專利名稱：捷聯(lián)慣導系統(tǒng)機上安裝偏角的自動標定及補償方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于慣性導航技術(shù)，涉及捷聯(lián)慣導系統(tǒng)在機上安裝偏角的自動標定及補償設計方法。
背景技術(shù)：
捷聯(lián)慣導系統(tǒng)安裝在飛機上時，其安裝托架坐標系的三個軸與飛機機體坐標系的三個軸不重合，存在安裝偏角，因此捷聯(lián)慣導系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向與飛機實際的姿態(tài)、航向不一致，影響飛機的顯示及控制精度。為了滿足使用要求，需要對慣導系統(tǒng)托架進行機械校準，且要求校準精度在士3'以內(nèi)，因此慣導系統(tǒng)托架坐標系與飛機機體坐標系不完全重合，存在安裝誤差角。慣導系統(tǒng)用托架坐標系到導航坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣C代替機體坐標系到導航坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣，并用從C矩陣提取的托架的姿態(tài)、航向代替機體的姿態(tài)航向，因此造成機體系姿態(tài)、航向輸出誤差。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種能夠自動對安裝偏角進行自動標定、補償?shù)慕萋?lián)慣導系統(tǒng)在機上安裝偏角的自動標定及補償方法。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，當在飛機上重新安裝捷聯(lián)慣導系統(tǒng)托架時，對捷聯(lián)慣導系統(tǒng)安裝偏角進行自動標定，其步驟是(a)將捷聯(lián)慣導系統(tǒng)托架安裝在飛機上；(b)將捷聯(lián)慣導系統(tǒng)安裝在托架上；(c)將飛機調(diào)平；(d)捷聯(lián)慣導系統(tǒng)通電，完成正常羅經(jīng)對準后轉(zhuǎn)導航，并記錄剛轉(zhuǎn)導航后慣導系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向角；(e)測量飛機縱軸與慣導托架縱軸的航向安裝誤差角，并記錄該航向安裝誤差角。當捷聯(lián)慣導系統(tǒng)在通電工作時，首先調(diào)取標定步驟中得到的姿態(tài)、航向安裝誤差角，捷聯(lián)慣導系統(tǒng)完成對準轉(zhuǎn)入導航狀態(tài)后，通過系統(tǒng)內(nèi)部的補償公式，對姿態(tài)、航向安裝誤差角進行補償，其補償計算步驟為 計算機體系到導航坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣C'
權(quán)利要求
1.捷聯(lián)慣導系統(tǒng)在機上安裝偏角的自動標定及補償方法，其特征是1)當在飛機上重新安裝捷聯(lián)慣導系統(tǒng)托架時，對捷聯(lián)慣導系統(tǒng)的安裝偏角進行自動標定；2)在捷聯(lián)系統(tǒng)正常工作過程中，利用系統(tǒng)軟件精確補償上述安裝偏角； 安裝偏角自動標定的步驟是(a)將捷聯(lián)慣導系統(tǒng)托架安裝在飛機上；(b)將捷聯(lián)慣導系統(tǒng)安裝在托架上；(c)將飛機調(diào)平；(d)捷聯(lián)慣導系統(tǒng)通電，完成正常羅經(jīng)對準后轉(zhuǎn)導航，并記錄剛轉(zhuǎn)導航后慣導系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向角；(e)測量飛機縱軸與慣導托架縱軸的航向安裝誤差角，并記錄該航向安裝誤差角； 安裝偏角自動補償?shù)牟襟E是(a)捷聯(lián)慣導系統(tǒng)在通電工作時，首先調(diào)取標定步驟中得到的姿態(tài)、航向安裝誤差角；(b)捷聯(lián)慣導系統(tǒng)完成對準轉(zhuǎn)入導航狀態(tài)后，通過系統(tǒng)內(nèi)部的補償公式，對姿態(tài)、航向安裝誤差角進行補償。其補償計算步驟為 計算機體坐標系到導航坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣C'C11CC13DnD12DnCC 122C23XD2iD22D2,C31C 132CΑ,Di2A3其中C11r 。12C13'Γ I21Γ 122Γ 123為托架坐標系到導航坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣C31C ^32C ^33 _C11 = cos ( γ ) · cos ( ￥)+sin( γ ) · sin( θ ) · sin( Ψ)； C12 = cos ( θ ) · sin( ψ)；C13 = sin( γ ) · cos ( Ψ) -cos ( γ ) · sin ( θ ) · sin ( Ψ)； C21 = -cos ( γ ) · sin ( Ψ) +sin ( γ ) · sin ( θ ) · cos ( Ψ); C22 = cos ( θ ) · cos (ψ)；C23 = -sin( γ ) · sin ( Ψ) -cos ( γ ) · sin ( θ ) · cos ( Ψ);C31 = -cos θ · sin γ ；C32 = sin θ ；C33 = cos θ · cos γ ；D11 = cos ( δ ψ) · cos ( δ y)+sin( δ ψ) · sin( δ θ ) · sin( δ γ)；D12 = —sin ( δ ψ) · cos ( δ y)+cos( δ ψ) · sin( δ θ) · sin( δ γ)；D13 = -cos ( δ θ ) · sin ( δ γ )；D21 = sin( δ ψ) · cos ( δ θ )；D22 = cos ( δ ψ) · cos ( δ θ )；D23 = sin ( δ θ )；D31 = cos (δ ψ) · sin ( δ γ ) -sin ( δ ψ) · sin ( δ θ ) · cos ( δ γ )； D32 = -sin ( δ ψ) · sin ( δ y ) -cos (δ ψ) · sin ( δ θ) · cos ( δ γ )； D33 = cos ( δ θ ) · cos ( δ γ )；θ> Υ> Ψ分別為補償安裝偏角之前慣導系統(tǒng)計算的俯仰、橫滾、航向角； δ θ、δ Υ、δ ψ分別為慣導系統(tǒng)托架坐標系相對機體坐標系的俯仰、橫滾、航向安裝偏角； 利用C'計算補償安裝偏角之后的俯仰θ ‘、橫滾γ'、航向角ψ' θ ‘ =SirT1 (C' 32)Y'主值H-C' 3i/C' 33)Y ‘的取值由表1確定。 表1 Y'確定方法
全文摘要
本發(fā)明屬于慣性導航技術(shù)，涉及捷聯(lián)慣導系統(tǒng)在機上安裝偏角的自動標定及補償設計方法。本發(fā)明設計的捷聯(lián)慣導系統(tǒng)機上安裝偏差自動標定、補償方法，僅需要在捷聯(lián)慣導系統(tǒng)托架首次安裝在飛機上后，做一次正常羅經(jīng)對準并轉(zhuǎn)導航，將捷聯(lián)慣導系統(tǒng)輸出的姿態(tài)、航向與基準姿態(tài)、航向進行比較，自動標定出捷聯(lián)慣導系統(tǒng)托架坐標系與飛機機體系的安裝偏角，并將其保存在捷聯(lián)慣導系統(tǒng)存儲單元內(nèi)。通過在捷聯(lián)慣導系統(tǒng)軟件內(nèi)設計安裝偏角補償算法，在捷聯(lián)系統(tǒng)正常工作過程中，精確補償上述安裝偏角，滿足飛機對捷聯(lián)慣導系統(tǒng)姿態(tài)、航向及其它導航參數(shù)的輸出顯示及控制要求。
文檔編號G01C21/16GK102435206SQ20111026666
公開日2012年5月2日 申請日期2011年9月1日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月1日
發(fā)明者吉翠萍, 袁媛, 陳璞 申請人:中國航空工業(yè)第六一八研究所