CN105937915A - 一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，步骤如下：依据载体特性确定振动实验条件；选定测量模拟设备模拟力学环境；由测量模拟设备对光纤惯组施加力学激励，记录光纤惯组输出；依次更改光纤惯组里各惯性仪表在振动条件下的输出；对更改后的数据进行导航解算，评定振动精度水平，分析误差源；带来误差的惯性仪表进行更换或对该惯性仪表增加减振措施，提高光纤惯组导航精度水平。本方法能在现有试验条件下构造逼真的物理环境，结合软件的方式进行离线导航解算有效地考核光纤惯组振动条件下导航精度水平，确定误差源，该方法可多次重复、成本低、效率高、准确度高。

Description

一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法
技术领域
本发明涉及一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，属于惯性测量技术领域。
背景技术
惯性导航系统是目前唯一同时具备完全自主、高度隐蔽、强抗干扰、导航信息全面、实时且连续等重要特性的导航系统，在陆、海、空、天等众多领域得到了广泛应用，成为运载火箭、卫星飞船、各种制导武器以及武器平台必备的关键测量和控制设备。光纤陀螺是基于Sagnac效应测量载体角速度的一种全固态光学惯性仪表，具有可靠性高、使用寿命长、精度覆盖面宽、动态响应快、启动快速、功耗低、体积小、重量轻等许多特点，与加速度计配合使用可设计出不同精度的光纤陀螺捷联光纤惯组，在惯性系统产品中不断得到应用和推广。
运载火箭或导弹武器用光纤陀螺捷联光纤惯组在发射或飞行过程中要承受来自载体的随机振动或冲击，而光纤陀螺捷联光纤惯组为载体的关键设备，其在力学环境尤其是振动环境下的精度直接关系到载体的任务成败。而光纤陀螺捷联光纤惯组的精度主要取决于惯性仪表的测量精度，惯性仪表在振动条件下误差较大，并且个体差异较大。因此，为了提高光纤惯组振动条件下导航精度，首先得找到其主要的误差源，然后对主要误差源进行修正。现在主要的确定光纤陀螺捷联光纤惯组振动条件下的误差源的方法是通过多次振动实验、数据分析、调整元件参数、再次进行振动实验验证等手段进行，这种方法成本高、效率低。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，在现有试验条件下构造逼真的物理环境，采用半实物仿真的方法，有效地考核光纤惯组振动条件下导航精度水平，并对光纤惯组振动导航精度误差源进行全面的分析，对误差源进行修正光纤惯组振动条件下导航精度提升方法。
本发明的技术方案是：一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，该方法包括如下步骤：
(1)依据载体实际应用环境确定光纤惯组的振动实验条件，所述振动实验条件包括振动方向和振动量级、振动持续时间T2、振动后静态持续时间T3；
(2)根据步骤(1)所确定的光纤惯组的振动实验条件选定测量模拟设备；
(3)将待测光纤惯组安装在测量模拟设备上，按照0～t1时刻静态、t1时刻～t2时刻按步骤(1)确定的振动方向及其量级振动、t2时刻～t3时刻静态,的振动时间曲线设置测量模拟设备，给待测光纤惯组施加力学激励，实时采集并存储光纤惯组输出的数据，所述光纤惯组的输出数据为时间、XYZ三方向的角速度和XYZ三方向的加速度，t1≥T1，T1光纤惯组从加电到输出稳定的时间，t2＝T1+T2，t3＝T1+T2+T3；
(4)根据0～t1时刻的光纤惯组输出的时间、XYZ三方向角速度和XYZ三方向加速度信息、实验所在地基准经纬高信息和静态速度信息进行静基坐自对准得到t1时刻姿态信息；t1时刻姿态信息、速度信息和位置信息构成t1时刻初始导航信息；
(5)根据t1时刻的导航信息和t1～t3时刻的光纤惯组输出的XYZ三方向角速度信息和XYZ三方向加速度信息进行导航解算，得到t1～t3时刻光纤惯组的导航信息；
(6)将t1时刻的导航信息中的定位信息与t3时刻的导航信息中的定位信息进行比较，得到振动条件下该光纤惯组的导航精度误差a；
(7)以步骤(4)所计算的t1时刻的导航信息作为初始导航信息，提取步骤(3)所得到的光纤惯组输出的时间、三方向的角速度和三方向的加速度信息，将t1～t2时刻X方向的角速度附加一个偏差值，重新进行导航解算，得到t3时刻光纤惯组的导航信息，然后执行步骤(6)得到新的导航精度误差；
