[发明专利]一种飞行器姿态解算的干扰加速度测量方法

说明书

技术领域

本发明涉及航空飞行器控制技术领域，具体涉及一种飞行器姿态解算的干扰加速度测量方法。

背景技术

飞行器在大机动飞行时，飞行器上的加速度计除了测量得到重力加速度以外，还有一个干扰加速度。对于互补滤波或者卡尔曼滤波等多传感器融合技术而言，准确的加速度数据是非常有必要的。如果采用的加速度数据包含了干扰加速度，则会影响姿态解算的准确性，甚至造成飞行事故。

针对飞行器干扰加速度的测量，目前普遍做法是加入GPS传感器，利用GPS传感器的数据来计算干扰加速度，从而反馈给姿态测量系统。但是这样就会使得飞控系统变得复杂，同时成本变高，不适合低成本的飞控系统使用。

发明内容

针对现有技术存在的上述问题，提供一种飞行器姿态解算的干扰加速度测量方法，解决飞行器在大机动飞行时，由于机体测量的加速度除了所需的重力加速度以外，还有干扰加速度，从而导致后续的姿态解算出错，所得的姿态角信息不够精确的问题，同时，避免使用GPS传感器来测量干扰加速度，具有成本低、算法设计简单、效果好的优点。

为了解决现有技术存在的上述问题，本发明采用的技术方案：

一种飞行器姿态解算的干扰加速度测量方法，包括以下步骤：

步骤1，以设定的采样周期，实时获取飞行器的欧拉角形式的姿态角，姿态角包括欧拉角形式的滚转角、俯仰角和偏航角，将姿态角转换为姿态四元数

步骤2，获取机体坐标系下的测量加速度a_measure，通过姿态四元数和机体坐标系下的测量加速度a_measure获得参考坐标系下的干扰加速度a_dr，进而获得离散干扰加速度

步骤3，通过以下公式获取干扰加速度acc_dr：

其中，||a_measure||和||g_r||分别表示机体坐标系下的测量加速度a_measure的模值和参考坐标系下的重力加速度g_r的模值，为设定阈值；

步骤4，采用一阶低通滤波器，对步骤3中获得的干扰加速度acc_dr进行一阶低通滤波得到参考坐标系下的最终干扰加速度acc。

步骤5，将步骤4所得到的参考坐标系下的最终干扰加速度acc转换成机体坐标系下的最终干扰加速度acc_f，将机体坐标系下的测量加速度a_measure与机体坐标系下的最终干扰加速度acc_f相减得到滤除干扰加速度的准确机体加速度a～_measure。

本发明相对于现有技术，具有以下有益效果：

1、成本低廉，不需要加入GPS传感器进行测量；

2、能够提升后续多传感器融合技术的姿态测量精度。

附图说明

图1表示测量干扰加速度方法的系统框图。

具体实施方式

下面通过实施例，并结合附图，对本发明的技术方案作进一步具体的说明。

如图1，一种飞行器姿态解算的干扰加速度测量方法，包括以下步骤：

步骤1，以固定的采样周期(本实施例采样周期为2ms)，实时获取飞行器的姿态角，姿态角为欧拉角形式，姿态角包括欧拉角形式的滚转角、俯仰角和偏航角，通过下面的公式，将欧拉角形式的姿态角转换成四元数表达方式，即获得姿态四元数

式中，cos表示余弦操作，sin表示正弦操作，φ表示姿态欧拉角形式的滚转角，θ表示姿态欧拉角形式的俯仰角，ψ表示姿态欧拉角形式的偏航角，为姿态四元数，q₀、q₁、q₂、q₃分别是姿态四元数中的四个元素。

步骤2，运行干扰加速度测量算法。本实施例中，首先，飞行器的飞行控制系统通过IIC总线，获取飞行器上的MPU6050传感器中的加速度数据，由于飞行控制系统是固联在飞行器上的，所以MPU6050传感器中的加速度数据为机体坐标系下的测量加速度a_measure。此时，干扰加速度测量算法的输入就是机体坐标系下的测量加速度a_measure，干扰加速度测量算法的输出是参考坐标系下的干扰加速度a_dr。

首先，机体坐标系下的测量加速度a_measure定义成下面的形式：