一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法技术方案

本发明专利技术涉及惯性导航技术领域，具体涉及一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，分为以下步骤：S1:确定坐标系，定义激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差模型；S2:设计改进的16次序旋转调制方案；S3:检验对激光陀螺g敏感性误差的调制效果，判断是否有效调制了g敏感性误差；S4:设计32次序双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方案；本发明专利技术可有效调制激光陀螺双轴旋转惯导系统中陀螺和加速度计的零偏、安装误差、标度因数误差、陀螺g敏感性误差以及由上述误差引起的姿态误差、速度误差，有效抑制各误差对导航精度的影响，提升惯导系统长航时导航的精度与可靠性。升惯导系统长航时导航的精度与可靠性。升惯导系统长航时导航的精度与可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法


[0001]本专利技术涉及惯性导航
，具体涉及一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，适用于激光陀螺双轴旋转惯导系统的系统误差综合调制与补偿场合。

技术介绍

[0002]惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)简称惯导系统。激光陀螺惯导系统的核心是由三个激光陀螺和三个加速度计组成的惯性测量单元(Inertial Measurement Unit，IMU)，惯性测量单元可以测量舰船、车辆、飞行器等运载体相对于惯性空间的运动，并通过导航计算机实时计算出载体的姿态、速度和位置信息。由于惯导系统是一种基于牛顿第二定律的航位推算系统，因此存在导航误差随着时间积累的问题。在高精度惯导系统的工程应用中，通常利用旋转调制技术对惯导系统的误差进行抑制。旋转调制技术的原理是将惯导系统中的惯性测量单元固定于转位机构上，通过转位机构的周期性旋转，将惯性测量单元的误差调制成周期变化量，且一个周期内该变化量的积分为零，从而实现对误差的有效抑制，并提高惯导系统的导航定位精度。
[0003]惯性导航系统的工程应用中广泛使用双轴十六次序旋转调制方法，但是双轴十六次序旋转调制方法的设计中仅考虑了陀螺和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差，且传统的双轴十六次序旋转调制方法对安装误差的调制效果不佳。在高精度长航时激光陀螺惯导系统的研究中，激光陀螺g敏感性误差成为研究的重点之一，这也是现有旋转调制方法中均未考虑的误差。为了满足高精度长航时惯性导航的精度需求，在设计旋转调制路径时需将激光陀螺g敏感性误差纳入考虑，综合全参数误差模型进行误差调制。

