一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法

摘要

本发明涉及一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，包括如下步骤：将三套捷联惯性组件，分别安装在支架基座上，通过支架基座固定在振动台上；根据捷联惯性组件输出的测量数据计算三套捷联惯性组件初始俯仰不水平度和偏航不水平度；计算三套捷联惯性组件的四元数初始值；开始振动试验，记录三套捷联惯性组件中的陀螺和加速度计输出数据；通过惯性导航算法进行导航计算，获得三套捷联惯性组件输出计算出的位置、速度和姿态；计算三套捷联惯性组件两两之间的位置差值，判断捷联惯性组件的一致性。本发明在振动环境中，评估三套捷联惯性组件导航一致性和精度，避免在飞行中出现由于支架基座影响而导致的误判。

说明书

技术领域

本发明涉及一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，属于航天试验领域。

背景技术

运载器飞行中采用多套捷联惯性组件冗余模式提高飞行可靠性，现有运载器采用三捷联惯性测量组合。为考核捷联惯性组件性能，需要进行导航精度试验，在试验过程中，将三套捷联惯性组件安装在支架基座上，通过振动台控制施加规定振动激励来模拟飞行过程，通过总线录取捷联惯性组件脉冲数进行导航计算，由于安装支架基座平面较大，在振动过程中存在挠曲变形，使得三套惯组输出不一致。因此需要对三套捷联惯性组件导航一致性和精度进行评定，用于考核捷联惯性组件对振动过程的适应能力。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，实现在振动过程终对捷联惯性组件的考核。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种共支架基座三捷联惯组导航一致性试验方法，包括如下步骤：

(1)将三套捷联惯性组件，捷联惯组A、捷联惯组B、捷联惯组C分别安装在支架基座上，通过支架基座固定在振动台上；测得三套捷联惯性组件的方位角A_0A、A_0B、A_0C，得到滚动角捷联惯性组件加电准备完成后，根据捷联惯性组件输出的测量数据计算三套捷联惯性组件初始俯仰不水平度和偏航不水平度ψ_0A、ψ_0B、ψ_0C；

(2)利用初始俯仰不水平度和偏航不水平度ψ_0A、ψ_0B、ψ_0C，滚动角γ_0A、γ_0B、γ_0C计算三套捷联惯性组件的四元数初始值；

(3)开始振动试验，记录三套捷联惯性组件中的陀螺和加速度计输出数据；

(4)通过惯性导航算法进行导航计算，获得三套捷联惯性组件输出计算出的位置、速度和姿态；计算三套捷联惯性组件两两之间的位置差值，并与阈值比较，判断是否超差；计算三套捷联惯性组件两两之间的速度差值，并与阈值比较，判断是否超差；计算三套捷联惯性组件两两之间的位置差值，并与阈值比较，判断是否超差；计算三套捷联惯性组件两两之间的姿态差值，并与阈值比较，判断是否超差；如果两套捷联惯性组件之间的差值存在超差则认为两个捷联惯性组件不一致。

优选的，步骤(2)中利用初始俯仰不水平度和偏航不水平度ψ_0A、ψ_0B、ψ_0C，滚动角γ_0A、γ_0B、γ_0C计算三套捷联惯性组件的四元数初始值的具体方法为：捷联惯组A的俯仰角为：捷联惯组A的四元数q_A，初始值q_0A、q_1A、q_2A、q_3A为：

捷联惯组B的俯仰角为：捷联惯组B的四元数初始值q_0B、q_1B、q_2B、q_3B为：

捷联惯组C的俯仰角为：捷联惯组C的四元数初始值q_0C、q_1C、q_2C、q_3C为：

优选的，三套捷联惯性组件的方位角A_0A、A_0B、A_0C即为每套捷联惯性组件与北向的夹角，通过瞄准测得。

优选的，如果两个捷联惯组一致，两个捷联惯组均与另外一个捷联惯组不一致，则认为另外一个惯组一致性差，器件偏差大。

优选的，如果存在捷联惯性组件不一致的情况，则通过后续分析区分捷联惯性组件和支架基座对导航一致性产生的影响，如果由于支架基座产生的不一致，则对飞行过程中一致性判断阈值进行补偿。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明在振动环境中，通过共基座三捷联惯性组件导航一致性仿真试验，评估三套捷联惯性组件导航一致性和精度。

