CN103148854A - 基于单轴正反转动的mems惯导系统姿态测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供的是一种基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法。利用全球定位系统确定载体的初始位置参数，将它们装订至导航计算机中；MEMS惯性导航系统进行预热后，采集MEMS陀螺仪和MEMS加速度计的输出数据；根据MEMS加速度计测量的载体运动加速度信息与当地重力加速度的关系以及MEMS陀螺仪输出的载体角速度信息与地球自转角速率的关系确定IMU坐标系与导航坐标系之间的角度信息，完成系统的初始对准过程；惯性测量单元绕载体坐标系(b系)方位轴采用正反交替转动360度为一个周期的旋转方案；将IMU旋转状态下的MEMS陀螺仪输出值

带入惯导系统中采用四元数法对捷联矩阵

进行更新；根据测角机构提供的IMU相对载体的实时转动角位置，构建载体坐标系与IMU坐标系转换矩阵通过结合姿态矩阵

计算出载体坐标系相对导航坐标系转换矩阵

本发明对惯性器件常值偏差进行调制，提高系统姿态精度。

Description

基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法

(一)技术领域

本发明涉及的是一种测量方法，尤其涉及的是一种基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法。

(二)背景技术

微电子机械系统(MEMS)自二十世纪五十年代中期提出以来，经历多年的持续发展。由MEMS器件构成的惯性导航系统以其具有低成本的特性，而且具有较大器件偏差的弊端，被广泛应用于短时间工作的环境中。根据惯导系统的基本原理，在导航过程中惯性器件常值偏差的存在是导致惯导系统姿态精度难以提高的主要因素。如何有效限制惯性导航误差发散、提高惯性导航系统姿态测量精度是惯性导航领域中的一项重要课题。

为了提高MEMS惯导系统的姿态测量精度，一方面可以通过不断提高MEMS器件精度，但是由于受到加工工艺水平的限制，无限制的提高元件精度是很难实现的；另一方面就是采取惯导系统的误差抑制技术，自动消除MEMS器件误差对系统姿态解算精度的影响。完成在现有精度的MEMS元件基础上构成较高精度的姿态测量系统。

MEMS惯导系统的误差抑制，不是依赖于外部辅助对误差状态进行估计，而是研究MEMS惯性导航误差在特定运动条件下的传播规律，并依据此规律限制误差发散，提高MEMS惯导系统姿态精度的方法。基于MEMS正反转动的误差抑制方法是通过绕一个轴转动惯性测量单元(IMU)，对导航误差进行调制达到控制导航误差发散、提高姿态获取精度的目的。因此，如何设计合理的单轴旋转补偿方式提高MEMS惯导系统的姿态信息精度有重要的意义。

(三)发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，提供一种基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法。

本发明的技术解决方案为：一种基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法，其特征在于将惯性测量单元绕载体方位轴连续正反转动，利用惯性测量单元连续转动过程中IMU坐标系(s系)与导航坐标系(n系)的相对角位置关系，确定IMU相对导航坐标系的姿态矩阵，通过结合测角机构提供的IMU相对载体的实时转动角位置，确定出载体的实时姿态角信息。其具体步骤如下：

(1)利用全球定位系统确定载体的初始位置参数，将它们装订至导航计算机中；

(2)MEMS惯性导航系统进行预热后，采集MEMS陀螺仪和MEMS加速度计的输出数据；

(3)根据MEMS加速度计测量的载体运动加速度信息与当地重力加速度的关系以及MEMS陀螺仪输出的载体角速度信息与地球自转角速率的关系确定IMU坐标系与导航坐标系之间的角度信息，完成系统的初始对准过程，建立MEMS惯导系统的初始捷联矩阵

(4)惯性测量单元绕载体坐标系(b系)方位轴采用正反交替转动360度为一个周期的旋转方案：次序1，IMU围绕旋转轴顺时针连续转动360度；次序2，IMU围绕旋转轴逆时针连续转动360度，IMU按照此转动顺序循环进行且IMU转动角速度大于MEMS陀螺仪常值偏差。

(5)将IMU旋转状态下的MEMS陀螺仪输出值

带入惯导系统中采用四元数法对捷联矩阵进行更新：

设IMU坐标系相对导航坐标系转动四元数为：

Q＝q₀+q₁i_s+q₂j_s+q₃k_s

其中：i_s、j_s、k_s分别表示IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的单位方向向量。

通过解算四元数微分方程来实现四元数的即时修正：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_0\\ {\stackrel{\·}{q}}_1\\ {\stackrel{\·}{q}}_2\\ {\stackrel{\·}{q}}_3\end{array}\right]=\frac{1}{2}\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}^{\mathrm{sy}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& {-\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]$

其中：分别表示IMU相对导航坐标系的转动角速度在IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的分量。

基于四元数的IMU姿态矩阵

的更新过程为：

$C_s^n=\left[\begin{array}{ccc}{q}_0^2+q_1^2-q_2^2-q_3^2& 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& q_0^2-q_1^2+q_2^2-q_3^2& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)& q_0^2-q_1^2-q_2^2+q_3^2\end{array}\right]$

