一種基于偏振光傳感器的航姿測定方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于偏振光傳感器的航姿測定方法，采用設備包括三軸陀螺儀、三軸加速度計、偏振光傳感器、GPS和飛控計算機。采用互補濾波器算法對各傳感器數(shù)據(jù)進行融合，通過加速度計測量數(shù)據(jù)修正陀螺儀角速率的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角誤差，偏振光傳感器測量數(shù)據(jù)修正陀螺儀角速率的航向角誤差，提高飛行器的姿態(tài)測量精度。本發(fā)明相比于傳統(tǒng)航姿參考系統(tǒng)，具有不受電磁干擾、靜動態(tài)環(huán)境測量精度高等優(yōu)點。
【專利說明】一種基于偏振光傳感器的航姿測定方法

【技術領域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行器姿態(tài)測量與估計【技術領域】，涉及一種基于偏振光傳感器的航姿 測定方法。

【背景技術】
[0002] 航姿參考系統(tǒng)（AHRS)能夠為飛行器提供航向角、滾轉(zhuǎn)角和俯仰角信息。它一般由 多個軸向傳感器組成，目前主要有兩種組合：一種由三軸陀螺儀、三軸加速度計和三軸磁強 計組成，另一種由三軸陀螺儀、三軸加速度計和GPS組成。但是以上兩種方法的測量均存在 各自的缺點：第一種組合的磁強計容易受到周圍磁場和其他機載電子設備的影響，從而導 致航向誤差增大；第二種方法的GPS在靜態(tài)時不能提供航向角，高機動時易丟星，同樣將導 致航向誤差的增大。為了彌補以上缺點，本發(fā)明加入了偏振光傳感器，提出基于偏振光傳感 器的航姿測定方法。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明旨在采用偏振光傳感器測量的偏振光方位角去修正陀螺儀的測量數(shù)據(jù)，提 高姿態(tài)捷聯(lián)矩陣的精確性，已達到提高姿態(tài)測量精度的目的。
[0004] 本發(fā)明采用如下技術方案：
[0005] -種基于偏振光傳感器的航姿測定方法，采用的設備包括三軸陀螺儀、三軸加速 度計、偏振光傳感器、GPS和飛控計算機。三軸陀螺儀測量飛行器三軸角速率，三軸加速度 計測量飛行器的三軸加速度。偏振光傳感器測量偏振光方位角。GPS提供當?shù)貢r間、飛行 器所在位置、速度信息。飛控計算機需要實時處理各種傳感器傳回的數(shù)據(jù)，還要將處理的結 果發(fā)送給飛行器的控制單元，以實現(xiàn)對飛行器的機構控制，同時也承擔將數(shù)據(jù)發(fā)送到地面 站和接受地面控制指令的任務，因此必須考慮信息處理的實時性和數(shù)據(jù)融合算法的精簡程 度。通過加速度計測量的數(shù)據(jù)校正陀螺儀角速率的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角誤差，偏振光傳感器測量 數(shù)據(jù)修正陀螺儀角速率的航向角誤差，提高飛行器的姿態(tài)測量精度。
[0006] 該方法具體步驟如下：
[0007] (1)采集三軸加速度計、偏振光傳感器和GPS的輸出數(shù)據(jù)，確定飛行器的初始滾轉(zhuǎn) 角小、俯仰角9和航向角V，建立導航坐標系到機體坐標系的初始姿態(tài)矩陣Cg和機體坐 標系到偏振光傳感器坐標系的姿態(tài)矩陣(?"。
[0008] (2)根據(jù)飛行器所屬時區(qū)，通過天文歷計算方法估算當?shù)靥柛叨冉莌s、方位角 A s，然后計算得到太陽方向矢量在導航坐標系下的投影
[0009] a^un = [cos(hs)sin(As) cos(hs)cos(As) ,sin(hs)] (I)
[00i0] (3)根據(jù)偏振光傳感器坐標系、機體坐標系、導航坐標系之間關系和瑞利散射原理 得到偏振光傳感器坐標系下的入射光最大偏振方向矢量的觀測值：
[0011]

【權利要求】
1. 一種基于偏振光傳感器的航姿測定方法，其特征在于以下步驟， (1) 采集三軸加速度計、偏振光傳感器和GPS的輸出數(shù)據(jù)，確定飛行器的初始滾轉(zhuǎn)角 Φ、俯仰角Θ和航向角Ψ，建立導航坐標系到機體坐標系的初始姿態(tài)矩陣和機體坐標 系到偏振光傳感器坐標系的姿態(tài)矩陣（Γ ; (2) 根據(jù)飛行器所屬時區(qū)，通過天文歷計算方法估算當?shù)靥柛叨冉莌s、方位角As，然 后依據(jù)下式（1)計算得到太陽方向矢量在導航坐標系下的投影
(3) 根據(jù)下式（2)中偏振光傳感器坐標系、機體坐標系、導航坐標系之間關系和瑞利散 射原理得到偏振光傳感器坐標系下的入射光最大偏振方向矢量的觀測值：
(4) 米集偏振光傳感器輸出的偏振方位角Ψρ1，在偏振光傳感器坐標系下，計算入射光 的最大偏振方向矢量的測量值
(5) 計算航向誤差校正矢量，入射光最大偏振方向矢量的觀測值與測量值的偏差即為 航向角誤差，其值為兩個矢量的叉乘：
(6) 采集三軸加速度數(shù)據(jù)gb和三軸陀螺儀數(shù)據(jù)《b，去掉加速度計測量值中的向心加速 度，得到重力加速度矢量參考值； gy=g,+〇Z"^V ⑷ 其中速度V由GPS得到，由V經(jīng)過公式計算得到。 (7) 計算俯仰、滾轉(zhuǎn)誤差校正矢量，即重力加速度的觀測值與實際測量參考值&單位矢 量的差值，其值為兩矢量的叉乘：
(8) 進行互補濾波，通過反饋控制校正陀螺儀測量角速率，從而提高航向角、俯仰角、滾 轉(zhuǎn)角的精度； ω = ω b+kvPe v+kvldt Σ e v+k$ 9 Peφ 9+k$ 9 jdt Σ eφ 9 (6) (9) 通過四元數(shù)法更新，得到新的姿態(tài)矩陣和姿態(tài)角； (10) 重復（1)至（9)過程，實現(xiàn)系統(tǒng)實時輸出飛行器的航姿信息。
【文檔編號】G01C25/00GK104374388SQ201410628075
【公開日】2015年2月25日 申請日期:2014年11月10日 優(yōu)先權日:2014年11月10日
【發(fā)明者】金仁成, 華宗治, 芮楊, 陳文 , 褚金奎, 孫會生 申請人:大連理工大學