CN107270903B - 组合式旋转调制微惯性导航方法、系统和存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种组合式旋转调制微惯性导航方法，包括以下步骤：利用旋转调制型微惯性组件获取载体的初始运动状态；根据静态微惯性组件的测量结果对载体的初始运动状态进行误差补偿；根据补偿结果对载体的初始运动状态进行捷联惯导解算，获得载体的姿态角信息。本发明还提供一种组合式旋转调制微惯性导航系统和计算机可读存储介质。本发明通过设置静态微惯性组件和旋转调制型微惯性组件，在旋转调制型微惯性组件的基础上辅以静态微惯性组件，对旋转调制型微惯性组件的旋转轴零偏值进行补偿，获得旋转调制型微惯性组件的旋转角度，以提供准确的导航信息。
Description
技术领域
本发明涉及导航技术领域，尤其涉及一种组合式旋转调制微惯性导航方法、系统和存储介质。
背景技术
船舶、飞行器等载体在使用过程中需要配备导航装置以确认当前的位置和运动路径，其中运载体姿态测量主要依托陀螺仪和加速度计等传感器实现，现有的姿态测量装置主要包括大型的高精度导航装置和微型的低精度导航装置。
以静电陀螺、激光陀螺、光纤陀螺等为代表的高精度陀螺性能指标高，陀螺零偏稳定性优于0.01°/h，主要应用于舰船、飞机、潜艇等大型运载体导航、制导与控制系统中，但是其价格昂贵、体积庞大，成本相对较高。而微机械陀螺利用科里奥利力来敏感载体运动角速度，具有体积小、成本低、应用范围广等优点。但是其精度偏低，目前常用的微机械陀螺零偏稳定性处于100°/h量级，不能满足高精度导航的需要。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种组合式旋转调制微惯性导航方法、系统和存储介质，旨在解决现有微惯性导航装置精度低的问题。
为实现上述目的，本发明提供一种组合式旋转调制微惯性导航方法，所述组合式旋转调制微惯性导航方法包括以下步骤：
利用旋转调制型微惯性组件获取载体的初始运动状态；
根据静态微惯性组件的测量结果对载体的初始运动状态进行误差补偿；
根据补偿结果对载体的初始运动状态进行捷联惯导解算，获得载体的姿态角信息。
优选的，所述利用所述旋转调制型微惯性组件获取载体的初始运动状态包括：
通过所述旋转调制型微惯性组件的一个旋转周期起始点两时刻的速度建立基座惯性坐标系和惯性坐标系间的变换矩阵；
依据所述基座惯性坐标系和惯性坐标系间的变换矩阵生成载体的粗对准初始姿态矩阵。
优选的，还包括步骤：
利用捷联惯导解算速度误差和姿态误差；
依据所述速度误差和姿态误差进行卡尔曼滤波获取载体当前运行状态参数；
依据所述载体当前运行状态参数和所述粗对准初始姿态矩阵生成载体的精对准初始姿态矩阵。
优选的，载体当前运行状态参数包括速度误差、姿态误差、加速度计零偏和陀螺漂移的状态量。
优选的，所述静态微惯性组件固定设置于载体上。
优选的，所述静态微惯性组件包括三轴MEMS陀螺仪和三轴MEMS加速度计。
优选的，所述载体上转动的设有安装平台，所述安装平台上设置有所述旋转调制型微惯性组件。
优选的，所述旋转调制型微惯性组件包括三轴MEMS陀螺仪和三轴MEMS加速度计。
本发明还提供一种组合式旋转调制微惯性导航系统，所述组合式旋转调制微惯性导航系统包括：静态微惯性组件、旋转调制型微惯性组件、存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的组合式旋转调制微惯性导航程序；所述静态微惯性组件固定设置于载体上，所述载体上还转动的设有安装平台，所述安装平台上设置有所述旋转调制型微惯性组件；所述组合式旋转调制微惯性导航程序被所述处理器执行时实现如上述任一项所述的方法的步骤。
本发明还提供一种存储介质，所述存储介质上存储有组合式旋转调制微惯性导航程序，所述组合式旋转调制微惯性导航程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的组合式旋转调制微惯性导航方法的步骤。
本发明实施例的技术方案通过设置静态微惯性组件和旋转调制型微惯性组件，在旋转调制型微惯性组件的基础上辅以静态微惯性组件，对旋转调制型微惯性组件的旋转轴零偏值进行补偿，获得旋转调制型微惯性组件的旋转角度，以提供准确的导航信息。
附图说明
图1是本发明实施例方案组合式旋转调制微惯性导航系统的结构示意图；
图2为本发明组合式旋转调制微惯性导航方法方法一实施例的流程示意图；
图3为图2中步骤S10的细化流程示意图；
图4为现有技术惯性导航解算结果；
图5为本发明实施例惯性导航解算结果。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明提供一种组合式旋转调制微惯性导航方法。
在一实施例中，该组合式旋转调制微惯性导航方法基于一组合式旋转调制微惯性导航系统实现。在一实施例中，该组合式旋转调制微惯性导航系统包括两组传感器，一组是静态微惯性组件20，另一组是旋转调制型微惯性组件30。
应当理解的是，本实施例的技术方案中，使用的均是公知意义上的微传感器，也称MEMS（ Micro Electro Mechanical System）传感器，这种传感器具有体积小、成本低等优点，但是精度相对较低，例如目前常用的微机械陀螺零偏稳定性处于100°/h（漂移100度每小时）。