(8)多次变更步骤(7)所述的偏差值，重复步骤(7)，得到一组导航精度误差，直到得到使导航精度误差最小的偏差值，记录该X方向角速度偏差值和相应的最小导航精度误差a1；
(9)多次变更Y方向角速度值、Z方向角速度值、X方向加速度值、Y方向加速度值、Z方向加速度值，重复执行步骤(7)～(8)，得到使导航精度误差最小的Y方向角速度偏差值、Z方向角速度偏差值、X方向加速度偏差值、Y方向加速度偏差值、Z方向加速度偏差值和他们相应的最小导航精度误差a2、a3、a3、a4、a5、a6；
(10)对步骤(8)～(9)得到的各最小导航精度误差进行比较分析，得到步骤(1)所述的振动条件下影响光纤惯组的导航精度的主要误差源，即带来误差的惯性仪表；
(11)对步骤(10)所确定的带来误差的惯性仪表进行更换或对该惯性仪表增加减振措施，重新进行步骤(1)～步骤(6)，将得到的导航精度水平与未改进的导航精度水平a比较，验证措施的有效性，提高光纤惯组导航精度水平。
所述步骤(8)变更偏差值的方法为：以惯性仪表的标称精度水平作为偏差初始值，以该初始值为中心点，正负方向按照惯性仪表标称的精度方差为步进量调整。
所述步骤(6)导航信息中的定位信息为经纬高位置信息或者速度信息。
所述步骤(6)导航信息为经纬高位置信息时，将t1时刻的导航信息与t3时刻的导航信息按照如下公式进行比较：
式中，
为t3时刻纬度与t1时刻纬度之差(″)；
Δλ为t3时刻经度与t1时刻经度之差(″)；
为t3时刻的纬度(°)；
Δh为t3时刻高度与T1时刻高度之差(m)；
所述步骤(9)和步骤(10)影响光纤惯组的导航精度误差源的判定方法为：比较a1、a2、a3、a4、a5、a6，找出最小值：
如果a1最小，则认为X轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a2最小，则认为Y轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a3最小，则认为Z轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a4最小，则认为X轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a5最小，则认为Y轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a6最小，则认为Z轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源。
本发明与现有技术相比的有益效果为：
(1)本发明能在现有试验条件下构造逼真的物理环境，有效地考核光纤惯组振动条件下导航精度水平，并对光纤惯组振动导航精度误差源进行全面的分析，找出影响光纤惯组的导航精度的主要误差源，通过对该误差源或者改善该误差源所处的振动条件进行修正可以大大提高光纤惯组振动导航精度；
(2)本发明使用单轴线振动台或六自由度振动台、三轴转台等测量模拟设备模拟光纤惯组实际应用中的力学环境，尽可能地节省了成本；
(3)本发明提出了一种采用软件的方式改变惯性仪表力学环境下输出均值，进行离线导航解算来进行数据分析，确定光纤惯组振动条件下导航精度误差源的方法，可多次重复、成本低、效率高、准确度高。
附图说明
图1为本发明步骤示意图；
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
以某型号运载火箭为例，描述本发明一种振动条件下光纤惯组(光纤陀螺捷联惯性测量组合)导航精度提升方法的具体步骤如下：
(1)依据载体实际应用环境确定光纤惯组的振动实验条件，所述振动实验条件包括振动方向和振动量级、振动持续时间T2、振动后静态持续时间T3。
在运载火箭飞行过程中，光纤惯组的振动环境条件较为恶劣，如表1所示。从表中可以看出T2为1min,T3为9min。
表1某型号振动环境条件
(2)根据表(1)所确定的光纤惯组振动实验条件选定测量模拟设备，所述模拟设备一般包括单轴线振动台、三轴转台或六自由度振动台，单轴线振动台一般用来模拟XYZ三轴方向的线振动激励，三轴转台用来进行角运动模拟，六自由度振动台可同时进行XYZ三轴方向的线振动激励和角振动激励。一般根据现有的不同应用需求，选定模拟设备对光纤惯组施加力学环境激励。
本实施例根据实际工况选用六自由度振动台对光纤惯组施加三个轴方向的线振动激励和三个轴方向的角振动激励。
