专利名称：相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法
技术领域：
本发明设计的是一种基于旋转调制的惯性导航系统误差抑制方法，更确切地说，是通过相对地心惯性系的三轴旋转调制方式对光纤陀螺捷联惯性导航系统误差的一种抑制方法。
背景技术：
捷联惯导系统SINS是一种全自主导航系统，它利用惯性敏感元件(陀螺仪和加速度计)测量载体相对惯性空间的线运动和角运动，并在已知初始条件下，用计算机计算出载体的速度、位置和姿态等导航参数。由于捷联惯导系统具有体积小、重量轻、隐蔽性好、制造和维护成本低、可靠性高等特点，在航海、航空、航天等许多领域都得到广泛应用。然而，根据SINS基本原理可知，SINS在导航过程中由于惯性组件常值偏差的存在而导致系统定位误差随时间增长而发散是影响系统导航精度的主要因素之一。为了提高系统导航精度，一方面可以提高惯性元件(Inertial MeasurementUnit, IMU)精度，但是由于受加工技术水平的限制，无限制的提高元件精度是很难实现的；另一方面就是采取捷联惯性导航系统的误差抑制技术，自动抵消惯性器件的误差对系统精度的影响。这样就可以应用现有精度的惯性元件构成较高精度的捷联惯性导航系统。旋转调制技术是一种惯性器件偏差自补偿方法，该方法通过旋转机构带动惯性组件有规律的转动，对惯性器件常值偏差的调制来抵消该误差项对系统的影响，进而提高系统导航精度。基于旋转调制技术的捷联惯导系统根据转轴数目划分为单轴系统、双轴系统、三轴系统。目前应用较为广泛的旋转型捷联惯导系统，主要是绕惯性组件水平轴和天向轴旋转的单轴旋转和双轴旋转系统。但是，由于地球转速的存在，无论对于单轴系统还是多轴系统，只要惯性测量单元是相对于地理坐标系旋转，总是存在光纤陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速的耦合项，并且利用前面所述的旋转调制方式无法完全消除该耦合项对系统的影响。因此，如何完全消除光纤陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速的耦合项对导航系统的精度影响具
有重要意义。CNKI库中目前已有部分与旋转调制相关的研究报道:(1)申请号为200910071733.3，名称为“基于单轴旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法”的申请专利。该专利主要论述了相对地理系单轴连续旋转的调制型捷联惯导系统。(2)申请号为200910073241.8，名称为“基于单轴四位置转停方案的捷联系统误差抑制方法”的申请专利。该专利主要论述了一种相对地理系旋转的单轴四位置转停方案。上述两个专利申请的不足之处是无法抑制天向轴MU常值误差对系统导航精度的影响。(3)国防科技大学博士学位论文《四频激光陀螺旋转式惯导系统研究》，该文章主要以静电陀螺的旋转调制方式为例讨论了相对地理系旋转的单轴、双轴旋转调制方法，但仍无法消除陀螺仪常值误差与地球自转角速度的耦合误差项对系统导航精度影响。
发明内容
本发明的目的在于提供一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，该方法不仅能够抑制惯导系统的发散式定位误差，还可以完全抵消惯性组件(光纤陀螺仪和加速度计)常值误差，特别是光纤陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速耦合项对导航精度的影响。本发明提供的相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，旋转调制过程中，旋转机构通过三转轴同时变速转动来达到IMU相对地心惯性系调制转动的目的；根据载体位置以及转换矩阵C:实时更新转换矩阵 和旋转机构旋转角速度COs，并施加给旋转机构带动MU转动，即可完全调制MU常值偏差对导航误差的影响。