[发明专利]一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法

说明书

本发明涉及一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，首先建立挠曲变形下多节点之间的动态关系转换模型以构成冗余测量信息，进行基于广义似然比检测的最小二乘融合，提高了测量数据的可靠性和精度，然后利用惯性网络间的局部运动信息进行相对导航解算，完成了挠曲条件下主、子节点间的高精度相对运动估计，实现了主、子节点间的传递对准，提高了任务设备的运动状态估计精度，改善了任务设备的性能。

技术领域

本发明属于惯性导航技术领域，涉及一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法。

背景技术

可执行多载荷任务的通用飞机通常搭载雷达、相机等多种任务设备，用于对外部环境的探测、侦查，分布安装在机翼的不同位置。由于飞机机翼存在动态的挠曲变形，通常在任务设备处安装子惯性导航系统，测量任务设备的自身运动信息，以满足任务设备的工作需求。任务设备的性能一定程度上取决于惯性传感器的精度，受限于体积、重量的要求，任务设备处安装的惯性传感器精度较低，无法满足需求。用于飞行导航的主惯性导航系统具有高精度的运动状态测量特性，利用主惯性导航系统对子惯性导航系统进行传递对准，提高子惯性导航系统的测量精度，改善任务设备的性能，实现对目标的精准探测。

传递对准技术利用安装在机身处的主惯性导航系统对任务设备处的子惯性导航系统进行误差估计与补偿，是提升子惯性导航系统性能的广泛应用技术。由于机翼结构的复杂性以及挠曲变形本身的不可预见性，使得挠曲变形成为传递对准中的一个非常重要问题，目前对于挠曲变形下一主、一子的传递对准问题已得到了有效解决。目前先进的多载荷通用飞机通常搭载多个任务设备，小体积、低重量的子惯性传感器精度较低，且存在随机故障，如何利用多个子惯性传感器构建惯性网络提高挠曲变形下子惯性导航系统的精度和可靠性，是亟待解决的一项关键技术。

本发明的目的是提供一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，首先建立挠曲变形下多节点之间的动态关系转换模型以构成冗余测量信息，进行基于广义似然比检测的最小二乘融合，提高了测量数据的可靠性和精度，然后利用惯性网络间的局部运动信息进行相对导航解算，完成了挠曲条件下主、子节点间的高精度相对运动估计，实现了主、子节点间的传递对准。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种机翼挠曲变形下分布式容错相对导航方法，满足对外部环境精确探测、侦查的要求，目前先进的多载荷通用飞机通常搭载多个任务设备。针对机翼挠曲变形、子传感器精度低且存在随机故障的问题，

技术方案

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；