在某些具体实施方式中，应用该组合式旋转调制微惯性导航方法为一无人机导航，即该组合式旋转调制微惯性导航系统的载体10为一无人机。在其他一些具体实施方式中，还可以是其他设备等。
在一实施例中，该静态微惯性组件20和旋转调制型微惯性组件30均包括一个三轴MEMS陀螺仪和一个三轴MEMS加速度计，在一具体实施方式中，三轴MEMS陀螺仪选择了ADIS16137型陀螺仪，而三轴MEMS加速度计选择了ADXL195型加速度计，显然，在其他一些具体实施方式中，还可以选择其他型号的陀螺仪和加速度计。
本实施例的技术方案中，静态微惯性组件20固定设置于载体10，也就是无人机上。该无人机上还设有一个可转动的安装平台，而旋转调制型微惯性组件30则设置于该安装平台上。
在某些具体实施方式中，该安装平台通过一旋转轴设置于无人机上，而旋转轴与一电动机相连，并在电动机的带动下转动。所述安装平台上设置有所述旋转调制型微惯性组件30。如图1所示，以无人机飞行过程中机头的方向为y轴方向，在以垂直机身向上的方向为z轴建立直角坐标系，则所述旋转轴绕y轴转动。
请进一步参阅图2，本实施例中的组合式旋转调制微惯性导航方法包括以下步骤：
S10、利用旋转调制型微惯性组件30获取载体10的初始运动状态。
本实施例中以载体10为无人机为例，则在对无人机进行导航过程中，首先需要对系统进行初始化，然后计算获得无人机的初始姿态矩阵。
请参阅图3，在某些具体实施方式中，该步骤S10具体包括：
S11、通过所述旋转调制型微惯性组件30的一个旋转周期起始点两时刻的速度建立基座惯性坐标系和惯性坐标系间的变换矩阵。
S12、依据所述基座惯性坐标系和惯性坐标系间的变换矩阵生成载体10的粗对准的初始姿态矩阵。
本实施例中，基座惯性坐标系指的是初始时刻将无人机坐标系经惯性凝固后得到的坐标系。
具体的，
=/>
其中，
=/>········（1）
式中，L表示初始对准时所在位置的经度，而λ表示初始对准时所在位置的纬度。
=I3*3·········（2）
即为一个三阶单位矩阵。
进一步的，
=/>········（3）
其中，代表矩阵/>的转置矩阵，在（3）式中，
········（4）
········（5）
其中上述和/>矩阵分别代表两个不同坐标系中速度矢量，其中，/>表示基座惯性坐标系中的速度矢量，而/>则代表惯性坐标系中的速度矢量，/>和/>则分别代表两个不同的时刻。
由上述公式（1）-（5）可计算获得无人机的当前姿态，记为粗对准的初始姿态矩阵。
然而上述结果的精度还有待提高，进一步的，在其他一些具体实施方式中，步骤S10还包括：
S13、利用捷联惯导解算速度误差和姿态误差；
S14、依据所述速度误差和姿态误差进行卡尔曼滤波获取载体10当前运动状态参数。
S15、依据所述载体10当前运行状态参数和所述粗对准初始姿态矩阵生成载体10的精对准初始姿态矩阵。
本实施例中的捷联惯导解算过程可参考现有的及优化的捷联惯导解算过程，同样的，卡尔曼滤波过程也可以参考现有的及优化的卡尔曼滤波过程。
本实施例中进一步通过上述捷联惯导解算过程，并利用捷联惯导系统解算的速度误差与姿态误差作为卡尔曼滤波观测量，来估计包含速度误差、姿态误差、加速度计零偏、陀螺漂移的状态量，得到一精对准结果，本实施例中用表示。
S20、根据静态微惯性组件20的测量结果对载体10的初始运动状态进行误差补偿。
在获得上述的初始姿态矩阵后，进行惯性导航。
在实施例中，进一步利用静态微惯性组件20和旋转调制型微惯性组件30的输出值计算得到电机的旋转速度，在组合式旋转调制型微惯性导航系统初始化阶段，通过静态微惯性组件20和旋转型微惯性组件30的量测对比，经过最优化处理得到电机的旋转速度，由于电机是匀速旋转，可将此值作为电机的旋转速度。
由于单一的旋转调制过程中无法对旋转轴的陀螺零位误差进行补偿，故采用组合方式利用陀螺数据来估计出y轴陀螺零偏并进行补偿，双模块组合设计提高了陀螺数据的可靠性，更有利于得出准确的静止区间再利用最小二乘法估计出最优的旋转轴陀螺零偏。
S30、根据补偿结果对载体10的初始运动状态进行捷联惯导解算，获得载体10的姿态角信息。
在利用静态微惯性组件对旋转调制型微惯性组件30的测量结果进行补偿之后，则获得最终精确的测算结果，即为无人机的精确姿态角信息。
请进一步参阅图4和图5，本实施例的技术方案中，先利用旋转调制型微惯性组件30获取无人机的初始运动姿态，然后利用静态微惯性组件20的测量结果对旋转调制型微惯性组件30的测量结果进行融合，从而获得载体10的详细姿态角信息。相对于现有技术而言，本发明的技术方案中旋转调制型微惯性组件30仅单轴旋转，抑制了陀螺零偏对导航解算的影响，提高了解算精度，同时，采用静态微惯性组件20的量测对旋转调制型微惯性组件30量测进行修正，得到最优的旋转角速度，通过修正信息得到更准确的解算信息。进一步的，通过旋转调制型微惯性组件30与静态微惯性组件20相配合，所以使用过程中不需要高精度的旋转电机和准确的旋转角度，降低了对传感器精度的要求，在提高导航精度的前提下，降低了成本。
