一种适用于低精度无方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法技术

本发明专利技术公开了一种适用于低精度无方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法，属于惯性技术领域。本标定方法使用低精度无方位基准双轴转位设备，整个标定旋转编排需19个位置，然后以各个位置上的速度误差和天向姿态误差拟合出一阶中间参数Δg以及二阶中间参数最后依据中间参数与误差参数的关系，由最小二乘法计算出各个器件误差参数，为消除由转台引起的定位误差，将前一次迭代计算得到的误差参数和原有的惯性测量单元原始输出数据代入导航方程，再进行一次观测量、中间参数和误差参数残差的解算并进行残差补偿，依此类推，直至迭代计算得到的误差参数残差小于阈值。该标定方法可以大幅降低标定对转台精度的依赖性，具有很好的工程实用性。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于低精度无方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法
本专利技术属于航空航天捷联惯性导航技术中的惯性测量组合测试
，具体涉及一种适用于低精度无方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法。与传统标定方法相比，该标定方法适用于双轴转位设备，对转位设备的基准精度要求低且不需要对北。
技术介绍
捷联惯性导航系统具有反应时间短、可靠性高、体积小、重量轻等优点，广泛应用于飞机、舰船、导弹等军用和民用导航领域，具有重要的国防意义和巨大的经济效益。惯性测量组合是捷联惯性导航系统的核心部件，主要由3个加速度计和3个陀螺组成。标定技术是惯性导航领域的核心技术之一，是一种对误差的辨识技术，即建立惯性器件和惯导系统的误差模型，通过一系列的试验求解出误差模型中的误差项，进而通过软件算法对误差进行补偿。惯性测量组合的标定结果好坏直接影响捷联惯性导航系统的精度。惯性测量组合标定方法按层次可分为分立式标定和系统级标定两种。当前分立式标定方法的研究已经非常成熟，而系统级标定方法是由20世纪80年代发展起来的，目前正成为标定技术研究的热点。分立标定方法是根据陀螺和加速度计的误差模型，利用三轴转台提供的精确本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于低精度无方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法，其特征在于：包含如下步骤：步骤一：将惯性测量单元安装在双轴转位设备上，所述惯性测量单元初始位置保证X轴朝上或朝下，惯性测量单元通电预热后开始采集输出的原始数据，所述惯性测量单元先在第0个位置上静止3‑5分钟后，再转动到第1个位置静止3‑5分钟，随后转动到第2个位置，依此类推，直至在第18个位置上静止3‑5分钟后停止采集惯性测量单元输出的原始数据；步骤二：利用步骤一采集的惯性测量单元原始数据，在第0位置上使用双矢量定姿法进行初始对准，进而得到第0位置上导航起始时刻的天向转角然后利用对准结果和第0位置上的采集数据进行导航解算，进而得到第...

