[发明专利]一种航姿系统的地球自转误差补偿方法

说明书

技术领域

本发明属于导航技术领域，涉及一种提高飞机航姿系统精度的航姿系统的地球自转误差补偿方法。

背景技术

机载航姿系统通过测量载体的角速率和线加速度来确定飞机的姿态及航向角。航姿系统内的陀螺测量的角速率输入是载体相对于惯性空间的转动角速率，其中包括载体相对于地球表面转动角速率和地球相对于太阳自转的角速率两部分。对于航向姿态的积分解算，地球自转角速率是一种误差源，将直接影响航向和姿态精度。

在稳态飞行条件下，系统尚可通过加速度计输出和磁航向信息，修正航向姿态误差，但因地球自转角速率误差量较大，影响修正效果。在机动飞行条件下，加速度计输出和磁航向信息不可用，航向姿态随地球自转角速率而漂移。

地球自转角速率的北向、天向分量由当地纬度决定。如欲补偿该部分误差，必须获知当地纬度值。航姿系统通常不设计输入即时位置的接口，也不要求机组输入即时位置，因而无法根据纬度补偿地球自转误差。

发明内容

本发明的目的是提出一种根据纬度补偿地球自转误差的航姿系统的地球自转误差补偿方法。本发明的技术解决方案是：将飞机预期飞行范围中心位置的纬度值预先存储于外部补偿器中，外部补偿器与航姿系统中的航向姿态部件内的计算机通过串行总线连接；实时补偿方法包括以下步骤：

1)飞机上电后，航向姿态部件内的计算机通过串行总线，从外部补偿器读取飞机预期飞行范围中心位置的纬度值

2)航向姿态部件内的计算机计算预期飞行范围中心位置的地球自转角速率北向分量、天向分量：

其中ω_ie为地球自转角速率，ω_northc为中心纬度处地球自转角速率北向分量，ω_upc为中心纬度处地球自转角速率天向分量；

3)将上述的北向分量、天向分量转换到飞机机体系，得到待补偿值：

ωxcωycωzc=Cnb·0ωnorthcωupc]]>

其中的为从导航系到飞机机体系的3×3阶坐标转换矩阵，由飞机的航向、俯仰、横滚角唯一确定；ω_xc、ω_yc、ω_zc为地球自转角速率在飞机机体系三轴上的分量，是待补偿的误差项；

4)航向姿态部件内的计算机实时读取沿飞机机体系三个轴向安装的三只陀螺的输出值ω_xo、ω_yo、ω_zo；