一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法

技术领域

本发明属于惯性传感器标定技术领域，具体涉及一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法。

背景技术

惯性航向姿态参考系统由三个正交轴方向布置的陀螺和加速度计、计算机、台体与机箱结构件组成，可以为载体实时提供角速度、加速度、姿态、航向、速度、位置等航向姿态参考信息，具有自主性、隐蔽性和实时性等突出特征。

精度较低的惯性航向姿态参考系统通常与双天线卫星导航系统结合，通过双天线测向原理快速获取较高精度的航向数据，从而完成系统初始对准过程，建立较高精度的初始姿态航向信息。

然而，惯性航向姿态参考系统所使用的陀螺和加速度计等惯性传感器在使用一段时间后其参数会发生不同程度的变化，误差会越来越大，并直接影响惯性航向姿态参考系统的性能。为保持性能指标满足应用需求，当前的解决方案是通过定期的离机误差标定来修正惯性器件的参数误差。但是离机标定成本高、时间长、对惯性航向姿态参考系统的性能保持效果有限，且增加了用户对系统的维护负担和难度，影响整体可用性与保障效率。

发明内容

本发明的目的是：提出一种在初始对准过程中，利用双天线测向结果，通过计算辨识惯性航向姿态参考系统中的惯性传感器零偏误差的方法，惯性传感器包括各轴向的陀螺以及加速度计。

本发明的技术方案：本发明提供了一种基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法，用于与双天线卫星导航系统结合使用的惯性航向姿态参考系统，所述惯性传感器为惯性航向姿态参考系统中的惯性传感器，包括各轴向的陀螺以及加速度计，所述方法包括以下步骤：

S1：惯性航向姿态参考系统从双天线卫星导航系统的卫星导航接收机得到载体在地球表面的位置信息，作为系统的初始位置；

S2：惯性航向姿态参考系统通过解析粗对准过程和基于卡尔曼滤波的精对准过程得到载体的姿信息态和惯性航向信息，包括俯仰角、横滚角和惯性航向角；

S3：双天线卫星导航系统的卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线得到载体卫星航向角；

S4：利用双天线基线与载体纵轴之间的安装误差对载体卫星航向角进行校正补偿，利用惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差对载体惯性航向角进行校正补偿；

S5：利用利用步骤S2中得到的载体俯仰角

S6: 通过卡尔曼滤波计算得到等效天向陀螺零偏估计值和等效天向加速度计零偏估计值；

S7：结合卫星导航双天线测向结果，计算得到等效北向陀螺零偏、等效东向陀螺零偏；

S8：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏；

S9：在不同的姿态或航向条件下，重复进行三次步骤S1-S6，通过卡尔曼滤波计算得到三次的等效天向加速度计零偏估计值；采用S5所述方法计算得到三次的姿态转换矩阵;

S10：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏。

在一个可能的实施例中，所述步骤S4中，利用惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差对载体惯性航向角进行校正补偿的过程具体包括：

通过光学测量手段，对惯性航向姿态参考系统航向角基准定位销或者基准平面与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到惯性航向安装误差角

利用初始航向角

在一个可能的实施例中，所述步骤S4中，利用双天线基线与载体纵轴之间的安装误差对载体卫星航向角信息进行校正补偿的过程具体包括：

通过光学测量手段，对卫星导航接收机通过双天线形成的基线与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到卫星航向安装误差角

双天线卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线得到载体的卫星航向角

利用载体的卫星航向角

在一个可能的实施例中，在所述步骤S5中，利用利用步骤S2中得到的载体俯仰角

式中，

在一个可能的实施例中，所述步骤S6具体包括如下步骤：

S601：选取初始对准卡尔曼滤波器状态变量如下式（四）所示：

其中，

S602：建立卡尔曼滤波器的状态转移矩阵如下式（五）所示：

其中，

其中，

S603：建立卡尔曼滤波器量测信息如下式（六）所示：

其中，

S604：建立卡尔曼滤波器量测矩阵如下式（七）所示：

S605：操作惯性航向姿态参考系统进行地面静态初始对准卡尔曼滤波，计算得到状态量的估计结果为：

在一个可能的实施例中，在所述步骤S7中，结合卫星导航双天线测向结果，根据下式（八）计算得到等效北向陀螺零偏

根据下式（九）计算得到等效东向陀螺零偏

在一个可能的实施例中，在所述步骤S8中，根据下式（十）计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏：

在一个可能的实施例中，在所述步骤S10中，根据下式（十一）计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏：

其中，

本发明的有益效果：本发明实现利用双天线测量得到的航向结果，获得三个轴向的惯性传感器零偏误差的方法，满足惯性航向姿态参考系统使用过程中误差自动辨识，避免了系统拆卸后误差标定过程，降低了系统维护成本，提升了系统使用性能。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。本发明不限于下面所提出的任何具体设置和方法。

本发明提供了基于双天线测向的惯性传感器零偏误差辨识方法，其特征在于包括以下步骤：

S1：惯性航向姿态参考系统从卫星导航接收机得到载体在地球表面的位置信息,包括纬度

S2：通过光学测量手段，对惯性航向姿态参考系统航向角基准定位销或者基准平面与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到惯性航向安装误差角

S3：惯性航向姿态参考系统通过解析粗对准过程和基于卡尔曼滤波的精对准过程可以得到载体较为精确的姿态信息和惯性航向信息，包括俯仰角

S4：利用惯性航向角

S5：通过光学测量手段，对卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线与载体纵轴之间的安装误差角进行标校，得到卫星航向安装误差角

S6：双天线卫星导航接收机通过两个卫星导航天线形成的基线可以得到载体的卫星航向角

S7：利用载体的卫星航向角信息

鉴于双天线基线与载体纵轴之间的安装误差、惯性航向姿态参考系统与载体之间的安装误差，均已得到校正补偿，故可以认为两者的航向角测量基准一致，即

S8：通过载体的俯仰角

式中，

S9：通过卡尔曼滤波计算得到等效天向陀螺零偏估计值和等效天向加速度计零偏估计值，具体包括以下步骤：

S901：选取初始对准卡尔曼滤波器状态变量如下：

其中，

S902：建立卡尔曼滤波器的状态转移矩阵如下：

其中，

其中，

S903：建立卡尔曼滤波器量测信息如下：

其中，

S904：建立卡尔曼滤波器量测矩阵如下：

S905：操作惯性航向姿态参考系统进行地面静态初始对准卡尔曼滤波，计算得到状态量的估计结果为：

S10：结合卫星导航双天线测向结果，计算得到等效北向陀螺零偏

S11：进一步，计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向的陀螺零偏如下：

S12：在不同的姿态或航向条件下，重复进行三次上述S1到S9过程。通过卡尔曼滤波计算得到三次的等效天向加速度计零偏估计值如下：

其中，

S13：通过载体俯仰角

其中，

S14：计算机体坐标系下X,Y,Z三个轴向加速度计零偏如下：