(3)将光纤惯组通过振动工装安装在六自由度振动台上。按照0～t1时刻静态、t1时刻～t2时刻按步骤(1)确定的振动方向及其量级振动、t2时刻～t3时刻静态,的振动时间曲线设置测量模拟设备，给待测光纤惯组施加力学激励，实时采集并存储光纤惯组输出的时间、XYZ三方向角速度和XYZ三方向加速度信息，t1≥T1，T1光纤惯组从加电到输出稳定的时间，t2＝T1+T2，t3＝T1+T2+T3。本实施例中，T1光纤惯组从加电到输出稳定的时间为1min，将t1设置为3min，按照0～3min静态、3min～4min按步骤(1)确定的振动方向及其量级振动、4min～13min静态的振动时间曲线设置测量模拟设备，给待测光纤惯组施加力学激励，实时采集并存储光纤惯组输出的数据，所述光纤惯组的输出数据为时间、XYZ三方向的角速度和XYZ三方向的加速度等。
(4)根据0～3min时刻的光纤惯组输出的时间、XYZ三方向角速度和XYZ三方向加速度信息和实验所在地基准经纬高信息和静态速度信息进行静基坐自对准得到3min时刻初始姿态信息。3min时刻姿态信息、速度信息(试验开始时为零)和位置信息(试验时已知的基准经纬高信息)构成3min时刻初始导航信息。本实施例中计算得到的3min时刻初始姿态为：偏航角267.55°、横滚角-0.35°、俯仰角0.16°；初始经纬高为：纬度39.802°、经度116.245°、高度45.3m。
(5)以第3min的导航信息作为初始导航信息，根据3min～4min的振动条件下和4min～13min的静态条件下的三方向角速度信息和XYZ三方向加速度信息进行导航解算,得到3min～13min的导航信息。具体导航解算的方法为：在每一个导航周期内由每周期内测量得出的陀螺仪输出和加速度计输出结合上一周期的导航信息通过单子样算法计算本周期的惯组导航信息，包括姿态、速度和经纬高信息。最终计算出13min时刻的导航信息：姿态为偏航角267.55°、横滚角-0.34°、俯仰角0.15°；经纬高为：纬度39.806°、经度116.247°、高度-364.26m。
(6)将3min时刻的位置信息与13min时刻的位置信息按照如下公式进行比较，得到导航精度误差a，此例中a为631.7m，其计算公式见下式：
式中，Δh为13min时刻纬度与3min时刻初始高度之差(m)；
为13min时刻纬度与3min时刻初始纬度之差(″)；
Δλ为13min时刻经度与3min时刻初始经度之差(″)；
为13min时刻的纬度(°)。
也可以将13min时刻的速度信息与3min的速度信息进行类似的比较来计算导航精度误差，3min的初始速度信息由步骤(4)得到的导航信息中提取。
(7)以步骤(4)所计算的t1时刻的导航信息作为初始导航信息，提取步骤(3)所得到的光纤惯组输出的时间、三方向的角速度和三方向的加速度信息，将t1～t2时刻X方向的角速度附加一个偏差值，重新进行导航解算，得到t3时刻光纤惯组的导航信息，然后执行步骤(6)得到新的导航精度误差；本实施例中，在步骤(3)所得到的光纤惯组输出的三方向的角速度和三方向的加速度信息基础上，将3min～4min时刻X轴陀螺仪输出的X方向的角速度增加一个偏差值初始值0.1°/h，以3min时刻的导航信息作为初始导航信息，进行导航解算，得到13min时刻光纤惯组的位置信息，然后执行步骤(6)，得到新的导航位置误差621.8m。
(8)在偏差值的初始值正负方向，按照0.03°/h的步进量多次变更步骤(7)所述的偏差值，重复步骤(7)，得到多个导航精度误差，观察偏差值与导航精度误差的变化趋势，直到得到使导航精度误差最小的偏差值时，此例中当振动过程中X轴陀螺仪增加的固定值为0.23°/h时，导航位置误差最小，其误差值为：602.0m。一般找到某个偏差值，当比该偏差值大的偏差和比该偏差值小的偏差所导致的导航精度误差均比该偏差值所导致的偏差大时，认为已经找到了可以使光纤惯组的导航精度误差最小的偏差值。步进量取值越小，找到的最小偏差值越精确，但计算量越大，相反，步进量取值越大，找到的最小偏差值越不精确，但计算量较小。所述的偏差值的方法为：以惯性仪表的标称精度水平为初始值，以该初始值为中心点，正负方向按照惯性仪表标称的精度方差为步进量调整。
(9)多次变更3min～4min时刻Y轴陀螺仪输出的Y方向的角速度值，重复执行步骤(7)～(8)，得到使导航精度误差最小的Y方向角速度偏差值和相应的最小导航精度误差a2；
(10)多次变更3min～4min时刻Z轴陀螺仪输出的Z方向角速度值，重复执行步骤(7)～(8)，得到使导航精度误差最小的Z方向角速度偏差值和和相应的最小导航精度误差a3；
