[发明专利]一种低精度惯导滚动角确定方法

说明书

本发明属于惯性导航技术领域，具体为一种低精度惯导滚动角确定方法，由马赫数计算空速，之后对陀螺输出去噪声，由去噪后的值确定航向角速率，最后进行惯导滚动角计算，本方法在纯惯性导航下进行滚动角计算，保证低精度惯导在纯惯性导航下的滚动角计算精度和稳定性，采用滑动窗口对滚动角解算值进行去噪，满足了精度要求，方法适应性较强。

技术领域

本发明属于惯性导航技术领域，具体涉及一种低精度惯导滚动角确定方法。

背景技术

对于低精度惯导系统而言，由于其陀螺的零偏稳定性较大以及较大的输出噪声，不能在长时间纯惯性导航条件下保证其输出的姿态精度和稳定性，会对控制产生极为不利的影响，甚至导致运载体失控。以某型号无人机所用的惯导系统来看，陀螺精度约0.1°/s(静态实测值)，噪声均方差0.5(°/s)²，考虑到动态情况下的各种误差，此时如果仅依靠惯性导航进行姿态解算将无法满足无人机姿态控制需求。成为此型号研制过程中必须解决的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种低精度惯导滚动角确定方法，针对接收机失效情况确定滚动角，提升无人机的可靠性。

本发明的技术方案如下：

一种低精度惯导滚动角确定方法，该方法步骤如下：

步骤1、由马赫数计算空速

其中，M_a为马赫数，T为大气静温，v_a为空速；

步骤2、陀螺输出去噪声

其中，n为滑动窗口所包含的角速率输出个数，为去噪后的当前时刻航向陀螺输出；

步骤3、确定航向角速率

其中，θ为俯仰角，γ为滚动角，分别为航向陀螺和俯仰陀螺输出，此时为步骤2中得出的去噪后的值；

步骤4、采用下式确定惯导滚动角

其中，g为运载体所处位置的重力加速度。

所述的步骤1中，当h≤12000m时，T＝T₀-0.0065h。

所述的步骤2中，n＝100～200。

所述的步骤3中，当无人机转弯过程中为接近平飞状态，俯仰角θ≈0，俯仰角速率时，

本发明的显著效果在于：基于空速的低精度惯导在纯惯性导航下进行滚动角计算，保证低精度惯导在纯惯性导航下的滚动角计算精度和稳定性。

由于航向陀螺输出趋势项为低频信号(周期1s)，无法采用传统低通滤波器去除滚动角噪声，本方法中采用滑动窗口对滚动角解算值进行去噪，满足了精度要求，方法适应性较强。

利用某型惯性/卫星组合导航系统机载实验数据进行仿真验证，以组合导航时的滚动角作为基准考核本算法的精度和可靠性，滚动角平均误差在2°左右，满足控制需求。陀螺漂移为300°/h、空速误差50m/s时，导致的滚动角估计误差约0.4°，因此，该算法对器件和空速测量误差有较好的适应性。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步详细说明。

步骤1、由马赫数计算空速

空速和马赫数对应关系如下：