一種基于陀螺和傾角儀的載體航姿測量方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于陀螺和傾角儀的載體航姿測量方法，其包括以下幾個步驟：S1根據(jù)陀螺實測的載體角速率ω(t)及外界直接提供的載體初始航向，計算獲得所述載體航向在載體系下的投影φ(t)，其中，t為時間變量；S2根據(jù)公式C3(t)＝C1(t)*C2(t)計算獲得載體的姿態(tài)矩陣C3(t)，其中，C1(t)為傾角儀姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣；C2(t)為所述φ(t)的旋轉(zhuǎn)矩陣；S3根據(jù)所述載體的姿態(tài)矩陣C3(t)計算獲得載體當前的航向，采用傾角儀測量獲得載體當前的俯仰角以及載體當前橫滾角，所述載體當前的航向、所述載體當前的俯仰角以及所述載體當前橫滾角共同表征載體當前航姿。本發(fā)明方法精度高、成本低。
【專利說明】
一種基于陀螺和傾角儀的載體航姿測量方法
技術(shù)領域
[0001] 本發(fā)明屬于慣性導航技術(shù)領域，更具體地，涉及一種低動態(tài)高精度航姿測量方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在航姿測量系統(tǒng)中，姿態(tài)是反映載體運動的一個重要參數(shù)。現(xiàn)有的航姿測量方案 一般采用三軸陀螺或采用陀螺、加表、磁強計組合等方式。以上方式存在如下缺點：（1)采用 三軸陀螺方案可以保證測量精度，但是其成本較高；（2)采用陀螺、加表、磁強計組合方案其 成本低但是無法保證高精度測量。
[0003] 因此，需要開發(fā)一種航姿測量方法，要求其能在保證高精度測量的同時降低系統(tǒng) 成本。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 針對現(xiàn)有技術(shù)的以上缺陷或改進需求，本發(fā)明提供了一種基于陀螺和傾角儀的載 體航姿測量方法，其目的在于，僅僅采用陀螺和傾角儀這樣現(xiàn)有的低成本系統(tǒng)，利用傾角儀 旋轉(zhuǎn)矩陣對載體在載體系下的投影進行姿態(tài)分解，從而獲得高精度的航姿，本發(fā)明方法是 一種高精度、低成本的載體航姿測量方法。
[0005] 為實現(xiàn)上述目的，按照本發(fā)明的一個方面，提供了一種基于陀螺和傾角儀的載體 航姿測量方法，所述陀螺和所述傾角儀均設置在載體上，其包括如下步驟：
[0006] S1:根據(jù)陀螺實測的載體角速率ω (t)及外界直接提供的載體初始航向，計算獲得 所述載體航向在載體系下的投影Φ (t)，其中，t為時間變量；
[0007] S2:根據(jù)公式計算獲得載體的姿態(tài)矩陣C3(t)，其中，CKt)為傾 角儀姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣;C2(t)為所述(Ht)的旋轉(zhuǎn)矩陣，t為時間變量；
[0008] S3:根據(jù)所述載體的姿態(tài)矩陣C3(t)計算獲得載體當前的航向，采用傾角儀測量獲 得載體當前的俯仰角以及載體當前橫滾角，所述載體當前的航向、所述載體當前的俯仰角 以及所述載體當前橫滾角共同表征載體當前航姿。
[0009] 進一步的，所述步驟S1具體包括如下子步驟：
[0010] S11:選擇東北天當?shù)氐乩碜鴺讼底鳛閷Ш阶鴺讼?，采集陀螺實測的載體的角速率 w(t)，其中，t為時間變量；
[0011]
，將地球自轉(zhuǎn)角速ω ie在東北天當?shù)氐乩碜?標系下的投影轉(zhuǎn)換為在載體坐標系下的地球自轉(zhuǎn)角速率投影