其具体步骤如下:(I)系统导航前，设计捷联惯导系统相对地心惯性系的四位置八次序旋转方案。导航过程中，根据设计旋转方案确定旋转机构相对惯性坐标系的旋转角速度《4。其中，b代表载体坐标系，S表示IMU坐标系(与旋转机构坐标系重合)，i代表地心惯性系，《4表示S系相对b系旋转角速度在i系投影，即旋转方案设计的旋转机构旋转角速度。(2)利用全球定位系统GPS确定载体初始位置参数，将它们装订至导航计算机中，建立初始时刻转换矩阵。其中，η代表导航坐标系，代表i系到n系转换矩阵。(3)将旋转机构转动至MU系与载体系重合的位置，有c =I其中b表示载体坐标系，Ci表示b系到s系转换矩阵，I表示单位阵。光纤陀螺捷联惯导系统进行预热后采集光纤陀螺仪和石英加速度计(简称加速度计)输出的数据；根据加速度计输出与重力加速度关系以及陀螺仪输出与地球自转角速度关系确定载体姿态角，完成系统初始对准，建立惯导系统初始捷联转换矩阵C::;其中，C；:代表n系到b系的转换矩阵。(4)根据Ci =C WQ计算得到惯导系统初始转换矩阵Ci淇中， 表示i系到S系的转换矩阵；(5)依据步骤(I)中设计的旋转方案，以及步骤(4)中得到的转换矩阵C;，利用角速度投影计算方法《4 =c;，得到旋转机构转动角速度《4，旋转机构带动IMU开始转动,其中，《4表示s系相对b系旋转角速度在s系投影；(6)转动过程中，根据捷联惯导系统实时解算载体位置信息以及转换矩阵C:，通过C; =(c:f C;/更新步骤(4)中的转换矩阵C(7)依据步骤(I)中的旋转方案已设定的旋转角速度《4，以及步骤(6)中得到的更新转换矩阵 ，通过角速度投影计算方法《4 =c;o4，更新旋转机构下一时刻旋转角速度；(8)将步骤(7)中得到旋转角速度施加给旋转机构,旋转机构带动惯性组件转动；(9)旋转过程中不断重复步骤(6) 步骤(8)，更新旋转机构的旋转角速度，进而完成调制型捷联惯导系统相对惯性系旋转的调制过程。所述的MU采用三轴四位置八次序转动次序(定义逆时针旋转为正)为一个旋转周期的转位方案为:次序1，MU从A位置出发，绕Ozi轴正向旋转360°，到达位置A ;次序2，MU从A位置出发，绕Oyi轴正向旋转180°，到达位置B ;次序3，IMU从B位置出发，绕Ozi轴反向旋转360°，到达位置B;次序4，MU从B位置出发，绕Ozi轴反向旋转180°，到达位置C;次序5，MU从C位置出发，绕Ozi轴反向旋转360°，到达位置C ;次序6，MU从C位置出发，绕Oyi轴反向旋转180°，到达位置D ;次序7，MU从D位置出发，绕Ozi轴正向旋转360°，到达位置D ;次序8，IMU从D位置出发，绕Ozi轴正向旋转180°，到达位置A。IMU按照此转动顺序循环进行。所述的相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，旋转机构相对地心惯性系坐标轴转动调制。旋转机构转速由两部分组成， Gtsbs =Ol1-1-ο),,( I)其中丄为使MU整周旋转、翻转等运动而设定的角速度值；ω;与地球转速大小相同、方向相反的恒定角速度在s系投影，具体形式为:其中，e表示地球坐标系；<、<分别表示地球自转角速度在s系和i系投影；<:;表示i系到s系的转换矩阵。地球自转角速度在i系投影为常值形式:< =
Γ(-3)其中，Ω表示常值地球自转角速度。本发明与现有技术相比的优点在于:本发明打破了传统的相对地理坐标系旋转的调制方式，提出了一种相对地心惯性`系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其优点是不需要任何外界信息，完全自主的抵消了惯性器件常值偏差、刻度因数误差、安装误差对系统导航精度的影响，并且能够完全抑制相对地理系旋转无法消除的陀螺仪刻度因数误差和安装误差分别与地球自转角速度的耦合误差项，进而降低了系统发散式定位误差，使系统导航精度不再受器件常值偏差影响，提高导航精度。
