專利名稱：一種機載分布式pos的傳遞對準方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種機載分布式POS的傳遞對準方法，可用于提高載機存在撓曲變形時分布式POS的傳遞對準精度。
背景技術(shù)：
航空遙感是以飛機為觀測平臺，利用各種成像載荷獲取地球表面或表層的大范圍、高精度圖像的戰(zhàn)略技術(shù)，對國家經(jīng)濟建設和國家安全具有重大意義。隨著我國經(jīng)濟的發(fā)展，航空遙感不斷向著高分辨率、高精度、多遙感載荷集成及陣列載荷方向發(fā)展。為實現(xiàn)遙感載荷的高精度成像，飛機需做勻速直線運動，但飛機在實際飛行中受氣流擾動、飛控系統(tǒng)誤差等因素影響，必然偏離理想的勻速直線運動，導致遙感成像分辨率和精度嚴重下降。因此，高精度航空遙感必須進行運動補償。位置姿態(tài)測量系統(tǒng)(Position and Orientation System, POS)是一種特殊的慣性/衛(wèi)星組合測量系統(tǒng),可精確測量遙感載荷中心的位置、速度和姿態(tài)等運動參數(shù)，是高分辨率航空遙感系統(tǒng)實現(xiàn)運動補償?shù)年P(guān)鍵設備。但是對于裝備了多個觀測載荷的高性能航空遙感系統(tǒng)，由于多個觀測載荷安裝在飛機的不同位置，飛機彈性變形導致載荷間的空間相對關(guān)系發(fā)生變化。此時，采用傳統(tǒng)的單一 POS無法實現(xiàn)多點的高精度位置姿態(tài)測量。因此，必須建立起高精度分布式時空基準系統(tǒng)(分布式P0S)為高性能航空遙感系統(tǒng)中所有載荷提供高精度的時間、空間信息。分布式POS由主導航系統(tǒng)和子慣性測量單元組成。其中主導航系統(tǒng)即為采用高精度慣性測量單元的P0S，可精確測量載體的運動參數(shù)；子慣性測量單元采用低精度的慣性測量單元。主慣性測量單元(導航解算后稱為主慣導)通常安裝在機腹中央，子慣性測量單元(導航解算后稱為子慣導)安裝在機翼兩側(cè)的不同載荷附近，用于測量載荷中心的運動參數(shù)。但是，子慣導精度不高，測量誤差隨時間累積，需要主慣導不斷對其進行傳遞對準，以達到高精度測量。在傳遞對準過程中，主慣導與GPS信息進行融合后所提供的信息可視為高精度的參考信息。利用精度較高的主慣導來校準子慣導的傳遞對準技術(shù)就是設法估計出失準角并消除其影響，提高對準精度。因此傳遞對準的核心是確定主慣性測量單元與子慣性測量單元之間的姿態(tài)失準角。此時，在飛機飛行過程中，主慣性測量單元與子慣性測量單元之間的姿態(tài)失準角包括兩部分固定安裝誤差角和機翼彈性運動引起的撓曲變形角。其中，固定安裝誤差角是常值，并且不受外界干擾的影響，容易確定。而撓曲變形角是由載機機動、載機內(nèi)部振源或陣風等使載機機翼產(chǎn)生撓曲變形而產(chǎn)生的動態(tài)變形角，不易確定，對傳遞對準的精度影響較大?，F(xiàn)有的對撓曲變形角進行補償?shù)姆椒ㄓ袃煞N一種是用經(jīng)驗建模的方法，將機翼的撓曲變形考慮為二階或三階的馬爾科夫過程，并將撓曲變形角增廣為卡爾曼濾波的狀態(tài)變量，通過卡爾曼濾波估計出該撓曲變形角并進行補償。用此方法時，模型的有關(guān)參數(shù)全憑經(jīng)驗設定。并且，對于安裝在機翼不同位置的子慣性測量單元，經(jīng)驗模型和模型參數(shù)也完全相同。而對于安裝在機翼不同位置的子慣性測量單元來說，撓曲運動變形是有明顯差別的。靠近機腹處的撓曲變形程度較低，而靠近機翼尖端處的撓曲變形程度較高。這種不加區(qū)分的對整個機翼建立統(tǒng)一的撓曲變形運動模型是不夠精確的，必然影響了傳遞對準的精度；另一種補償方法是采用加大卡爾曼濾波器過程噪聲矩陣來減小機翼變形和振動的影響。此方法是依據(jù)真實模型的協(xié)方差分析結(jié)果來確定注入白噪聲的強度，即通過加大過程噪聲來補償建模的撓曲變形。該方法除了可以補償撓曲運動外，還可以增加濾波器的魯棒性，但是以降低傳遞對準的精度為代價的。對于機載分布式POS來說，其用途是運動補償，因此對傳遞對準精度要求較高，現(xiàn)有的對機翼撓曲變形進行補償?shù)膬煞N方法都很難保證對準精度