(2)本发明可以对飞行过程中三套捷联惯性组件一致性判断提供依据，避免在飞行中出现由于支架基座影响而导致的误判。

(3)本发明的方法利用实际飞行使用的支架和惯组，采用实际惯组输出数据，试验准确，可对飞行中的数据处理提供有效指导。

附图说明

图1为本发明的三套捷联惯性组件安装示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明进一步详细说明。

试验方法主要包括如下步骤：

(1)捷联惯性组件方位角、不水平度计算

如图1所示，将三套捷联惯性组件(主惯组A、备份惯组B、备份惯组C)安装在支架基座上，通过支架基座固定在振动台上，试验开始前测得三套捷联惯性组件的方位角A_0A、A_0B、A_0C，得到滚动角

捷联惯性组件加电30分钟，根据捷联惯性组件输出的测量数据计算三套捷联惯性组件初始俯仰不水平度和偏航不水平度ψ_0A、ψ_0B、ψ_0C。

(2)四元数初始值计算

采用步骤(1)中获得的初始不水平度和滚动角进行四元数初始值计算：

主惯组A的俯仰角为：主惯组A的四元数q_A，初始值q_0A、q_1A、q_2A、q_3A为：

备份惯组B的俯仰角为：备份惯组B的四元数初始值q_0B、q_1B、q_2B、q_3B为：

备份惯组C的俯仰角为：备份惯组C的四元数初始值q_0C、q_1C、q_2C、q_3C为：

(3)开始振动试验，记录三套捷联惯性组件中的陀螺和加速度计输出数据。

(4)导航一致性计算

振动结束后，通过惯性导航算法进行导航计算，获得3套惯组对应的位置、速度和姿态导航信息，进行两两做差，判断差值是否满足阈值要求，如果差值均满足要求，则认为3个惯组一致；如果两个惯组之间的差值满足要求，与另外一个惯组不一致，则认为两个惯组一致，另外一个惯组存在故障；否则认为3个惯组不一致。

录取捷联惯性组件器件数据，采用惯组中的陀螺和加速度计数据，得到三套捷联惯性组件的速度、位置和姿态导航数据，三套捷联惯性组件导航数据间的差为一致性误差。

通过惯性导航算法进行导航计算的具体方法如下：

速度初值(V₀＝0)和试验地点位置(α₀)作为位置初值进行惯性导航计算，速度计算公式：

V_i＝V_i-1+ΔW_i+g·τ

V_i为惯性导航计算速度数据，ΔW_i为加速度计输出数据，g为重力加速度，τ惯组输出间隔时间。

位置计算公式：

α_i＝α_i-1+V_i·τ

α_i为惯性导航计算位置数据。

姿态计算公式：

对于惯组A，q_A计算公式如下：

其中：δθ_Ax1[i]、δθ_Ay1[i]、δθ_Az1[i]为惯组陀螺输出数据。

δθ_A[i]²＝δθ_Ax1[i]²+δθ_Ay1[i]²+δθ_Az1[i]²；

(q_0A[i]，q_1A[i]，q_2A[i]，q_3A[i])惯性导航计算四元数数据。

主惯组A的四元数初始值为q_0A、q_1A、q_2A、q_3A。

对于惯组B和惯组C分别采用各自的四元数初始值和惯组陀螺输出数据，利用上述公式计算姿态四元素q_B和q_C。

计算3套惯组惯性导航计算速度数据V_Ai,V_Bi,V_Ci两两之间的差值，并与阈值比较，判断是否超差；

计算3套惯组惯性导航计算位置数据α_Ai,α_Bi,α_Ci两两之间的差值，并与阈值比较，判断是否超差；

计算3套惯组惯性导航计算姿态四元素数据q_A，q_B，q_C两两之间的差值，并与阈值比较，判断是否超差；

如果以上任意数据存在超差则认为两个惯组不一致。

如果差值均满足要求，则认为3个惯组一致；如果两个惯组之间的差值满足要求，与另外一个惯组不一致，则认为两个惯组一致，另外一个惯组一致性差，器件偏差大；如果3个惯组均不一致，则认为3个惯组一致性差器件偏差大。如果存在捷联惯性组件不一致的情况，则通过后续定量分析区分捷联惯性组件和支架基座对导航一致性产生的影响，如果由于支架基座产生的不一致，则对飞行过程中一致性判断阈值进行补偿。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。