图1为本发明相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法流程图；图2为附表I中相对地理系旋转的双轴四位置旋转方案四个转位示意图；图3为附表2中相对地心惯性系的三轴四位置旋转方案四个转位示意图；图4 (a)为IMU静止状态下，由加速度计误差引起的系统定位误差曲线；图4 (b)为采用相对地理系的双轴四位置旋转方案时，由加速度计误差引起的系统定位误差曲线；图4 (c)为采用相对地心惯性系的三轴四位置旋转方案时，由加速度计误差引起的系统定位误差曲线；图5 (a)为IMU静止状态下，由光纤陀螺仪误差引起的系统定位误差曲线；图5 (b)为采用相对地理系的双轴四位置旋转方案时，由光纤陀螺仪误差引起的系统定位误差曲线；图5 (c)为采用相对地心惯性系的三轴四位置旋转方案时，由光纤陀螺仪误差引起的系统定位误差曲线；图6 (a)、6 (b)分别为结合图4 (a) 4 (C)、图5 (a) 5 (C)得到IMU在三种状态下72小时引起系统加速度误差和脱落误差的比较直方图。
具体实施例方式下面结合附图对本发明的具体实施方式
进行详细描述。本发明提供一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，流程图如图1所示，所述的误差抑制方法通过如下步骤实现:第一步，系统导航前，设计捷联惯导系统相对地心惯性系的四位置八次序旋转方案。IMU采用四位置八次序转动次序为一个旋转周期的旋转方案为:次序1，IMU从位置A出发，绕Ozi轴正向旋转360 °，旋转角速度OJL= [O O -Ω+fijf，到达位置A ;次序2，MU从位置A出发，绕Oyi轴正向旋转180°旋转角速度 ,到达位置B ;次序3，MU从位置B出发，绕Ozi轴反向旋转360°旋转角速度< =
上述旋转调制方案中旋转机构转速由两部分组成，toL = CJiOjj.=Oi +Oj(4)其中，C;表示i系到s系的转换矩阵；《4表示s系相对于b系的旋转角速度在s系投影，即旋转机构的旋转角速度在s系投影；ω s是为使頂U整周旋转、翻转等运动而设定的角速度值与地球转速大小相同、方向相反的恒定角速度在s系投影，具体形式为:COg = = -C11OiJi,(5)其中，i表示地心惯性系，e表示地球坐标系；<、<分别表示地球自转角速度在s系和i系投影。地球自转角速度在i系投影为常值形式:<=
Γ(6)其中，Ω表示常值地球自转角速度。对光纤陀螺仪输出误差* ;:、加速度计输出误差δ 4在一个旋转周期内进行积分，Jor^i = JorClW1-Ei+Ag)< + J^CI^K, +A )CJ]^.< (7)[ τ- = [σ； .[ψ +(SKa +A )r](8)式中，T为旋转周期,<* ;:、δ fn表示光纤陀螺仪和加速度计沿导航坐标系测量误差；ε s、δ Kg、Ag分别为陀螺仪的常值漂移、刻度因数误差、安装误差；▽*、δ Ka> Aa分别为加速度计的零偏、刻度因数误差、安装误差，fs为加速度计敏感轴输入信息，C;为s系到η系转换矩阵。
若采用(4)式的旋转角速度，即绕惯性系旋转方式，声变为
权利要求
1.一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其特征在于，包括如下步骤: 第一步，系统导航前，设计捷联惯导系统相对地心惯性系的四位置八次序旋转方案；导航过程中，根据设计旋转方案确定旋转机构相对惯性坐标系的旋转角速度《4;其中，b代表载体坐标系，S表示IMU坐标系，i代表地心惯性系,《4表示S系相对b系旋转角速度在i系投影，即旋转方案设计的旋转机构旋转角速度； 第二步，利用全球定位系统GPS确定载体初始位置参数，将它们装订至导航计算机中，建立初始时刻转换矩阵C。其中，η代表导航坐标系，代表i系到n系转换矩阵:
