基于起飛過(guò)程的機(jī)載SINS自標(biāo)定方法*

戴邵武 趙 陽(yáng) 賈臨生 戴洪德

（海軍航空大學(xué) 煙臺(tái) 264001）

1 引言

捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)作為飛機(jī)的主要導(dǎo)航系統(tǒng)，相比于平臺(tái)式慣導(dǎo)系統(tǒng)，具有體積小、成本低和可靠性高等特點(diǎn)[1]。但是由于慣導(dǎo)直接固連在機(jī)體上，使得其同樣處于惡劣的飛行環(huán)境中，內(nèi)部參數(shù)易發(fā)生改變，所以需定期標(biāo)定機(jī)載SINS[2～3]，保證其導(dǎo)航精度。

機(jī)載SINS的常規(guī)標(biāo)定方法是將其從飛機(jī)上拆卸下來(lái)，送到專(zhuān)業(yè)的實(shí)驗(yàn)室，依據(jù)高精度轉(zhuǎn)臺(tái)實(shí)現(xiàn)機(jī)載SINS的標(biāo)定，但是這種做法存在標(biāo)定時(shí)間較長(zhǎng)、耗費(fèi)人力物力和影響飛行計(jì)劃等缺點(diǎn)[4～5]。Gamble等[6]建立9維Kalman濾波器，以速度誤差、失準(zhǔn)角及加速度計(jì)的零偏為狀態(tài)向量，以靜基座發(fā)射架進(jìn)行機(jī)動(dòng)時(shí)，INS的速度誤差作為觀測(cè)量，實(shí)現(xiàn)了加速度計(jì)零偏的估計(jì)，但是該方法僅針對(duì)低成本多發(fā)火箭炮系統(tǒng)的射前加速度計(jì)標(biāo)定。Fong等[7]在不依賴轉(zhuǎn)臺(tái)的情況下，采用多位置法實(shí)現(xiàn)加速度計(jì)標(biāo)定，隨后利用運(yùn)動(dòng)中加速度計(jì)和慣性測(cè)量單元定向算法輸出結(jié)果相比較，實(shí)現(xiàn)陀螺儀的標(biāo)定，雖然無(wú)需高精度測(cè)量設(shè)備，卻仍需從載體內(nèi)部拆卸慣導(dǎo)系統(tǒng)，靜置在不同的位置進(jìn)行測(cè)試。陸志東[8]研究了捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的空中標(biāo)定技術(shù)，驗(yàn)證了空中標(biāo)定的可行性。房建成等[9]研究了基于四元數(shù)最優(yōu)化的機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)空中標(biāo)定技術(shù)，但只對(duì)陀螺儀的誤差參數(shù)進(jìn)行了估計(jì)。聶子健等[10]提出基于觀測(cè)量匹配的空中標(biāo)定技術(shù)，但是整個(gè)仿真飛行時(shí)間較長(zhǎng)，在實(shí)際飛行過(guò)程中，存在衛(wèi)星導(dǎo)航精度無(wú)法保證等問(wèn)題。

針對(duì)上述問(wèn)題，本文提出基于常規(guī)起飛過(guò)程的機(jī)載SINS自標(biāo)定，根據(jù)SINS/GPS組合導(dǎo)航原理，設(shè)計(jì)了自標(biāo)定模型，結(jié)合常規(guī)起飛過(guò)程的機(jī)動(dòng)，以慣導(dǎo)輸出與機(jī)場(chǎng)跑道附近高精度差分GPS差值作觀測(cè)量，應(yīng)用Kalman濾波，實(shí)現(xiàn)慣性導(dǎo)航元器件誤差參數(shù)估計(jì)。仿真結(jié)果表明，該方法能夠?qū)崿F(xiàn)部分慣導(dǎo)參數(shù)的標(biāo)定，證明了該方法的有效性。