(11)多次变更3min～4min时刻X轴加速度计输出的X方向加速度值，重复执行步骤(7)～(8)，得到使导航精度误差最小的X方向加速度偏差值和相应的最小导航精度误差a4；
(12)多次变更3min～4min时刻Y轴加速度计输出的Y方向加速度值，重复执行步骤(7)～(8)，得到使导航精度误差最小的Y方向加速度偏差值和相应的最小导航精度误差a5；
(13)多次变更3min～4min时刻Z轴加速度计输出的Z方向加速度值，重复执行步骤(7)～(8)，得到使导航精度误差最小的Z方向加速度偏差值和相应的最小导航精度误差a6；
本实施例中，步骤(8)～步骤(13)所得到的X方向角速度、Y方向角速度、Z方向角速度、X方向加速度、Y方向加速度、Z方向加速度六个参量的最佳偏差值和相应的导航位置误差分别为：
当X轴陀螺仪增加的偏差值为0.23°/h时，其对应的最小误差a1为602.0m；
当Y轴陀螺仪增加的偏差值为0.96°/h时,其对应的最小误差a2为447.2m；
当Z轴陀螺仪增加的偏差值为0.03°/h时,其对应的最小误差a3为626.7m；
当X轴加速度计增加的偏差值为0.58mg时,其对应的最小误差a4为496.1m；
当Y轴加速度计增加的偏差值为-0.54mg时,其对应的最小误差a5为598.6m；
当Z轴加速度计增加的偏差值为-0.02mg时,其对应的最小误差a6为617.2m；
(14)对步骤(8)～(13)得到的导航精度误差进行比较分析得到步骤(1)所述的振动条件下影响光纤惯组的导航精度误差源，即带来误差的惯性仪表。。如：比较a1、a2、a3、a4、a5、a6，找出最小值：
如果a1最小，则认为X轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a2最小，则认为Y轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a3最小，则认为Z轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a4最小，则认为X轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a5最小，则认为Y轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a6最小，则认为Z轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
此例中a2最小，所以，在表1所述的振动条件下，Y轴陀螺仪对该光纤惯组的导航精度影响大。
如果上述最小值与a相同，即当所有惯性仪表附加的偏差值为0时得到最小的导航精度误差，则认为此例中惯性仪表误差不是影响光纤惯组的主要因素。
(15)不断对步骤(14)所确定的带来误差的惯性仪表进行更换或对该惯性仪表增加减振措施，重新进行步骤(1)～步骤(6)，将得到的导航精度水平与未改进的导航精度水平a比较，验证措施的有效性，提高光纤惯组导航精度水平。
本实施例在确定Y轴陀螺仪是影响光纤惯组导航精度的最大误差源之后，可以更换Y轴陀螺仪，重新进行步骤(1)～步骤(6)，得到新的导航精度误差b(450m)，b相比a明显变小，即光纤惯组导航精度在更换Y轴陀螺仪后有明显提升。也可以通过改善Y轴陀螺仪外部结构增加减振措施，使Y轴光纤陀螺受振动影响小，从而提高光纤惯组在该振动条件下的导航精度。
多次循环采用上述步骤可以不断提高光纤惯组在该振动条件下的导航精度。
由此可见，本发明能在现有试验条件下构造逼真的物理环境，可以有效地考核光纤惯组振动条件下导航精度水平，并对光纤惯组振动导航精度误差源进行全面的分析。
本发明只需要对光纤惯组做一次振动实验，之后，通过采用软件的方式改变惯性仪表力学环境下输出均值，进行离线导航解算来进行数据分析，可多次重复、成本低、效率高、准确度高。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)依据载体实际应用环境确定光纤惯组的振动实验条件，所述振动实验条件包括振动方向和振动量级、振动持续时间T2、振动后静态持续时间T3；
(2)根据步骤(1)所确定的光纤惯组的振动实验条件选定测量模拟设备；
(3)将待测光纤惯组安装在测量模拟设备上，按照0～t1时刻静态、t1时刻～t2时刻按步骤(1)确定的振动方向及其量级振动、t2时刻～t3时刻静态,的振动时间曲线设置测量模拟设备，给待测光纤惯组施加力学激励，实时采集并存储光纤惯组输出的数据，所述光纤惯组的输出数据为时间、XYZ三方向的角速度和XYZ三方向的加速度，t1≥T1，T1光纤惯组从加电到输出稳定的时间，t2＝T1+T2，t3＝T1+T2+T3；