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種機載分布式POS的傳遞對準方法，該方法可提高載機機翼存在撓曲變形時分布式POS的傳遞對準精度。本發(fā)明的技術(shù)解決方案為一種機載分布式POS的傳遞對準方法，具體步驟如下機載分布式POS的傳遞對準是利用卡爾曼濾波技術(shù)估計出主、子慣性測量單元間的失準角，包括固定安裝誤差角λ和撓曲變形角μ。利用主慣性測量單元與GPS進行信息融合后得到的基準信息，對主、子慣性測量單元的失準角進行校正，最終獲得每個子慣性測量單元安裝點的高精度速度、姿態(tài)信息，完成傳遞對準。(I)利用力學的方法建立載機機翼撓曲變形的運動模型，得到撓曲變形角μ和撓曲變形角速度々的運動方程；(2)采用卡爾曼濾波技術(shù)進行主慣性測量單元與GPS的信息融合，獲得主慣性測量單元安裝點的速度和姿態(tài)基準信息；(3)采用“速度+姿態(tài)”匹配方式建立卡爾曼濾波模型，將機翼由于撓曲變形運動產(chǎn)生的撓曲變形角μ和撓曲變形角速度A，增廣為卡爾曼濾波的狀態(tài)變量。通過卡爾曼濾波估計出主、子慣性測量單元間速度誤差，固定安裝誤差角λ和撓曲變形角μ ；(4)利用步驟(2)得到的基準信息和步驟(3)估計出的主、子慣性測量單元間的姿態(tài)失準角，對每個子慣性測量單元的速度和姿態(tài)進行校正，最終獲得每個子慣性測量單元安裝點的高精度的速度和姿態(tài)信息。上述所采用的對機翼撓曲變形進行建模的方法為一種基于力學的建模方法，該方法的具體步驟為(I)利用ANSYS軟件對機翼結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，得到機翼的第一階彎曲模態(tài)頻率 m和扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率ωη;(2)建立機翼彎曲和扭轉(zhuǎn)運動與時間相關(guān)項的數(shù)學方程為
權(quán)利要求
1.一種機載分布式POS的傳遞對準方法，具體步驟為 (1)利用力學的方法建立載機機翼撓曲變形的運動模型，得到撓曲變形角μ和撓曲變形角速度A的運動方程； (2)采用卡爾曼濾波技術(shù)進行主慣性測量單元與GPS的信息融合，獲得主慣性測量單元安裝點的速度和姿態(tài)基準信息； (3)采用“速度+姿態(tài)”匹配方式建立卡爾曼濾波模型，將機翼因撓曲變形運動產(chǎn)生的撓曲變形角μ和撓曲變形角速度P，增廣為卡爾曼濾波的狀態(tài)變量，通過卡爾曼濾波估計出主、子慣性測量單元間的姿態(tài)失準角； (4)利用步驟(2)得到的基準信息和步驟(3)估計出的主、子慣性測量單元間的姿態(tài)失準角，對每個子慣性測量單元計算出速度、姿態(tài)進行校正，最終獲得每個子慣性測量單元安裝點的經(jīng)校正后的速度和姿態(tài)信息。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種機載分布式POS的傳遞對準方法，所述的步驟(I)利用基于力學的方法建立載機機翼撓曲變形運動模型，其具體步驟為 (I. D利用有限元軟件對機翼結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，得到機翼的第一階彎曲模態(tài)頻率ωπ和扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率ωη ； (1.2)建立機翼彎曲和扭轉(zhuǎn)運動與時間相關(guān)項的數(shù)學方程為
全文摘要
一種機載分布式POS的傳遞對準方法，利用力學的方法對載機機翼的撓曲運動進行建模，并將由機翼撓曲運動產(chǎn)生的撓曲變形角和撓曲變形角速度增廣為卡爾曼濾波的狀態(tài)變量。在此基礎上，采用“速度+姿態(tài)”的匹配方式設計卡爾曼濾波器，利用主慣性測量單元與GPS進行信息融合后得到的速度、姿態(tài)基準信息對子慣性測量單元進行傳遞對準，最終獲得每個子慣性測量單元安裝點的經(jīng)校正后的速度和姿態(tài)信息。本發(fā)明具有自主性強、精度高的特點，可用于提高載機存在撓曲變形時分布式POS的傳遞對準精度。
文檔編號G01S19/49GK102621565SQ20121011339
公開日2012年8月1日 申請日期2012年4月17日 優(yōu)先權(quán)日2012年4月17日
發(fā)明者宮曉琳, 張舟, 房建成, 郭佳 申請人:北京航空航天大學