本发明还提供一种组合式旋转调制微惯性导航系统，所述组合式旋转调制微惯性导航系统包括：静态微惯性组件20、旋转调制型微惯性组件30、存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的组合式旋转调制微惯性导航程序；所述静态微惯性组件20固定设置于载体10上，所述载体10上还转动的设有安装平台，所述安装平台上设置有所述旋转调制型微惯性组件30；所述组合式旋转调制微惯性导航程序被所述处理器执行时实现如上述任一项所述的方法的步骤。
本发明还提供一种存储介质，所述存储介质上存储有组合式旋转调制微惯性导航程序，所述组合式旋转调制微惯性导航程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的组合式旋转调制微惯性导航方法的步骤。
本发明实施例的技术方案通过设置静态微惯性组件20和旋转调制型微惯性组件30，在旋转调制型微惯性组件30的基础上辅以静态微惯性组件20，对旋转调制型微惯性组件30的静偏值进行补偿，获得旋转调制型微惯性组件30的旋转角度，以提供准确的导航信息。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者系统中还存在另外的相同要素。
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。
Claims (9)
1.一种组合式旋转调制微惯性导航方法，其特征在于，所述组合式旋转调制微惯性导航方法包括以下步骤：
利用旋转调制型微惯性组件获取载体的初始运动状态；
根据静态微惯性组件的测量结果对载体的初始运动状态进行误差补偿；
根据补偿结果对载体的初始运动状态进行捷联惯导解算，获得载体的姿态角信息；
其中，所述利用旋转调制型微惯性组件获取载体的初始运动状态包括：
通过所述旋转调制型微惯性组件的一个旋转周期起始点两时刻的速度建立基座惯性坐标系和惯性坐标系间的变换矩阵；
依据所述基座惯性坐标系和惯性坐标系间的变换矩阵生成载体的粗对准初始姿态矩阵，并依据载体的粗对准初始姿态矩阵确定载体的初始运动状态。
2.如权利要求1所述的组合式旋转调制微惯性导航方法，其特征在于，还包括步骤：
利用捷联惯导解算速度误差和姿态误差；
依据所述速度误差和姿态误差进行卡尔曼滤波获取载体当前运行状态参数；
依据所述载体当前运行状态参数和所述粗对准初始姿态矩阵生成载体的精对准初始姿态矩阵。
3.如权利要求2所述的组合式旋转调制微惯性导航方法，其特征在于，载体当前运行状态参数包括速度误差、姿态误差、加速度计零偏和陀螺漂移的状态量。
4.如权利要求1-3任一项所述的组合式旋转调制微惯性导航方法，其特征在于，所述静态微惯性组件固连于载体上。
5.如权利要求4所述的组合式旋转调制微惯性导航方法，其特征在于，所述静态微惯性组件包括三轴MEMS陀螺仪和三轴MEMS加速度计。
6.如权利要求1-3任一项所述的组合式旋转调制微惯性导航方法，其特征在于，所述载体上转动的设有安装平台，所述安装平台上设置有所述旋转调制型微惯性组件。
7.如权利要求6所述的组合式旋转调制微惯性导航方法，其特征在于，所述旋转调制型微惯性组件包括三轴MEMS陀螺仪和三轴MEMS加速度计。
8.一种组合式旋转调制微惯性导航系统，其特征在于，所述组合式旋转调制微惯性导航系统包括：静态微惯性组件、旋转调制型微惯性组件、存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的组合式旋转调制微惯性导航程序；
所述静态微惯性组件固连于载体上，所述载体上还转动的设有安装平台，所述安装平台上设置有所述旋转调制型微惯性组件；
所述组合式旋转调制微惯性导航程序被所述处理器执行时实现如权利要求1至7中任一项所述的方法的步骤。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有组合式旋转调制微惯性导航程序，所述组合式旋转调制微惯性导航程序被处理器执行时实现如权利要求1至7中任一项所述的组合式旋转调制微惯性导航方法的步骤。
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Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117131611B (zh) * | 2023-10-26 | 2024-01-19 | 北京控制工程研究所 | 可重复使用飞行器的异构陀螺选用方法及装置 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102749079A (zh) * | 2012-04-09 | 2012-10-24 | 北京自动化控制设备研究所 | 一种光纤捷联惯导双轴旋转调制方法及双轴旋转机构 |
| CN103575299A (zh) * | 2013-11-13 | 2014-02-12 | 北京理工大学 | 利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法 |