[0012] 其中，ω1(3為地球自轉(zhuǎn)角速率，為載體姿態(tài)矩陣<^(〇的轉(zhuǎn)置矩陣，載體姿態(tài)矩 陣G⑴初始值根據(jù)外界直接提供的載體初始航向以及傾角儀測量獲得的載體俯仰角和載 體橫滾角獲得，L為當?shù)氐乩頍樁?，€:〗(〇中b為載體坐標系，Ct⑴中η為導航坐標系，導航坐 標系即為東北天當?shù)氐乩碜鴺讼担?br>[0013] S13:根據(jù)公式州)=#/-丨)+ ? 十算獲得所述載體航向在載體系下的投 影Φ⑴，
[0014] 其中，⑴為載體坐標系下的地球自轉(zhuǎn)角速率投影<(〇的天向分量，t為時間變 量，當t = 0時，所述載體航向在載體系下的初始投影為Φ (0)。
[0015] 進一步的，步驟S2具體包括如下子步驟：
[0016]
計算獲得所述載體在載體系下的投 影Φ (t)的旋轉(zhuǎn)矩陣C2 (t)，其中，Φ (t)為所述載體在載體系下的投影，
[0017]
計算獲得傾角 儀姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣&(0，
[0018] 其中，0(t)為傾角儀測量獲得的載體俯仰角；γ (t)為傾角儀測量獲得的載體橫滾 角；
[0019] S23:根據(jù)公式(^⑴二&⑴仏⑴獲得載體的姿態(tài)矩陣C3(t)。
[0020] 進一步的，步驟S3具體包括如下子步驟：
[0021]
計算獲得載體當前的航向yaw(t);
[0022]其中，C3(t)(l，2)為載體的姿態(tài)矩陣C3(t)的第一行第二項，C 3(t)(2,2)為載體的 姿態(tài)矩陣C3(t)的第二行第二項；
[0023] S32:采用傾角儀測量獲得載體當前的俯仰角0(t)以及載體當前橫滾角y(t)，所 述載體當前的航向yaw(t)、所述載體當前的俯仰角0(t)以及所述載體當前橫滾角γ (t)共 同表征載體當前航姿。
[0024] 總體而言，通過本發(fā)明所構(gòu)思的以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比，能夠取得下列有 益效果：
[0025] 本發(fā)明提供的基于陀螺和傾角儀的航姿測量方法，以單軸陀螺和雙軸傾角儀為基 本數(shù)據(jù)測量裝置，利用傾角儀旋轉(zhuǎn)矩陣對載體在載體系下的投影進行姿態(tài)分解，能獲得高 精度的航向解算，是一種采用低成本系統(tǒng)進行高精度航姿測量的方法。本發(fā)明簡單巧妙，符 合實際需求，進能夠大規(guī)模推廣使用。
【附圖說明】
[0026] 圖1是本發(fā)明實施例提供的一種基于陀螺和傾角儀的載體航姿測量方法流程圖。
【具體實施方式】
[0027] 為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實施例，對 本發(fā)明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并 不用于限定本發(fā)明。此外，下面所描述的本發(fā)明各個實施方式中所涉及到的技術(shù)特征只要 彼此之間未構(gòu)成沖突就可以相互組合。
[0028] 本發(fā)明提供的低動態(tài)高精度航姿測量方法，以單軸陀螺和雙軸傾角儀為基本數(shù)據(jù) 傳感器，利用傾角儀旋轉(zhuǎn)矩陣對載體航向在載體系下的投影進行姿態(tài)分解，能獲得高精度 的航向解算，是一種采用低成本系統(tǒng)進行高精度航姿測量的方法。
[0029] 如圖1所示，本發(fā)明實施例提供的一種基于陀螺和傾角儀的載體航姿測量方法，其 包括以下幾個步驟：
[0030] S1:根據(jù)陀螺實測的載體角速率ω (t)及外界直接提供的載體初始航向，計算獲得 所述載體在載體系下的投影Φ (t )，其中，t為時間變量；
