[发明专利]一种用于惯性导航系统与GPS双天线航向偏角标定方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于惯性导航系统与GPS双天线航向偏角标定方法，属于导航、制导与控制技术领域。

背景技术

惯性导航系统对飞行器的运动信息，如速度、位置、姿态等进行测量，其优点在短时间内有着良好的导航精度，劣势在于惯性导航系统导航误差随时间累计；GPS卫星导航有着良好的定位精度，导航误差不随时间发散，因此多采用惯性导航与卫星导航进行组合的导航方式。利用双GPS与惯性导航系统进行导航，不仅能够进行速度、位置组合导航，将GPS双天线沿惯性组合系统航向方向安装，能够利用双GPS测量两点位置，经过计算得到基线方向航向，为惯性导航系统提供初始航向。此时，双GPS天线航向轴与惯性导航系统航向方向之间存在偏角，直接将GPS航向信息作为惯性组合系统初始航向会带来初始误差，直接影响惯性导航系统的导航精度，因此必须对两者之间偏角进行标定。

现阶段飞行器惯性测量单元与双GPS基线航向之间的偏角标定大多采用光学手段进行，即利用光学手段分别对惯性导航系统航向及双天线航向进行标定，并由航向差得到两者之间的偏角。该种方法精度高，适用于惯性测量单元飞行器开放仪器舱内，光学仪器可直接作用在惯性导航系统上进行航向方向测量的情况。在外场发射的实际工况中，GPS天线安装于飞行器外表面，可利用光学仪器对GPS基线航向进行标定；但惯性导航系统安装于飞行器内部，无法利用光学手段进行标定，光学手段标定无法满足外场标定的需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于惯性导航系统与GPS双天线航向偏角标定方法，本方法实现了在外场且惯性导航系统与GPS双天线均完成安装状态下对误差角的标定。

本发明的技术解决方案是：

一种用于惯性导航系统与GPS双天线航向偏角标定方法包括步骤如下：

(1)确定飞行器直线运动距离L；

其中，Δα表示飞行器纵轴方向航向误差；R表示GPS定位精度；

(2)飞行器沿直线运动，计算飞行器纵轴航向与GPS双天线基线航向之间的偏角α：

(2a)计算飞行器起始位置点到终止位置点的轨迹航向H_V：

其中，R_e表示地球半径；

(2b)计算飞行器纵轴航向与GPS双天线基线航向之间的偏角：

α＝H_GPS-H_V

H_GPS表示GPS双天线基线航向；

(3)飞行器沿与步骤(2)中飞行器航向不变，速度相反的运动方运动，计算惯性导航系统与飞行器纵轴航向之间的偏角β：

其中，l₁表示沿步骤(2)中的方向运动时，惯性导航系统测量到的飞行器侧向位移；l₂表示沿步骤(3)中的方向运动时，惯性导航系统测量到的飞行器侧向位移；

(4)计算惯性导航系统与GPS双天线之间的航向偏角χ：

χ＝α+β。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明利用飞行器直线往复运动进行偏角标定，无需在飞行器内部进行操作，仅依靠飞行器简单的运动状态下系统输出及外部测量，通过适当算法，即可实现精确标定，本发明简便易于实现，提高了导航精度，具有较高的实用价值，为保证航天器导航过程中姿态的精度提供重要的保障，提高了飞行器运行的可靠性。

附图说明

图1为本发明偏角示意图；

图2为本发明沿直线运行示意图；

图3为本发明α角标定方法示意图；

图4为本发明β角标定方法示意图；

图5为本发明β角分离原理示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

如图1、2、3所示，本发明一种用于惯性导航系统与GPS双天线航向偏角标定方法，包括步骤如下：

(1)确定飞行器直线运动距离L；

其中，Δα表示飞行器纵轴方向航向误差；R表示GPS定位精度；

(2)飞行器沿直线运动，计算飞行器纵轴航向与GPS双天线基线航向之间的偏角α：

(2a)计算飞行器起始位置点到终止位置点的轨迹航向H_V：

其中，R_e表示地球半径；

(2b)计算飞行器纵轴航向与GPS双天线基线航向之间的偏角：