2 慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差方程

3 自標(biāo)定誤差模型

3.1 狀態(tài)模型

3.2 量測(cè)模型

3.3 Kalman濾波器

4 飛行軌跡設(shè)計(jì)

現(xiàn)有空中標(biāo)定方法需要在空中做額外的機(jī)動(dòng)，且導(dǎo)航衛(wèi)星精度無(wú)法保證，本文通過(guò)飛機(jī)起飛的機(jī)動(dòng)過(guò)程，利用跑道附近的高精度差分GPS，實(shí)現(xiàn)陀螺儀和加速度計(jì)相關(guān)誤差參數(shù)的標(biāo)定。整個(gè)起飛過(guò)程由六個(gè)階段組成，如下所示。

1）靜止20s。

2）以6.5m/s2的加速度加速12s，速度達(dá)到78m/s。

3）速度達(dá)到后，以2°/s的俯仰角拉升15s，拉升到30°。

4）保持30°角度爬升30s。

5）以2°/s將飛機(jī)改平，持續(xù)15s。

6）勻速飛行 100s。

常規(guī)起飛過(guò)程軌跡仿真圖如圖1所示，常規(guī)起飛過(guò)程持續(xù)192s。圖中，小黑點(diǎn)代表著飛機(jī)起始位置。

圖1 起飛過(guò)程軌跡圖

5 仿真實(shí)驗(yàn)分析

機(jī)載SINS誤差參數(shù)如表1所示。

表1 機(jī)載SINS誤差參數(shù)設(shè)定

GPS定位噪聲為0.5m，測(cè)速噪聲為0.1m/s。機(jī)載SINS解算周期是0.04s，濾波周期是1s。

Kalman濾波初值設(shè)置如下。

初始誤差協(xié)方差陣為

噪聲方差陣為

本文以速度誤差為觀測(cè)量，量測(cè)誤差方差陣為

仿真結(jié)果如圖2～3所示，圖中“實(shí)線”代表仿真誤差曲線，“虛線”代表待標(biāo)定誤差參數(shù)值。

圖2 陀螺儀和加速度計(jì)零偏誤差估計(jì)曲線

圖3 陀螺儀和加速度計(jì)標(biāo)度因數(shù)誤差估計(jì)曲線

由圖2和圖3知，陀螺儀Y軸常值漂移激勵(lì)效果較好，Χ軸部分誤差被激勵(lì)出，Z軸激勵(lì)效果較差；加速度計(jì)整體激勵(lì)效果一般，Χ，Y軸激勵(lì)效果稍好于Z軸。δKay，δKaz，δKgx在起飛過(guò)程激勵(lì)效果較好，能夠達(dá)到預(yù)期要求。本文所提方法可以實(shí)現(xiàn)部分慣導(dǎo)參數(shù)的標(biāo)定，但是也存在一部分參數(shù)激勵(lì)效果不完全或者沒(méi)有激勵(lì)效果。

6 結(jié)語(yǔ)

由于現(xiàn)有文獻(xiàn)介紹的空中標(biāo)定方法中衛(wèi)星導(dǎo)航精度和穩(wěn)定性難以滿足要求，本文提出了基于飛行過(guò)程的機(jī)載SINS自標(biāo)定方法，結(jié)合常規(guī)起飛過(guò)程的機(jī)動(dòng)，以機(jī)場(chǎng)跑道附近的高精度差分GPS輸出值和慣導(dǎo)解算速度差值作觀測(cè)量，采用Kalman濾波實(shí)現(xiàn)慣導(dǎo)參數(shù)的估計(jì)，仿真結(jié)果證明了該方法的有效性。考慮下一步機(jī)載SINS自標(biāo)定研究時(shí)，增加二次爬升機(jī)動(dòng)從而更好地激勵(lì)陀螺儀常值漂移；增加部分空中的機(jī)動(dòng)效果，實(shí)現(xiàn)慣導(dǎo)的全參數(shù)標(biāo)定。