[0031] S2:根據(jù)公式計算獲得載體的姿態(tài)矩陣C3(t)，其中，&(t)為傾 角儀姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣;C2(t)為所述(Ht)的旋轉(zhuǎn)矩陣，t為時間變量；
[0032] S3:根據(jù)所述載體的姿態(tài)矩陣C3(t)計算獲得載體當前的航向，采用傾角儀測量獲 得載體當前的俯仰角以及載體當前橫滾角，所述載體當前的航向、所述載體當前的俯仰角 以及所述載體當前橫滾角共同表征載體當前航姿。
[0033]作為本發(fā)明的一個實施例，步驟1中的具體步驟為：
[0034] S11:選擇東北天當?shù)氐乩碜鴺讼底鳛閷Ш阶鴺讼担杉勇輰崪y的載體的角速率 w(t)，其中，t為時間變暈：
[0035]
，將地球自轉(zhuǎn)角速《ie在東北天當?shù)氐乩碜?標系下的投影轉(zhuǎn)換為在載體坐標系下的地球自轉(zhuǎn)角速率投影<(〇，
[0036] 其中，coie3為地球自轉(zhuǎn)角速率，<⑴為載體姿態(tài)矩陣⑴的轉(zhuǎn)置矩陣，載體姿態(tài)矩 陣CTW初始值根據(jù)外界直接提供的載體初始航向以及傾角儀測量獲得的載體俯仰角和載 體橫滾角獲得，L為當?shù)氐乩頍樁?，?〇中b為載體坐標系，⑴中η為導航坐標系，導航坐 標系即為東北天當?shù)氐乩碜鴺讼担?br>[0037] S13:根據(jù)公式外)=# -+ 的計算獲得所述載體航向在載體系下的投 影Φ⑴，
[0038] 其中為載體坐標系下的地球自轉(zhuǎn)角速率投影<(〇的天向分量，t為時間變 量，當t = 0時，所述載體在載體系下的初始投影為Φ (0)。
[0039] 作為本發(fā)明的又一個實施例，本發(fā)明的步驟S2具體為：
[0040]
計算獲得所述載體在載體系下的投 影Φ (t)的旋轉(zhuǎn)矩陣C2 (t)，其中，Φ (t)為所述載體在載體系下的投影，
[0041]
計算獲得傾角 儀姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣&(0，
[0042] 其中，0(t)為傾角儀測量獲得的載體俯仰角；γ (t)為傾角儀測量獲得的載體橫滾 角；
[0043] S23:根據(jù)公式C3 (t) = & (t)*C2 (t)獲得載體的姿態(tài)矩陣C3 (t)。
[0044] 作為本發(fā)明的又一個實施例，本發(fā)明的步驟S3具體為：
[0045]
_計算獲得載體當前的航向yaw(t);
[0046] 其中，C3(t)(l，2)為載體的姿態(tài)矩陣C3(t)的第一行第二項，C3(t)(2,2)為載體的 姿態(tài)矩陣C 3(t)的第二行第二項；
[0047] S32:采用傾角儀測量獲得載體當前的俯仰角0(t)以及載體當前橫滾角y(t)，所 述載體當前的航向yaw(t)、所述載體當前的俯仰角0(t)以及所述載體當前橫滾角γ (t)共 同表征載體當前航姿。
[0048] 本發(fā)明提供的基于陀螺和傾角儀的航姿測量方法，是一種低動態(tài)高精度航姿測量 方法，以單軸陀螺和雙軸傾角儀為基本數(shù)據(jù)傳感器，利用傾角儀旋轉(zhuǎn)矩陣對載體在載體系 下的投影進行姿態(tài)分解，從而獲得高精度的航向解算，對航姿測量領域的低動態(tài)測量有較 大貢獻。本發(fā)明簡單巧妙，符合實際需求，實用性強，進步顯著，能夠大規(guī)模推廣使用。