2.根据权利要求1所述的一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其特征在于:所述的四位置八次序旋转方案为: 次序1，MU从位置A出发，绕OZi轴正向旋转360°，旋转角速度《4 =[0 O - +fif，到达位置A ;次序2，MU从位置A出发，绕Oyi轴正向旋转180°，旋转角速度《4 =[0 ω -1f,到达位置B ;次序3，IMU从位置B出发，绕Ozi轴反向旋转360 °，旋转角速度c L= [O O到达位置B ;次序4，MU从位置B出发，绕Ozi轴反向旋转180°，旋转角速度<=[0 O -Ω-〗到达位置C ;次序5，MU从位置C出发，绕Ozi轴反向旋转360°，旋转角速度<=丨0 O -Ω-，到达位置C;次序6，IMU从位置C出发，绕Oyi轴反向旋转180°，旋转角速度 L=[0 -ω ，到达位置D ;次序7，MU从位置D出发，绕Ozi轴正向旋转360°，旋转角速度<4 =[0 O -Q+ f，到达位置D ;次序8，MU从位置D出发，绕Ozi轴正向旋转180°，旋转角速度ω\=[0 O ~0+ f，到达位置A ;MU按照此转动顺序循环进行；其中，Ω = 0.00414。/s, ω =6° /s。
3.根据权利要求1所述的一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其特征在于:所述的旋转机构角速度由两部分组成，
4.根据权利要求1所述的一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其特征在于:所述的调制过程，具体为: 对光纤陀螺仪输出误差、加速度计输出误差δ产在一个旋转周期内进行积分，
5.根据权利要求1所述的一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其特征在于:第四步中更新转换矩阵C;，是指在转动过程中，根据捷联惯导系统实时解算载体位置信息以及转换矩阵C;，更新转换矩阵C；，具体为: I)利用实时解算得到载体位置信息更新转换矩阵 ，建立任意时刻i系到η系转换矩阵 C1":
6.根据权利要求5所述的一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其特征在于:更新转换矩阵C:，具体为: 角速度更新:
7.根据权利要求1所述的一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法，其特征在于:解算载体位置信息，具体为: φχ =arcsm(c3.)ψχ = arctan(c32 / c31)(22) φζ = arctaii(c / c23) 其中，Cij表示C:中第i行第j列矩阵元素，i = 1，2，3，j = 1，2，3 ; Φχ、Φ,、Φζ表示载体纵摇角、横摇角、航向角；将加速度计沿mu坐标系测量的比力信息，通过转换矩阵 进行投影转换: Γ =C^r(23) 其中，fn、fs分别表示加速度计测量比力在η系和s系投影； 根据k时刻的载体东向水平速度vx (k)、北向水平速度vy (k)和天向速度vz(k),求取k时刻载体速度变化率为:
全文摘要
本发明公开一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法。所述方法具体步骤为首先，确定旋转方案，其次根据载体初始位置参数建立惯导系统初始捷联转换矩阵，再次计算得到惯导系统初始转换矩阵；然后在旋转机构转动过程中根据捷联惯导系统实时解算载体位置信息以及转换矩阵，更新旋转机构下一时刻旋转角速度，直到完成调制型捷联惯导系统相对惯性系旋转的调制过程。本发明能够完全消除惯性器件各常值误差项对系统导航精度影响，特别是消除陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速耦合项误差，提高了惯导系统导航精度。
文档编号G01C25/00GK103090867SQ20131000610
公开日2013年5月8日 申请日期2013年1月8日 优先权日2012年11月2日
发明者孙枫, 王秋滢, 齐昭, 高伟, 高峰 申请人:哈尔滨工程大学