技术实现思路

[0004]本专利技术提出一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，可有效调制激光陀螺双轴旋转惯导系统中陀螺和加速度计的零偏、安装误差、标度因数误差、陀螺g敏感性误差以及由上述误差引起的姿态误差、速度误差，有效抑制各误差对导航精度的影响，提升惯导系统长航时导航的精度与可靠性。
[0005]本专利技术采用的技术方案为，一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，分为以下步骤：
[0006]S1:确定坐标系，定义激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差模型
[0007]选取“东
‑
北
‑
天”地理坐标系作为导航坐标系，简记为“n系”，导航坐标系的x轴、y轴和z轴分别指向地理东向、北向和天向；以载体重心为原点，选取载体横向轴为载体坐标系x轴，选取载体纵向轴为载体坐标系y轴，选取载体立轴为载体坐标系z轴，简记为“b系”；根据右手坐标系法则，选取IMU的三个轴为IMU坐标系，简记为“s系”；选取三轴正交安装的激光陀螺的敏感轴为陀螺坐标系，简记为“g系”。
[0008]惯导系统中激光陀螺和加速度计的输出如下：
[0009][0010][0011]式中，是包含误差的激光陀螺输出角速度，是包含误差的加速度计输出比力值，ω
s
是无误差的激光陀螺角速度，f
s
是无误差的加速度计输出比力值，上标s表示测量值为IMU坐标系下的投影；I为3
×
3的单位矩阵；δK
g
表示激光陀螺的标度因数误差，δM
g
表示激光陀螺的安装误差，ε表示激光陀螺的常值零偏；δK
a
表示加速度计的标度因数误差，δM
a
表示加速度计的安装误差，
▽
表示加速度计的常值零偏；Γ表示激光陀螺g敏感性误差；关于激光陀螺与加速度计的常值零偏、标度因数误差、安装误差的定义可参考中国专利技术专利“双轴旋转惯导系统的十六位置误差调制方法”(ZL201811533520.3)；
[0012]激光陀螺g敏感性误差Γ可表示为：
[0013][0014]式中，θ
ij
(i＝x,y,z；j＝x,y,z；i≠j)表示激光陀螺g敏感性形变角，IMU坐标系与陀螺坐标系间的各形变角θ
xz
,θ
xy
,θ
yz
,θ
zy
,θ
zx
空间关系如图1所示，图中x
s
、y
s
、z
s
为IMU坐标系的三个轴，x
g
、y
g
、z
g
为陀螺坐标系的三个轴。
[0015]激光陀螺g敏感性形变角由比力及形变系数决定：
[0016][0017]式中，分别表示沿IMU坐标系的三个轴x
s
、y
s
、z
s
三个轴向的无误差的比力值，定义τ
xx
,τ
xy
,τ
xz
,τ
yx
,τ
yy
,τ
yz
,τ
zx
,τ
zy
,τ
zz
表示沿激光陀螺敏感轴不同方向的形变系数，各形变系数的具体定义可参考文献(Wang L,Wu W,Li G,et al.Ring laser gyro g
‑
sensitive misalignment calibration in linear vibration environments.[J].Sensors,2018,18(2):601.)。
[0018]将式(4)代入式(3)，可得：
[0019][0020]S2:设计改进的16次序旋转调制方案
[0021]次序1：IMU绕x
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω1＝[ω
s 0 0]T
；
[0022]次序2：IMU绕z
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω2＝[0 0
ꢀ‑
ω
s
]T
；
[0023]次序3：IMU绕x
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω3＝[ω
s 0 0]T
；
[0024]次序4：IMU绕z
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω4＝[0 0
ꢀ‑
ω
s
]T
；
[0025]次序5：IMU绕z
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω5＝[0 0 ω
s
]T
；
[0026]次序6：IMU绕x
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω6＝[
‑
ω
s 0 0]T
；
[0027]次序7：IMU绕z
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω7＝[0 0 ω
s
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，其特征在于，该方法分为以下步骤：S1:确定坐标系，定义激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差模型选取“东
‑
北
‑
天”地理坐标系作为导航坐标系，简记为“n系”，导航坐标系的x轴、y轴和z轴分别指向地理东向、北向和天向；以载体重心为原点，选取载体横向轴为载体坐标系x轴，选取载体纵向轴为载体坐标系y轴，选取载体立轴为载体坐标系z轴，简记为“b系”；根据右手坐标系法则，选取IMU的三个轴为IMU坐标系，简记为“s系”；选取三轴正交安装的激光陀螺的敏感轴为陀螺坐标系，简记为“g系”；惯导系统中激光陀螺和加速度计的输出如下：惯导系统中激光陀螺和加速度计的输出如下：式中，是包含误差的激光陀螺输出角速度，是包含误差的加速度计输出比力值，ω