(4)根据0～t1时刻的光纤惯组输出的时间、XYZ三方向角速度和XYZ三方向加速度信息、实验所在地基准经纬高信息和静态速度信息进行静基坐自对准得到t1时刻姿态信息；t1时刻姿态信息、速度信息和位置信息构成t1时刻初始导航信息；
(5)根据t1时刻的导航信息和t1～t3时刻的光纤惯组输出的XYZ三方向角速度信息和XYZ三方向加速度信息进行导航解算，得到t1～t3时刻光纤惯组的导航信息；
(6)将t1时刻的导航信息中的定位信息与t3时刻的导航信息中的定位信息进行比较，得到振动条件下该光纤惯组的导航精度误差a；
(7)以步骤(4)所计算的t1时刻的导航信息作为初始导航信息，提取步骤(3)所得到的光纤惯组输出的时间、三方向的角速度和三方向的加速度信息， 将t1～t2时刻X方向的角速度附加一个偏差值，重新进行导航解算，得到t3时刻光纤惯组的导航信息，然后执行步骤(6)得到新的导航精度误差；
(8)多次变更步骤(7)所述的偏差值，重复步骤(7)，得到一组导航精度误差，直到得到使导航精度误差最小的偏差值，记录该X方向角速度偏差值和相应的最小导航精度误差a1；
(9)多次变更Y方向角速度值、Z方向角速度值、X方向加速度值、Y方向加速度值、Z方向加速度值，重复执行步骤(7)～(8)，得到使导航精度误差最小的Y方向角速度偏差值、Z方向角速度偏差值、X方向加速度偏差值、Y方向加速度偏差值、Z方向加速度偏差值和他们相应的最小导航精度误差a2、a3、a3、a4、a5、a6；
(10)对步骤(8)～(9)得到的各最小导航精度误差进行比较分析，得到步骤(1)所述的振动条件下影响光纤惯组的导航精度的主要误差源，即带来误差的惯性仪表；
(11)对步骤(10)所确定的带来误差的惯性仪表进行更换或对该惯性仪表增加减振措施，重新进行步骤(1)～步骤(6)，将得到的导航精度水平与未改进的导航精度水平a比较，验证措施的有效性，提高光纤惯组导航精度水平。
2.根据权利要1所述的一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，其特征在于：所述步骤(8)变更偏差值的方法为：以惯性仪表的标称精度水平作为偏差初始值，以该初始值为中心点，正负方向按照惯性仪表标称的精度方差为步进量调整。
3.根据权利要1所述的一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，其特征在于：所述步骤(6)导航信息中的定位信息为经纬高位置信息或者速度信息。
4.根据权利要3所述的一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，其特征在于：所述步骤(6)导航信息为经纬高位置信息时，将t1时刻的导航信息与t3时刻的导航信息按照如下公式进行比较：
式中，
为t3时刻纬度与t1时刻纬度之差(″)；
Δλ为t3时刻经度与t1时刻经度之差(″)；
为t3时刻的纬度(°)；
Δh为t3时刻高度与T1时刻高度之差(m)。
5.根据权利要求1所述的一种运载用光纤惯组振动条件下导航精度提升方法，其特征在于所述步骤(9)和步骤(10)影响光纤惯组的导航精度误差源的判定方法为：比较a1、a2、a3、a4、a5、a6，找出最小值：
如果a1最小，则认为X轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a2最小，则认为Y轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a3最小，则认为Z轴陀螺仪为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a4最小，则认为X轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a5最小，则认为Y轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源；
如果a6最小，则认为Z轴加速度计为影响光纤惯组的导航精度的主要误差源。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111156993A (zh) * 2019-12-27 2020-05-15 北京航天时代激光导航技术有限责任公司 一种轻小型激光陀螺捷联惯组结构
