一種基于偏振光傳感器的航姿測(cè)定方法
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種基于偏振光傳感器的航姿測(cè)定方法，采用設(shè)備包括三軸陀螺儀、三軸加速度計(jì)、偏振光傳感器、GPS和飛控計(jì)算機(jī)。采用互補(bǔ)濾波器算法對(duì)各傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，通過(guò)加速度計(jì)測(cè)量數(shù)據(jù)修正陀螺儀角速率的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角誤差，偏振光傳感器測(cè)量數(shù)據(jù)修正陀螺儀角速率的航向角誤差，提高飛行器的姿態(tài)測(cè)量精度。本發(fā)明相比于傳統(tǒng)航姿參考系統(tǒng)，具有不受電磁干擾、靜動(dòng)態(tài)環(huán)境測(cè)量精度高等優(yōu)點(diǎn)。
【專利說(shuō)明】一種基于偏振光傳感器的航姿測(cè)定方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行器姿態(tài)測(cè)量與估計(jì)【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及一種基于偏振光傳感器的航姿 測(cè)定方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 航姿參考系統(tǒng)（AHRS)能夠?yàn)轱w行器提供航向角、滾轉(zhuǎn)角和俯仰角信息。它一般由 多個(gè)軸向傳感器組成，目前主要有兩種組合：一種由三軸陀螺儀、三軸加速度計(jì)和三軸磁強(qiáng) 計(jì)組成，另一種由三軸陀螺儀、三軸加速度計(jì)和GPS組成。但是以上兩種方法的測(cè)量均存在 各自的缺點(diǎn)：第一種組合的磁強(qiáng)計(jì)容易受到周圍磁場(chǎng)和其他機(jī)載電子設(shè)備的影響，從而導(dǎo) 致航向誤差增大；第二種方法的GPS在靜態(tài)時(shí)不能提供航向角，高機(jī)動(dòng)時(shí)易丟星，同樣將導(dǎo) 致航向誤差的增大。為了彌補(bǔ)以上缺點(diǎn)，本發(fā)明加入了偏振光傳感器，提出基于偏振光傳感 器的航姿測(cè)定方法。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明旨在采用偏振光傳感器測(cè)量的偏振光方位角去修正陀螺儀的測(cè)量數(shù)據(jù)，提 高姿態(tài)捷聯(lián)矩陣的精確性，已達(dá)到提高姿態(tài)測(cè)量精度的目的。
[0004] 本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：
[0005] -種基于偏振光傳感器的航姿測(cè)定方法，采用的設(shè)備包括三軸陀螺儀、三軸加速 度計(jì)、偏振光傳感器、GPS和飛控計(jì)算機(jī)。三軸陀螺儀測(cè)量飛行器三軸角速率，三軸加速度 計(jì)測(cè)量飛行器的三軸加速度。偏振光傳感器測(cè)量偏振光方位角。GPS提供當(dāng)?shù)貢r(shí)間、飛行 器所在位置、速度信息。飛控計(jì)算機(jī)需要實(shí)時(shí)處理各種傳感器傳回的數(shù)據(jù)，還要將處理的結(jié) 果發(fā)送給飛行器的控制單元，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的機(jī)構(gòu)控制，同時(shí)也承擔(dān)將數(shù)據(jù)發(fā)送到地面 站和接受地面控制指令的任務(wù)，因此必須考慮信息處理的實(shí)時(shí)性和數(shù)據(jù)融合算法的精簡(jiǎn)程 度。通過(guò)加速度計(jì)測(cè)量的數(shù)據(jù)校正陀螺儀角速率的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角誤差，偏振光傳感器測(cè)量 數(shù)據(jù)修正陀螺儀角速率的航向角誤差，提高飛行器的姿態(tài)測(cè)量精度。
[0006] 該方法具體步驟如下：