(6)根据测角机构提供的IMU相对载体的实时转动角位置，构建载体坐标系与IMU坐标系转换矩阵

通过结合姿态矩阵

计算出载体坐标系相对导航坐标系转换矩阵

$C_b^n=C_s^n{C}_b^s=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]$

根据

与姿态角(纵摇角α、横摇角γ和航向角ψ)的函数关系可确定出载体的三个姿态角主值：

航向角ψ定义域为(0°，360°)，纵摇角α定义域为(-90°，90°)，横摇角γ定义域为(-180°，180°)，得到载体姿态真值：

α＝α_主

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明打破了传统基于MEMS惯性测量器件构成的惯导系统无法准确提取载体姿态角的约束，提出一种基于MEMS惯导系统围绕载体方位轴连续正反转动的载体姿态获取方案。该方法可以将旋转轴垂直平面内惯性器件常值偏差进行调制，以此计算出更为精确的姿态转换矩阵，通过结合测角装置实时测得的IMU相对载体姿态角信息，实现对载体姿态角的准确获取。

对本发明有益的效果说明如下：

在VC++仿真条件下，对该方法进行仿真实验：

载体处于静止状态，IMU连续正反转动方案的误差模型参数：

正反转动角速度：30度/秒；

载体初始位置：北纬42.0458°，东经121.6571°；

初始姿态误差角：三个初始姿态误差角均为零；

赤道半径：R_e＝6378393.0米；

椭球度：e＝3.367e-3；

由万有引力可得的地球表面重力加速度：g₀＝9.78049；

地球自转角速度(弧度/秒)：7.2921158e-5；

陀螺仪常值漂移：10度/小时；

加速度计零偏：10^-2g0；

常数：π＝3.1415926。

(四)附图说明

图1为本发明的基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法流程图；

图2为本发明的IMU单轴正反旋转方案图；

图3为本发明的基于IMU静止状态时MEMS惯导系统姿态误差的仿真曲线；

图4为本发明的基于IMU单轴连续正反转动方案的MEMS惯导系统姿态误差仿真曲线。

(五)具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行详细地描述：

(1)利用全球定位系统确定载体的初始位置参数，将它们装订至导航计算机中；

(2)MEMS惯性导航系统进行预热后，采集MEMS陀螺仪和MEMS加速度计的输出数据；

(3)根据MEMS加速度计测量的载体运动加速度信息与当地重力加速度的关系以及MEMS陀螺仪输出的载体角速度信息与地球自转角速率的关系确定IMU坐标系与导航坐标系之间的角度信息，完成系统的初始对准过程，建立MEMS惯导系统的初始捷联矩阵

(4)惯性测量单元绕载体坐标系(b系)方位轴采用正反交替转动360度为一个周期的旋转方案：次序1，IMU围绕旋转轴顺时针连续转动360度；次序2，IMU围绕旋转轴逆时针连续转动360度，IMU按照此转动顺序循环进行且IMU转动角速度大于MEMS陀螺仪常值偏差。

(5)将IMU旋转状态下的MEMS陀螺仪输出值

带入惯导系统中采用四元数法对捷联矩阵

进行更新：

设IMU坐标系相对导航坐标系转动四元数为：

Q＝q₀+q₁i_s+q₂j_s+q₃k_s    (1)

其中：i_s、j_s、k_s分别表示IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的单位方向向量。

通过解算四元数微分方程

来实现四元数的即时修正：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_0\\ {\stackrel{\·}{q}}_1\\ {\stackrel{\·}{q}}_2\\ {\stackrel{\·}{q}}_3\end{array}\right]=\frac{1}{2}\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}^{\mathrm{sy}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& {-\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]---\left(2\right)$

其中：分别表示IMU相对导航坐标系的转动角速度在IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的分量。

基于四元数的IMU姿态矩阵

的更新过程为：

$C_s^n=\left[\begin{array}{ccc}{q}_0^2+q_1^2-q_2^2-q_3^2& 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& q_0^2-q_1^2+q_2^2-q_3^2& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)& q_0^2-q_1^2-q_2^2+q_3^2\end{array}\right]---\left(3\right)$

(6)根据测角机构提供的IMU相对载体的实时转动角位置，构建载体坐标系与IMU坐标系转换矩阵

通过结合姿态矩阵

计算出载体坐标系相对导航坐标系转换矩阵

$C_b^n=C_s^n{C}_b^s=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]---\left(4\right)$

根据与姿态角(纵摇角α、横摇角γ和航向角ψ)的函数关系可确定出载体的三个姿态角主值：

航向角ψ定义域为(0°，360°)，纵摇角α定义域为(-90°，90°)，横摇角γ定义域为(-180°，180°)，得到载体姿态真值：

α＝α_主    (7)

Claims (5)

1.一种基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法，其特征在于包括以下步骤：

(1)利用全球定位系统确定载体的初始位置参数，将它们装订至导航计算机中；

(2)MEMS惯性导航系统进行预热后，采集MEMS陀螺仪和MEMS加速度计的输出数据；

(3)根据MEMS加速度计测量的载体运动加速度信息与当地重力加速度的关系以及MEMS陀螺仪输出的载体角速度信息与地球自转角速率的关系确定IMU坐标系与导航坐标系之间的角度信息，完成系统的初始对准过程，建立MEMS惯导系统的初始捷联矩阵

(4)惯性测量单元绕载体坐标系(b系)方位轴采用正反交替转动360度为一个周期的旋转方案：次序1，IMU围绕旋转轴顺时针连续转动360度；次序2，IMU围绕旋转轴逆时针连续转动360度，IMU按照此转动顺序循环进行且IMU转动角速度大于MEMS陀螺仪常值偏差。

(5)将IMU旋转状态下的MEMS陀螺仪输出值

带入惯导系统中采用四元数法对捷联矩阵

进行更新：

设IMU坐标系相对导航坐标系转动四元数为：

Q＝q₀+q₁i_s+q₂j_s+q₃k_s

其中：i_s、j_s、k_s分别表示IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的单位方向向量。

通过解算四元数微分方程

来实现四元数的即时修正：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_0\\ {\stackrel{\·}{q}}_1\\ {\stackrel{\·}{q}}_2\\ {\stackrel{\·}{q}}_3\end{array}\right]=\frac{1}{2}\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}^{\mathrm{sy}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& {-\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]$

其中：

分别表示IMU相对导航坐标系的转动角速度在IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的分量。

基于四元数的IMU姿态矩阵

的更新过程为：

$C_s^n=\left[\begin{array}{ccc}{q}_0^2+q_1^2-q_2^2-q_3^2& 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& q_0^2-q_1^2+q_2^2-q_3^2& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)& q_0^2-q_1^2-q_2^2+q_3^2\end{array}\right]$

(6)根据测角机构提供的IMU相对载体的实时转动角位置，构建载体坐标系与IMU坐标系转换矩阵

通过结合姿态矩阵

计算出载体坐标系相对导航坐标系转换矩阵

$C_b^n=C_s^n{C}_b^s=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]$

根据

与姿态角(纵摇角α、横摇角γ和航向角ψ)的函数关系可确定出载体的三个姿态角主值：

航向角ψ定义域为(0°，360°)，纵摇角α定义域为(-90°，90°)，横摇角γ定义域为(-180°，180°)，得到载体姿态真值：

α＝α_主

2.根据权利要求1所述的基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法，其特征在于所述的根据MEMS加速度计测量的载体运动加速度信息与当地重力加速度的关系以及MEMS陀螺仪输出的载体角速度信息与地球自转角速率的关系确定IMU坐标系与导航坐标系之间的角度信息，完成系统的初始对准过程，建立MEMS惯导系统的初始捷联矩阵

3.根据权利要求1所述的基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法，其特征在于所述的惯性测量单元绕载体坐标系(b系)方位轴采用正反交替转动360度为一个周期的旋转方案：次序1，IMU围绕旋转轴顺时针连续转动360度；次序2，IMU围绕旋转轴逆时针连续转动360度，IMU按照此转动顺序循环进行且IMU转动角速度大于MEMS陀螺仪常值偏差。

4.根据权利要求1所述的基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法，其特征在于所述的将IMU旋转状态下的MEMS陀螺仪输出值

带入惯导系统中采用四元数法对捷联矩阵

进行更新：

设IMU坐标系相对导航坐标系转动四元数为：

Q＝q₀+q₁i_s+q₂j_s+q₃k_s

其中：i_s、j_s、k_s分别表示IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的单位方向向量。

通过解算四元数微分方程

来实现四元数的即时修正：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_0\\ {\stackrel{\·}{q}}_1\\ {\stackrel{\·}{q}}_2\\ {\stackrel{\·}{q}}_3\end{array}\right]=\frac{1}{2}\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}^{\mathrm{sy}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sz}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sy}}& {-\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ns}}^{\mathrm{sx}}& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]$

其中：

分别表示IMU相对导航坐标系的转动角速度在IMU坐标系ox_s轴、oy_s轴、oz_s轴上的分量。

基于四元数的IMU姿态矩阵

的更新过程为：

$C_s^n=\left[\begin{array}{ccc}{q}_0^2+q_1^2-q_2^2-q_3^2& 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& q_0^2-q_1^2+q_2^2-q_3^2& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)& q_0^2-q_1^2-q_2^2+q_3^2\end{array}\right]$

5.根据权利要求1所述的基于单轴正反转动的MEMS惯导系统姿态测量方法，其特征在于所述的根据测角机构提供的IMU相对载体的实时转动角位置，构建载体坐标系与IMU坐标系转换矩阵

通过结合姿态矩阵计算出载体坐标系相对导航坐标系转换矩阵

$C_b^n=C_s^n{C}_b^s=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{11}& C_{12}& C_{13}\\ C_{21}& C_{22}& C_{23}\\ C_{31}& C_{32}& C_{33}\end{array}\right]$

根据

与姿态角(纵摇角α、横摇角γ和航向角ψ)的函数关系可确定出载体的三个姿态角主值：

航向角ψ定义域为(0°，360°)，纵摇角α定义域为(-90°，90°)，横摇角γ定义域为(-180°，180°)，得到载体姿态真值：

α＝α_主

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