CN113739821A (zh) * 2021-08-31 2021-12-03 北京航空航天大学 一种基于pid算法的原子自旋陀螺仪全自动磁补偿方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101566483A (zh) * 2009-05-22 2009-10-28 哈尔滨工程大学 光纤陀螺捷联惯性测量系统振动误差补偿方法
CN102506897A (zh) * 2011-10-21 2012-06-20 哈尔滨工大瑞驰高新技术有限公司 线振动与过载组合测试方法及其装置
CN102680000A (zh) * 2012-04-26 2012-09-19 北京航空航天大学 应用零速/航向修正的光纤捷联惯组在线标定方法
CN202815013U (zh) * 2012-06-06 2013-03-20 华北电力大学（保定） 一种用于惯性仪表检测的全自动线振动台
US20140208823A1 (en) * 2013-01-28 2014-07-31 The Regents Of The University Of California Multi-Axis Chip-Scale MEMS Inertial Measurement Unit (IMU) Based on Frequency Modulation
CN105222806A (zh) * 2015-10-10 2016-01-06 上海新跃仪表厂 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101566483A (zh) * 2009-05-22 2009-10-28 哈尔滨工程大学 光纤陀螺捷联惯性测量系统振动误差补偿方法
CN102506897A (zh) * 2011-10-21 2012-06-20 哈尔滨工大瑞驰高新技术有限公司 线振动与过载组合测试方法及其装置
CN102680000A (zh) * 2012-04-26 2012-09-19 北京航空航天大学 应用零速/航向修正的光纤捷联惯组在线标定方法
CN202815013U (zh) * 2012-06-06 2013-03-20 华北电力大学（保定） 一种用于惯性仪表检测的全自动线振动台
US20140208823A1 (en) * 2013-01-28 2014-07-31 The Regents Of The University Of California Multi-Axis Chip-Scale MEMS Inertial Measurement Unit (IMU) Based on Frequency Modulation
CN105222806A (zh) * 2015-10-10 2016-01-06 上海新跃仪表厂 一种运载火箭双捷联惯组方位偏差标定装置及方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
D. GOSHEN-MESKIN ET AL.: "0bservability Analysis of Piece-Wise Constant Systems-Part II: Application to Inertial Navigation In-Flight Alignment", 《IEEE TRANSACTIONS ON AEROSPACE AND ELJXTRONIC SYSTEMS》 *
党建军等: "挠性捷联惯组振动环境下适应性及导航精度分析", 《弹箭与制导学报》 *
李俊峰等: "激光陀螺捷联惯性组合的系统结构抗振控制", 《中国惯性技术学报》 *
钟明飞等: "线振动条件下激光陀螺捷联惯导附加漂移补偿技术", 《科学技术与工程》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111156993A (zh) * 2019-12-27 2020-05-15 北京航天时代激光导航技术有限责任公司 一种轻小型激光陀螺捷联惯组结构
CN113739821A (zh) * 2021-08-31 2021-12-03 北京航空航天大学 一种基于pid算法的原子自旋陀螺仪全自动磁补偿方法
CN113739821B (zh) * 2021-08-31 2022-06-17 北京航空航天大学 一种基于pid算法的原子自旋陀螺仪全自动磁补偿方法

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