| US8743219B1 (en) * | 2010-07-13 | 2014-06-03 | Marvell International Ltd. | Image rotation correction and restoration using gyroscope and accelerometer |
| CN104897178A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-09-09 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种双惯导联合旋转调制导航与在线相对性能评估方法 |
| WO2016112571A1 (zh) * | 2015-01-16 | 2016-07-21 | 北京航天时代光电科技有限公司 | 一种高精度光纤陀螺惯测装置标定方法 |
| CN106017470A (zh) * | 2016-05-12 | 2016-10-12 | 湖南格纳微信息科技有限公司 | 微惯性测量单元筛选方法及组合式微惯性测量装置 |
-
2017
- 2017-06-21 CN CN201710479623.5A patent/CN107270903B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8743219B1 (en) * | 2010-07-13 | 2014-06-03 | Marvell International Ltd. | Image rotation correction and restoration using gyroscope and accelerometer |
| CN102749079A (zh) * | 2012-04-09 | 2012-10-24 | 北京自动化控制设备研究所 | 一种光纤捷联惯导双轴旋转调制方法及双轴旋转机构 |
| CN103575299A (zh) * | 2013-11-13 | 2014-02-12 | 北京理工大学 | 利用外观测信息的双轴旋转惯导系统对准及误差修正方法 |
| WO2016112571A1 (zh) * | 2015-01-16 | 2016-07-21 | 北京航天时代光电科技有限公司 | 一种高精度光纤陀螺惯测装置标定方法 |
| CN104897178A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-09-09 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种双惯导联合旋转调制导航与在线相对性能评估方法 |
| CN106017470A (zh) * | 2016-05-12 | 2016-10-12 | 湖南格纳微信息科技有限公司 | 微惯性测量单元筛选方法及组合式微惯性测量装置 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 一种双惯导组合导航方法;刘为任;王宁;刘国彬;年海涛;艾光彬;;中国惯性技术学报(第01期);第1-4、13页 * |
| 刘为任 ; 王宁 ; 刘国彬 ; 年海涛 ; 艾光彬 ; .一种双惯导组合导航方法.中国惯性技术学报.2014,22(01),第1-4、13页. * |
| 基于MEMS传感器的微惯性导航系统研究;胡士峰;马建仓;孟凡路;;计算机测量与控制;第17卷(第05期);第1015-1018页 * |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: 410000 room 1705, building 1b, Hunan military civilian integration science and Technology Innovation Industrial Park, No. 699 Qingshan Road, Changsha high tech Development Zone, Changsha City, Hunan Province Applicant after: Hunan yunjiangna micro Information Technology Co.,Ltd. Address before: 410205 Room 405, building F4, Lugu enterprise Plaza, No. 27 Wenxuan Road, high tech Zone, Changsha, Hunan Province Applicant before: HUNAN GLONAVIN INFORMATION TECHNOLOGY CO.,LTD. |
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| CB02 | Change of applicant information | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |