[发明专利]轴对称飞行器姿态测量装置及其测量方法

摘要

轴对称飞行器姿态测量装置，包括能使太阳光照射到内部铺设的光电池陈列上的透明外壳、圆台结构体、光电池阵列、IMU惯性测量单元、陀螺仪、加速度计、实时时钟和主控制器，所述圆台结构体成轴对称且圆台结构体包括四个圆台，每一个圆台上面设置有一个光电池阵列；所述的光电池阵列与主控制器相连，用于获得某一时刻的太阳矢量；实时时钟与主控制器相连，所述的IMU惯性测量单元与主控制器相连，所述陀螺仪和加速度计内嵌于IMU惯性测量单元内可实时测得飞行器的角速度和加速度，本发明提高行器姿态测量的精度，促进飞行器姿态测量技术的发展；对于飞行器结构设计、飞行器材料应用领域以及传感器的设计及加工制作方面都有很大的促进作用。

主权项

1.一种轴对称飞行器姿态测量方法，采用轴对称飞行器姿态测量装置，该装置包括能使太阳光照射到内部铺设的光电池阵列上的透明外壳(1)、圆台结构体(2)、光电池阵列(3)、IMU惯性测量单元(5)、陀螺仪(6)、加速度计(7)、实时时钟(4)和主控制器(8)，所述圆台结构体(2)成轴对称且圆台结构体(2)包括四个圆台(9)，每一个圆台(9)上面设置有一个光电池阵列(3)；所述的光电池阵列(3)与主控制器(8)相连，用于获得某一时刻的太阳矢量；实时时钟(4)与主控制器(8)相连，所述的IMU惯性测量单元(5)与主控制器(8)相连，所述陀螺仪(6)和加速度计(7)内嵌于IMU惯性测量单元(5)内可实时测得飞行器的角速度和加速度，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：计算导航坐标系下太阳位置矢量和重力加速度矢量的；导航坐标系下的重力加速度G^N且导航坐标系下的重力加速度矢量为：[0，0，g]^T，导航坐标系下的太阳位置矢量计算涉及到坐标系变换，具体计算步骤如下：步骤1.1：计算地心惯性坐标系下的太阳位置矢量设太阳绕着地球转，根据太阳轨道要素，其中，太阳轨道要素包括升交点赤经Ω、近日点幅角ω、真近点角f、轨道倾角i、轨道半长轴a和轨道偏心率e，计算地心惯性坐标系下的太阳位置矢量S^I，具体过程如下：其中，E为偏近点角，x，y为太阳在直角坐标系中的位置，r为太阳向径的模且r＝a(1‑ecosE)；则在地心惯性坐标系下太阳矢量S^I，如公式(2)所示：其中步骤1.2：计算在导航坐标系下的太阳位置矢量太阳位置矢量从地心惯性坐标系变换到导航坐标系需要乘以几个旋转矩阵，求出在导航坐标系下表示的太阳位置矢量S^N，如式(3)所示：S^N＝R_Z(90°)·R_Y(‑L)·R_Z(ω_et)·S^I                 (3)式中：R_Z(ω_et)为地球自转的旋转矩阵；R_Y(‑L)为飞行器所在纬度的旋转矩阵；R_Z(90°)绕Z轴旋转90度的旋转矩阵；步骤2：内嵌于IMU惯性测量单元(5)中的加速度计(7)测出重力加速度G，光电池阵列(3)测出太阳矢量S；步骤3：修正内嵌与IMU惯性测量单元(5)中的陀螺仪(6)的误差，得出飞行器准确的姿态角，具体包括以下步骤：步骤3.1：在导航坐标系下测得的重力加速度G^N和太阳矢量S^N分别乘以由四元数表示的姿态旋转矩阵得到在载体坐标系下的重力加速度G^B，如公式(4)，所示：G^B＝R_bn(q)G^N                                 (4)得到在载体坐标系下的太阳矢量S^B，如公式(5)，所示：S^B＝R_bn(q)S^N                                  (5)其中，G^N表示由导航坐标系下重力加速度，G^B通过坐标变换后得到的载体系下的重力加速度，S^N表示由导航坐标系下太阳矢量，S^B通过坐标变换后得到的载体系下的太阳矢量，R_bn(q)为导航坐标系到载体坐标系的转换矩阵，如公式(6)所示：其中，q₀，q₁，q₂，q₃为四元数；步骤3.2：由导航坐标系变换到载体坐标系的重力加速度G^B和太阳矢量S^B叉乘上内嵌于IMU惯性测量单元(5)中的加速度计(7)测得的重力加速度G和光电池阵列(3)测的太阳矢量S，得到修正误差△，如公式(7)所示：△＝G×G^B+S×S^B                      (7)其中，△表示修正误差；步骤3.3：步骤3.2中计算的修正误差Δ作为内嵌于IMU惯性测量单元(5)中的陀螺仪(6)的PI修正误差，对陀螺仪(6)测得的角速度进行修正，如公式(8)所示：ω_g＝ω₀+K_p△+K_I∫△                            (8)其中，ω_g表示修正后的角速度，ω₀表示陀螺仪(6)的初始角速度，K_p表示比例放大系数，K_I表示积分放大系数；步骤3.4：利用四元数微分方程更新四元数，利用四元数与姿态角的转换公式求得修正后的飞行器的姿态角，具体由公式(9)、(10)所示：其中，q＝[q₀,q₁,q₂,q₃]^T，表示四元数向量表示q的对时间的导数；θ＝‑arcsin(2(q₁q₃+q₀q₂))其中，Ω_g为陀螺仪(6)测得加速度组成的矩阵，如公式(11)所示：其中，Φ，θ，ψ分别表示飞行器的滚转角，俯仰角和偏航角；通过以上步骤，就可以测得轴对称飞行器准确的姿态。