[0007] (1)采集三軸加速度計(jì)、偏振光傳感器和GPS的輸出數(shù)據(jù)，確定飛行器的初始滾轉(zhuǎn) 角小、俯仰角9和航向角V，建立導(dǎo)航坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的初始姿態(tài)矩陣Cg和機(jī)體坐 標(biāo)系到偏振光傳感器坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣(?"。
[0008] (2)根據(jù)飛行器所屬時(shí)區(qū)，通過(guò)天文歷計(jì)算方法估算當(dāng)?shù)靥?yáng)高度角hs、方位角 A s，然后計(jì)算得到太陽(yáng)方向矢量在導(dǎo)航坐標(biāo)系下的投影
[0009] a^un = [cos(hs)sin(As) cos(hs)cos(As) ,sin(hs)] (I)
[00i0] (3)根據(jù)偏振光傳感器坐標(biāo)系、機(jī)體坐標(biāo)系、導(dǎo)航坐標(biāo)系之間關(guān)系和瑞利散射原理 得到偏振光傳感器坐標(biāo)系下的入射光最大偏振方向矢量的觀測(cè)值：
[0011]

【權(quán)利要求】
1. 一種基于偏振光傳感器的航姿測(cè)定方法，其特征在于以下步驟， (1) 采集三軸加速度計(jì)、偏振光傳感器和GPS的輸出數(shù)據(jù)，確定飛行器的初始滾轉(zhuǎn)角 Φ、俯仰角Θ和航向角Ψ，建立導(dǎo)航坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的初始姿態(tài)矩陣和機(jī)體坐標(biāo) 系到偏振光傳感器坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣（Γ ; (2) 根據(jù)飛行器所屬時(shí)區(qū)，通過(guò)天文歷計(jì)算方法估算當(dāng)?shù)靥?yáng)高度角hs、方位角As，然 后依據(jù)下式（1)計(jì)算得到太陽(yáng)方向矢量在導(dǎo)航坐標(biāo)系下的投影
(3) 根據(jù)下式（2)中偏振光傳感器坐標(biāo)系、機(jī)體坐標(biāo)系、導(dǎo)航坐標(biāo)系之間關(guān)系和瑞利散 射原理得到偏振光傳感器坐標(biāo)系下的入射光最大偏振方向矢量的觀測(cè)值：
(4) 米集偏振光傳感器輸出的偏振方位角Ψρ1，在偏振光傳感器坐標(biāo)系下，計(jì)算入射光 的最大偏振方向矢量的測(cè)量值
(5) 計(jì)算航向誤差校正矢量，入射光最大偏振方向矢量的觀測(cè)值與測(cè)量值的偏差即為 航向角誤差，其值為兩個(gè)矢量的叉乘：
(6) 采集三軸加速度數(shù)據(jù)gb和三軸陀螺儀數(shù)據(jù)《b，去掉加速度計(jì)測(cè)量值中的向心加速 度，得到重力加速度矢量參考值； gy=g,+〇Z"^V ⑷ 其中速度V由GPS得到，由V經(jīng)過(guò)公式計(jì)算得到。 (7) 計(jì)算俯仰、滾轉(zhuǎn)誤差校正矢量，即重力加速度的觀測(cè)值與實(shí)際測(cè)量參考值&單位矢 量的差值，其值為兩矢量的叉乘：
(8) 進(jìn)行互補(bǔ)濾波，通過(guò)反饋控制校正陀螺儀測(cè)量角速率，從而提高航向角、俯仰角、滾 轉(zhuǎn)角的精度； ω = ω b+kvPe v+kvldt Σ e v+k$ 9 Peφ 9+k$ 9 jdt Σ eφ 9 (6) (9) 通過(guò)四元數(shù)法更新，得到新的姿態(tài)矩陣和姿態(tài)角； (10) 重復(fù)（1)至（9)過(guò)程，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)實(shí)時(shí)輸出飛行器的航姿信息。
【文檔編號(hào)】G01C25/00GK104374388SQ201410628075
【公開(kāi)日】2015年2月25日 申請(qǐng)日期:2014年11月10日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月10日
【發(fā)明者】金仁成, 華宗治, 芮楊, 陳文 , 褚金奎, 孫會(huì)生 申請(qǐng)人:大連理工大學(xué)