[0049]本領域的技術(shù)人員容易理解，以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以 限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包含 在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1. 一種基于巧螺和傾角儀的載體航姿測量方法，所述巧螺和所述傾角儀均設置在載體 上，其特征在于，其包括如下步驟： S1:根據(jù)巧螺實測的載體角速率w(t)及外界直接提供的載體初始航向，計算獲得載體 航向在載體系下的投影Φ (t )，其中，t為時間變量； S2:根據(jù)公式C3(t)=Ci(t)*C2(t)計算獲得載體的姿態(tài)矩陣C3(t)，其中，Ci(t)為傾角儀 姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣;C2(t)為所述Φα)的旋轉(zhuǎn)矩陣，t為時間變量； S3:根據(jù)所述載體的姿態(tài)矩陣C3(t)計算獲得載體當前的航向，采用傾角儀測量獲得載 體當前的俯仰角W及載體當前橫滾角，所述載體當前的航向、所述載體當前的俯仰角W及 所述載體當前橫滾角共同表征載體當前航姿。2. 如權(quán)利要求1所述的一種基于巧螺和傾角儀的載體航姿測量方法，其特征在于，所述 步驟S1具體包括如下子步驟： S11:選擇東北天當?shù)氐乩碜鴺讼底鳛閷Ш阶鴺讼?，采集巧螺實測的載體的角速率ω (t)，其中，t為時間變量； S12:根據(jù)公式，將地球自轉(zhuǎn)角速ω 16在東北天當?shù)氐乩碜鴺讼? 下的投影轉(zhuǎn)換為在載體坐標系下的地球自轉(zhuǎn)角速率投影巧t(〇， 其中，ω 16為地球自轉(zhuǎn)角速率，C(〇為載體姿態(tài)矩陣C價的轉(zhuǎn)置矩陣，載體姿態(tài)矩陣 q'(o初始值根據(jù)外界直接提供的載體初始航向W及傾角儀測量獲得的載體俯仰角和載體 橫滾角獲得，L為當?shù)氐乩砭喍龋珻i貨中b為載體坐標系，CtW中η為導航坐標系，導航坐標 系即為東北天當?shù)氐乩碜鴺讼担? S13:根據(jù)公式抑〇 = 9如-1) +似（〇-始(0計算獲得所述載體航向在載體系下的投影Φ (t)， 其中，0右的為載體坐標系下的地球自轉(zhuǎn)角速率投影的天向分量，t為時間變量，當 t = 0時，所述載體在載體系下的初始投影為Φ (0)。3. 如權(quán)利要求2所述的一種基于巧螺和傾角儀的載體航姿測量方法，其特征在于，步驟 S2具體包括如下子步驟： S21:根據(jù)公式計算獲得所述載體在載體系下的投影Φ (t)的旋轉(zhuǎn)矩陣C2 (t)，其中，Φ (t)為所述載體在載體系下的投影， S22:根據(jù)公??計算獲得傾角儀姿態(tài) 旋轉(zhuǎn)矩陣Ci(t)， 其中，e(t)為傾角儀測量獲得的載體俯仰角；丫（t)為傾角儀測量獲得的載體橫滾角； S23:根據(jù)公式C3(t)=Ci(t)*C2(t)獲得載體的姿態(tài)矩陣C3(t)。4.如權(quán)利要求3所述的一種基于巧螺和傾角儀的載體航姿測量方法，其特征在于，步驟 S3具體包括如下子步驟： S31:根據(jù)公計算獲得載體當前的航向yaw (t); 其中，C3(t)(l，2)為載體的姿態(tài)矩陣C3(t)的第一行第二項，C3(t)(2,2)為載體的姿態(tài) 矩陣C3(t)的第二行第二項； S32:采用傾角儀測量獲得載體當前的俯仰角0(t)W及載體當前橫滾角丫（t)，所述載 體當前的航向yaw(t)、所述載體當前的俯仰角0(t) W及所述載體當前橫滾角丫（t)共同表 征載體當前航姿。
【文檔編號】G01C21/16GK106092098SQ201610727023
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年8月25日
【發(fā)明人】崔蒞杭
【申請人】湖北三江航天紅峰控制有限公司