元數法將其投影至導航坐標系n′系下進行補償，最終求得載體天文方位角，提高對準性能，具體包括以下步驟：

步驟1：在慣導自對準開始前，利用轉臺對慣性導航系統進行標定，精確地估計出陀螺常值漂移和加速度計常值零偏，并在輸出數據中扣除相應常值誤差；

步驟2：定義導航坐標系n系和n′系，n系表示以參考橢球面法線為天向建立的東北天坐標系，n′系表示以真垂線方向(真實重力方向)為天向建立的東北天導航坐標系，靜基座初始對準時，載體位置坐標精確已知，地理緯度L，經度λ，高程h，通過正常重力模型計算初始對準點的正常重力矢量γⁿ；

γⁿ＝[0 0 -γ]^T (1)

步驟3：構建高精度重力場球諧模型，輸入慣性導航系統初始對準點緯度L、經度λ和高程h，計算重力擾動在n系下的分量δgⁿ，補償重力擾動后，可得真實重力矢量在n系下的投影為gⁿ；

gⁿ＝γⁿ+δg (2)

步驟4：將步驟3計算得出的補償重力擾動后的矢量gⁿ繞旋轉軸u轉動角度θ后，得到導航坐標系n′系下的真實重力擾動矢量g^n′＝[0 0 -g]^T；

步驟5：計算出的姿態轉換矩陣求得垂線偏差補償后的真實重力矢量g^n′

步驟6：將補償后的真實重力矢量g^n′用于基于凝固坐標系的粗對準方法中，得到載體姿態矩陣粗略估值該解算過程均在導航坐標系n′系下進行，b表示載體坐標系；

步驟7：將補償后的真實重力矢量g^n′用于基于卡爾曼濾波的精對準方法中，最終得到載體姿態矩陣的精確估計值完成慣性導航系統初始對準過程。

2.根據權利要求1所述的一種基于重力場球諧模型補償垂線偏差的慣導自對準方法,其特征在于：步驟4中所述的“得到導航坐標系n′系下的真實重力擾動矢量g^n′＝[0 0 -g]^T；”具體通過以下步驟實現；

步驟4.1：根據步驟3計算出的重力擾動矢量δgⁿ，計算垂線偏差η，ξ，其中由圖1可知，根據三角函數關系可計算旋轉軸u＝[u_x u_y u_z]^T，其中u_z＝0；

步驟4.2：根據圖1可計算轉動角度

步驟4.3：根據旋轉軸u和轉動角θ可構建坐標系n與n′系的四元數其中

步驟4.4：由旋轉四元數可由下式計算姿態轉換矩陣

3.根據權利要求1、2任一所述的一種基于重力場球諧模型補償垂線偏差的慣導自對準方法,其特征在于：在導航坐標系n′系下進行載體姿態矩陣粗略估值的解算過程具體為：

步驟6.1：

式中，i_n′0為凝固導航坐標系，表示對準初始時刻的導航坐標系n′，相對慣性空間保持不變；反映了n′系相對i_n′0系的轉動，其可根據載體所在位置的緯度信息L及時間間隔t計算得到；

式中，表示載體相對凝固載體坐標系的運動，其初值為單位矩陣，可由陀螺輸出利用四元數法實時更新得到；

步驟6.2：的求解關鍵在于的求解，在本方法中分別選取速度在i_b0,i_n′0坐標系下兩個不同時刻的矢量作為參考矢量求解

式中，表示t_k時刻加速度計輸出值；

步驟6.3：將求出的分別帶入式(5)，即可求出姿態矩陣粗略估計值將加速度計測量值f^b(t)投影到i_b0系的過程中，可以跟蹤載體晃動干擾引起的載體姿態變化，可以有效抑制載體晃動干擾。