s
是无误差的激光陀螺角速度，f
s
是无误差的加速度计输出比力值，上标s表示测量值为IMU坐标系下的投影；I为3
×
3的单位矩阵；δK
g
表示激光陀螺的标度因数误差，δM
g
表示激光陀螺的安装误差，ε表示激光陀螺的常值零偏；δK
a
表示加速度计的标度因数误差，δM
a
表示加速度计的安装误差，
▽
表示加速度计的常值零偏；Γ表示激光陀螺g敏感性误差；激光陀螺g敏感性误差Γ可表示为：式中，θ
ij
(i＝x,y,z；j＝x,y,z；i≠j)表示激光陀螺g敏感性形变角；激光陀螺g敏感性形变角由比力及形变系数决定：式中，分别表示沿IMU坐标系的三个轴x
s
、y
s
、z
s
三个轴向的无误差的比力值，定义τ
xx
,τ
xy
,τ
xz
,τ
yx
,τ
yy
,τ
yz
,τ
zx
,τ
zy
,τ
zz
表示沿激光陀螺敏感轴不同方向的形变系数；将式(4)代入式(3)，可得：S2:设计改进的16次序旋转调制方案次序1：IMU绕x
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω1＝[ω
s 0 0]
T
；次序2：IMU绕z
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω2＝[0 0
ꢀ‑
ω
s
]
T
；
次序3：IMU绕x
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω3＝[ω
s 0 0]
T
；次序4：IMU绕z
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω4＝[0 0
ꢀ‑
ω
s
]
T
；次序5：IMU绕z
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω5＝[0 0 ω
s
]
T
；次序6：IMU绕x
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω6＝[
‑
ω
s 0 0]
T
；次序7：IMU绕z
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω7＝[0 0 ω
s
]
T
；次序8：IMU绕x
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω8＝[
‑
ω
s 0 0]
T
；次序9：IMU绕x
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω9＝[
‑
ω
s 0 0]
T
；次序10：IMU绕z
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω
10
＝[0 0 ω
s
]
T
；次序11：IMU绕x
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω
11
＝[
‑
ω
s 0 0]
T
；次序12：IMU绕z
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω
12
＝[0 0 ω
s
]
T
；次序13：IMU绕z
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω
13
＝[0 0
ꢀ‑
ω
s
]
T
；次序14：IMU绕x
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω
14
＝[ω
s 0 0]
T
；次序15：IMU绕z
s
轴旋转
‑
180度，转位机构的旋转角速度ω
15
＝[0 0
ꢀ‑
ω
s
]
T
，次序16：IMU绕x
s
轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω
16
＝[ω
s 0 0]
T
；次序1至次序16旋转过程中，每个次序的姿态矩阵至分别为：分别为：分别为：分别为：分别为：分别为：分别为：分别为：
式中，t是旋转时间，次序1至次序16旋转过程中的每个次序的无误差的加速度计输出比力值至分别为：为：其中，ω
i
为次序i旋转时双轴转位机构旋转的角速度向量，ω
s
表示IMU绕轴旋转的角速度，g表示当地重力加速度；次序1至次序16旋转过程中每个次序的激光陀螺g敏感性误差Γ1至Γ
16
分别为：分别为：分别为：S3:检验对激光陀螺g敏感性误差的调制效果，判断是否有效调制了g敏感性误差S3.1从次序1到次序16，激光陀螺g敏感性误差Γ在一个旋转周期内引起的姿态误差φ
Γ
为：式中，φ
Γ_i
为次序i过程中由该次序激光陀螺g敏感性误差Γ
i
引起的姿态误差，其计算公式为：式中，T为一个次序旋转的时间，T＝180/ω
s
；将至Γ1至Γ
16
、至代入式(7)，可以分别计算出每个旋转次序过程中由安装误差引起的姿态误差φ
Γ_i
：φ
Γ_1
＝φ
Γ_3
＝φ
Γ_14
＝φ
Γ_16
＝[0 0
ꢀ‑
(τ
yx
+τ
zx
)gπ/2]
T
φ
Γ_2
＝φ
Γ_10
＝[2gτ
yy 2gτ
xx 0]
T
,φ
Γ_4
＝φ
Γ_12
＝[2gτ
yy
ꢀ‑
2gτ
xx 0]
T
φ
Γ_5
＝φ
Γ_13
＝[
‑
2gτ
yy 2gτ
xx 0]
T
,φ
Γ_7
＝φ
...

【专利技术属性】
技术研发人员：于旭东，李鼎，罗晖，魏国，高春峰，娄琪欣，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：