CN108562288B - 一种激光捷联惯组系统级在线自标定系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种激光捷联惯组系统级在线自标定系统及方法，其中，该系统包括实物标定系统、仿真标定系统与标定参数计算模块；其中，所述实物标定系统用于对激光惯组系统实物标定；所述仿真标定系统用于对激光惯组仿真标定方法及标定路径的验证；所述标定参数计算模块用于计算激光惯组的标定参数。本发明能够实现对激光惯组安装误差、刻度因数、零偏总共24个参数的完全标定，有效提高导航精度，显著缩短标定时间，满足客户对提高激光捷联惯组维护的简易性和维护效率的要求。

Description

一种激光捷联惯组系统级在线自标定系统及方法

技术领域

本发明属于激光捷联惯组系统技术领域，尤其涉及一种激光捷联惯组系统级在线自标定系统及方法。

背景技术

传统的分立标定需要将惯组从载体上拆卸下来，耗费人力物力，为节省成本，缩短标定准备时间，自标定功能成为载体惯组的发展趋势。

自标定方法是以速度为零、地理位置不变、地球自转角速率、重力场等作为基准量，在无位置速率转台等高精度标校设备的条件下，研究通过多个静态位置下的姿态角粗对准值和导航输出，对惯组的误差参数进行标定的方法。

激光捷联惯导系统的自标定技术作为激光捷联惯导系统关键技术之一，其作用主要表现在以下几个方面：一、确定激光捷联惯导系统的理想测量坐标系，在理论上应与载体坐标系重合(或者必须知道与载体坐标之间的确切转换)。二、根据惯性仪表的误差模型确定激光捷联惯导的测量误差补偿模型。由于激光捷联惯导系统直接与载体固连，所以误差源相对多而复杂，因此误差补偿技术是提高捷联惯导技术之一，其补偿效果如何将决定激光捷联系统的性能。误差补偿的关键是必须准确的取得惯性仪表的误差参数值。自标定技术的理论基础是系统辨识，其目的就是确定惯性仪表和惯导系统的数学模型或误差数学模型的参数。通过设计合理的标定位置及路径，根据捷联惯导系统对应的输出值，应用系统辨识的方法，计算出误差补偿模型中各具体参数，建立误差补偿模型，实现测量误差的精确修正。

目前工程中成熟应用的激光陀螺捷联系统的标定方法为分立标定方法，该方法以激光陀螺及加表的脉冲输出量为观测量，按照位置、速率标定方法对惯导系统进行标定。该标定方法物理意义明确，但是该方法工序繁琐，标定时间较长，不能反映惯导安装在载体上时实际工作状态下的误差特性。