【技术特征摘要】
1.一种适用于低精度无方位基准双轴转位设备的惯性测量单元标定方法，其特征在于：包含如下步骤：步骤一：将惯性测量单元安装在双轴转位设备上，所述惯性测量单元初始位置保证X轴朝上或朝下，惯性测量单元通电预热后开始采集输出的原始数据，所述惯性测量单元先在第0个位置上静止3-5分钟后，再转动到第1个位置静止3-5分钟，随后转动到第2个位置，依此类推，直至在第18个位置上静止3-5分钟后停止采集惯性测量单元输出的原始数据；步骤二：利用步骤一采集的惯性测量单元原始数据，在第0位置上使用双矢量定姿法进行初始对准，进而得到第0位置上导航起始时刻的天向转角然后利用对准结果和第0位置上的采集数据进行导航解算，进而得到第0位置上导航过程中的实时速度以及实时天向转角θn(0)，设第0位置上导航起始时刻的速度均为0，以速度和天向转角为观测结果拟合出第0位置上的二阶误差参数和一阶中间参数所述包含和所述和分别为第0位置上的参数在x轴、y轴和z轴上投影的标量，所述包含和所述和分别为第0位置上的一阶中间参数在x轴、y轴和z轴上投影的标量；步骤三：利用步骤一采集的惯性测量单元原始数据，在第i位置上使用双矢量定姿法进行初始对准，所述i＝0,1,2……17，然后在第i个位置到第i+1个位置的转动过程中以及第i+1个位置上的静止过程中进行连续导航，通过导航获取转动到达第i+1个位置瞬间的速度和以及瞬间的天向转角以及转动完成后在第i+1个位置静止过程中的实时速度和以及实时天向转角θn(i+1)，式中：g是重力加速度，T是实时时间，ωvx、ωvy和ωvz分别为系数ωv在x轴、y轴和z轴上的分量，以速度和天向转角为观测，拟合出第i+1位置上的和一阶中间参数其中，i＝0,1,2……17，所述包含和包含和所述和分别为第i+1位置上的参数在x轴、y轴和z轴上投影的标量，所述和分别为第i+1位置上的一阶中间参数在x轴、y轴和z轴上投影的标量；步骤四：在惯性测量单元坐标系内，加速度计的误差模型为：上述误差模型的向量形式为：其中，fb为载体坐标系下加速度计测得的比力，fxb、fyb和fzb分别为fb在x轴、y轴和z轴上的投影，为载体坐标系下的加速度计零偏，Ka包括加速度计标度因数误差和加速度计失准角，Ka2为加速度计二次项系数，δfb为载体坐标系下加速度计测得的比力误差；陀螺的误差模型为：上述误差模型的向量形式为：其中，ωb为载体坐标系下陀螺测得的角速度，为载体坐标系下陀螺零偏，Kg包括陀螺标度因数误差和陀螺失准角，εb为载体坐标系下陀螺测得的角速度误差；然后将加速度计零偏Bax、Bay、Baz，加速度计标度因数Kaxx、Kayy、Kazz，加速度计失准角Kayx、Kazx、Kazy，加速度计二次项系数Kax2、Kay2、Kaz2，陀螺标度因数Kgxx、Kgyy、Kgzz，陀螺失准角Kgxy、Kgxz、Kgyx、Kgyz、Kgzx、Kgzy共计21个误差参数记为一阶误差参数K，其中，Bax、Bay、Baz分别为加速度计零偏Ba在x轴、y轴和z轴上投影的标量；在每个位置上，依据一阶中间参数Δg与一阶误差参数K的关系，利用步骤二得到的构建方程即：其中，δfn(0)为导航坐标系下第0个位置的比力误差，g是重力加速度，是在第0个位置上从载体坐标系到导航坐标系的方向余弦矩阵，是在第0个位置上从导航坐标系到载体坐标系的方向余弦矩阵，为载体坐标系下的加速度计零偏，fn为导航坐标系下的比力，Ka包括加速度计标度因数误差和加速度计失准角，Ka2为加速度计二次项系数，[X]V表示垂直分量与X相同，水平分量为0的矢量；用步骤三中的构建方程其中，中i＝0,1,2…17，中i＝1,2…18，即：其中，δfn(i-1)和δfn(i)分别为导航坐标系下第i-1和第i个位置下的比力误差，fn为导航坐标系下的比力，ΔΦn(i-1～i)为在导航坐标系下从第i-1到第i个位置旋转过程中引入的姿态误差，g是重力加速度，和分别是在第i-1个和第i个位置上从载体坐标系到导航坐标系的方向余弦矩阵，和分别是在第i-1个和第i个位置上从导航坐标系到载体坐标系的方向余弦矩阵，为载体坐标系下的加速度计零偏，Ka包括加速度计标度因数误差和加速度计失准角，Ka2为加速度计二次项系数，[X]H代表水平分量与X相同，垂直分量为0的矢量，为从第i-1个位置到第i个位置的旋转过程中，载体坐标系到导航坐标系的方向余弦矩阵，εn为陀螺测得的角速度误差在导航坐标系下的投影，εb为载体坐标系下陀螺测得的角速度误差，ωb为载体坐标系下陀螺测得的角速度，为载体坐标系下陀螺零偏，Kg包括陀螺标度因数误差和陀螺失准角，T是实时时间；将以上方程联立得到如下方程：

【专利技术属性】
技术研发人员：刘明，穆杰，周海，罗伟，李泽洪，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北;42