[发明专利]一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法

权利要求书

1.一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：建立机载惯性网络系统，其中高精度主惯性导航系统即主节点安装在机体质心处，多个子惯性导航系统即子节点分别安装在机翼不同位置；

步骤2、建立挠曲变形下子节点之间的动态转换关系模型：

式中，表示杆臂加速度，表示挠性杆臂下子节点j转换到子节点k的加速度计输出；

所述

其中：为主节点m的角速率，分别表示由主节点到子节点k、j的相对姿态矩阵；R_f,sj表示挠曲位移向量；

步骤3：各节点接收其他节点转换的数据，构成冗余测量信息，对冗余测量数据建立基于广义似然比检测的最小二乘融合模型，实现惯性网络的容错性能；

构建广义似然比故障检测函数：FD＝P^T(V^TRV)P

式中，FD表示故障检测函数值，服从卡方分布，即FD～χ²(n-m)，n表示测量数据维数，m表示状态维数；P表示奇偶残差；V表示奇偶矩阵，R表示测量数据的协方差矩阵；

故障检测准则为：

式中，T_D表示故障检测阈值；

步骤4：建立主、子节点之间相对导航微分方程，包括相对姿态微分方程、相对速度微分方程、相对位置微分方程，以三个微分方程组成的相对导航微分方程，实现主、子节点之间的相对导航解算；

相对姿态微分方程为：

式中，表示主、子节点间的相对姿态矩阵，表示主节点角速率，表示子节点角速率；

在主节点坐标系下，相对速度微分方程为：

式中，V表示主、子节点间相对速度，R表示相对位置f_m和f_s分别表示主、子节点的加速度计输出；

相对位置微分方程为：

步骤5：建立主、子节点之间相对姿态误差方程、相对速度误差方程、相对位置误差方程，构成相对导航误差方程即系统状态方程：

所述相对姿态误差方程：

式中，φ表示相对姿态误差角；

所述相对速度误差方程为：

所述相对位置误差方程：

建立挠曲角和挠曲位移之间的关系，构建量测方程。根据几何关系，δR表示为：

式中，表示由相对导航算法计算的相对位置；L表示标称相对位置；R_f表示挠曲位移，即子节点在机翼变形的影响下，偏离了其标称位置的挠曲位移向量；

建立约束模型为：μ_f,y＝2∠BO_mO_s

式中，μ_f,y为绕机体系y轴的挠曲变形角，考虑到机翼结构，机翼沿x轴和z轴的挠曲忽略不计；

当挠曲角为小角度时，三角形O_mO_sA为直角三角形，则挠曲位移：

式中，μ_f,y由相对姿态计算值和标称值相减所得，L_x表示杆臂在x轴上的分量；完成了挠曲条件下分布式容错相对导航解算。

2.根据权利要求1所述机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，其特征在于：所述基于广义似然比检测的最小二乘融合模型：其中表示融合后的状态值，y表示测量值，H_sr表示测量矩阵；所述最小二乘权值矩阵为：W＝diag(w₁,…,w_m)，其中式中，R_i表示第i个测量数据的噪声协方差。d为常数，可以选择较大的值以区分测量数据的权重。

3.根据权利要求1所述机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，其特征在于：第i个测量数据的故障隔离函数为：其中表示V的第i行向量；若FI_i越大，发生故障的似然函数值越大；因此当检测出故障时，通过比较FI_i，隔离出故障的测量数据：第k个测量数据发生故障。