基于起飛過程的機載SINS自標定方法*

戴邵武 趙 陽 賈臨生 戴洪德

（海軍航空大學 煙臺 264001）

1 引言

捷聯慣導系統作為飛機的主要導航系統，相比于平臺式慣導系統，具有體積小、成本低和可靠性高等特點[1]。但是由于慣導直接固連在機體上，使得其同樣處于惡劣的飛行環(huán)境中，內部參數易發(fā)生改變，所以需定期標定機載SINS[2～3]，保證其導航精度。

機載SINS的常規(guī)標定方法是將其從飛機上拆卸下來，送到專業(yè)的實驗室，依據高精度轉臺實現機載SINS的標定，但是這種做法存在標定時間較長、耗費人力物力和影響飛行計劃等缺點[4～5]。Gamble等[6]建立9維Kalman濾波器，以速度誤差、失準角及加速度計的零偏為狀態(tài)向量，以靜基座發(fā)射架進行機動時，INS的速度誤差作為觀測量，實現了加速度計零偏的估計，但是該方法僅針對低成本多發(fā)火箭炮系統的射前加速度計標定。Fong等[7]在不依賴轉臺的情況下，采用多位置法實現加速度計標定，隨后利用運動中加速度計和慣性測量單元定向算法輸出結果相比較，實現陀螺儀的標定，雖然無需高精度測量設備，卻仍需從載體內部拆卸慣導系統，靜置在不同的位置進行測試。陸志東[8]研究了捷聯慣導系統的空中標定技術，驗證了空中標定的可行性。房建成等[9]研究了基于四元數最優(yōu)化的機載慣導系統空中標定技術，但只對陀螺儀的誤差參數進行了估計。聶子健等[10]提出基于觀測量匹配的空中標定技術，但是整個仿真飛行時間較長，在實際飛行過程中，存在衛(wèi)星導航精度無法保證等問題。

針對上述問題，本文提出基于常規(guī)起飛過程的機載SINS自標定，根據SINS/GPS組合導航原理，設計了自標定模型，結合常規(guī)起飛過程的機動，以慣導輸出與機場跑道附近高精度差分GPS差值作觀測量，應用Kalman濾波，實現慣性導航元器件誤差參數估計。仿真結果表明，該方法能夠實現部分慣導參數的標定，證明了該方法的有效性。

2 慣導系統誤差方程

3 自標定誤差模型

3.1 狀態(tài)模型

3.2 量測模型

3.3 Kalman濾波器

4 飛行軌跡設計

現有空中標定方法需要在空中做額外的機動，且導航衛(wèi)星精度無法保證，本文通過飛機起飛的機動過程，利用跑道附近的高精度差分GPS，實現陀螺儀和加速度計相關誤差參數的標定。整個起飛過程由六個階段組成，如下所示。

1）靜止20s。

2）以6.5m/s2的加速度加速12s，速度達到78m/s。

3）速度達到后，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將飛機改平，持續(xù)15s。

6）勻速飛行 100s。

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

圖1 起飛過程軌跡圖

5 仿真實驗分析

機載SINS誤差參數如表1所示。

表1 機載SINS誤差參數設定

GPS定位噪聲為0.5m，測速噪聲為0.1m/s。機載SINS解算周期是0.04s，濾波周期是1s。

Kalman濾波初值設置如下。

初始誤差協方差陣為

噪聲方差陣為

本文以速度誤差為觀測量，量測誤差方差陣為

仿真結果如圖2～3所示，圖中“實線”代表仿真誤差曲線，“虛線”代表待標定誤差參數值。

圖2 陀螺儀和加速度計零偏誤差估計曲線

圖3 陀螺儀和加速度計標度因數誤差估計曲線

由圖2和圖3知，陀螺儀Y軸常值漂移激勵效果較好，Χ軸部分誤差被激勵出，Z軸激勵效果較差；加速度計整體激勵效果一般，Χ，Y軸激勵效果稍好于Z軸。δKay，δKaz，δKgx在起飛過程激勵效果較好，能夠達到預期要求。本文所提方法可以實現部分慣導參數的標定，但是也存在一部分參數激勵效果不完全或者沒有激勵效果。

6 結語

由于現有文獻介紹的空中標定方法中衛(wèi)星導航精度和穩(wěn)定性難以滿足要求，本文提出了基于飛行過程的機載SINS自標定方法，結合常規(guī)起飛過程的機動，以機場跑道附近的高精度差分GPS輸出值和慣導解算速度差值作觀測量，采用Kalman濾波實現慣導參數的估計，仿真結果證明了該方法的有效性?？紤]下一步機載SINS自標定研究時，增加二次爬升機動從而更好地激勵陀螺儀常值漂移；增加部分空中的機動效果，實現慣導的全參數標定。