由于惯组各主要误差参数会随时间发生变化，因此，如何减少惯组的拆卸重新标定次数甚至实现不拆卸，延长激光捷联惯组的性能保持期，是目前迫切需要解决的问题。所以，激光捷联惯组误差参数的自标定理论及方法研究对提高载体的使用完好率具有重要的意义。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种激光捷联惯组系统级在线自标定系统及方法，能够实现对激光惯组安装误差、刻度因数、零偏总共24个参数的完全标定，有效提高导航精度，显著缩短标定时间，满足客户对提高激光捷联惯组维护的简易性和维护效率的要求。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：根据本发明的一个方面，提供了一种激光捷联惯组系统级在线自标定系统，包括：实物标定系统、仿真标定系统与标定参数计算模块；其中，所述实物标定系统用于对激光惯组系统实物标定；所述仿真标定系统用于对激光惯组仿真标定方法及标定路径的验证；所述标定参数计算模块用于计算激光惯组的标定参数。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定系统中，所述实物标定系统包括转台控制模块、数据采集模块和在线导航模块；其中，转台控制模块用于控制转台的转动和锁死，使转台按预定标定路径转动；数据采集模块，用于控制计数卡产生定时中断，并对中断请求进行处理得到激光惯组输出数据；在线导航模块实时接收由数据采集模块实时采集的激光惯组输出数据，并对激光惯组输出数据进行处理得到载体的姿态、速度及位置信息。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定系统中，所述转台控制模块包括通信协议模块和转角控制模块；其中，转角控制模块接受从惯组计算机或地面测试计算机经串口按通信协议模块发送过来的控制指令，控制转台转到预定角度；标定时转角控制模块将转台转停状态及所停位置实时传送给数据采集模块的定时中断服务；在非标定模式和断电时转角控制模块保证转台始终处于锁死状态。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定系统中，所述数据采集模块包括计数卡驱动模块和定时中断服务模块；其中，计数卡驱动模块控制计数卡产生2KHz的定时中断，定时中断产生后进入定时中断服务模块；定时中断服务模块采集陀螺和加表输出的脉冲信号，并对陀螺输出的脉冲信号进行解抖滤波，并根据不同激光惯组型号将加表输出和滤波后的陀螺输出变成适合在线导航模块使用的激光惯组输出数据，最后定时中断服务模块将转角控制模块提供的转停状态及所停位置与所采集到加表和陀螺数据作为激光惯组的输出数据输出给在线导航模块。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定系统中，所述在线导航模块实时接收由数据采集模块中定时中断服务实时采集的激光惯组输出数据，并且利用标定参数计算模块中的标定参数数值算法反馈的标定参数对激光惯组输出数据的刻度因数、零偏、安装误差进行修正，然后经过解析粗对准、Kalman精对准得到较准确的初始姿态矩阵后进行导航解算，导航中用四子样法实时更新载体的姿态矩阵，最后输出导航结果，即载体的姿态、速度及位置信息；同时将采集的激光惯组的输出数据和导航结果保存成数据文件，供后续的分析和标定参数计算模块使用；在线导航模块还接收标定终止判据输出的未达到判据要求的标志，进行导航解算，再将导航结果传给标定参数计算模块。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定系统中，所述仿真标定系统包括仿真数据生成模块和离线导航模块；其中，仿真数据生成模块用于产生供仿真实验用的加表和陀螺输出的脉冲数据；离线导航模块用于读取仿真数据生成模块产生的激光惯组仿真输出数据，并进行导航解算，再将导航结果保存成文件，供标定参数据计算模块的导航误差微分信号提取调用；离线导航模块还接收标定终止判据输出的未达到判据要求的标志，进行导航解算，再将导航结果传给导航误差微分信号提取模块。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定系统中，所述标定参数计算模块包括导航误差微分信号提取模块、标定参数计算模型和标定终止判据；其中，导航误差微分信号提取模块根据在线导航模块或离线导航模块输出导航结果提取导航速度误差的微分信号；标定参数计算模型利用微分信号计算激光惯组的标定参数；标定终止判据对标定参数计算模型计算出来的标定参数进行检验，判断所计算的标定参数是否满足标定终止判据，反馈最终标定结果；每计算一次激光惯组的标定参数之后，如果激光惯组的标定参数达不到标定终止判据，则对在线导航模块或离线导航模块中激光惯组的标定参数进行补偿，然后再进行导航，进而得到速度误差，最后再求激光惯组的标定参数，如此往复，直到满足终止条件之后结束；最终补偿后的激光惯组标定参数作为最终标定结果输出。

根据本发明的另一方面，还提供了一种激光捷联惯组系统级在线自标定方法，所述方法包括如下步骤：数据采集步骤、导航解算步骤和标定参数计算步骤。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定方法中，数据采集步骤包括：将激光惯组本体固联在转台上，转角控制模块控制转台按预定的标定路径带动激光惯组本体进行转动；同时计数卡驱动模块控制计数卡产生2KHz的定时中断，定时中断产生后进入定时中断服务模块，在定时中断服务模块中采集并记录陀螺和加表输出数据，并且将转角控制模块输出的转台状态及内外框角度这些转台信息合并作为激光惯组的输出数据输出给在线导航模块；根据刚体运动学模型以及激光惯组中激光陀螺和加表的输出特性模拟激光惯组在标定过程中输出，由加表仿真输出模型生成加表的仿真输出数据，陀螺仿真输出模型生成陀螺的仿真输出数据，两者合并作为激光惯组的仿真输出数据输出给离线导航模块。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定方法中，导航解算步骤包括：利用采集到的或者仿真生成的激光惯组输出数据，并且利用标定参数对激光惯组的输出数据进行修正，然后经过解析粗对准、Kalman精对准得到较准确的初始姿态矩阵后进行导航解算，导航中用四子样法实时更新载体的姿态矩阵，最后输出导航结果；若标定参数未达到标定终止判据，则修正标定参数之后再进行导航解算，再将导航结果传给导航误差微分信号提取模块，直到标定结束为止。

上述激光捷联惯组系统级在线自标定方法中，所述标定参数计算步骤包括：根据在线导航模块或离线导航模块输出导航结果提取导航速度误差的微分信号；利用微分信号按标定参数计算模型计算激光惯组的标定参数，再对标定参数进行检验，判断所计算的标定参数是否满足标定终止判据，反馈最终标定结果；每计算一次激光惯组的标定参数之后，如果激光惯组的标定参数达不到标定终止判据，则对在线导航模块或离线导航模块中的激光惯组的标定参数进行补偿，然后再进行导航，再得到速度误差，最后再求激光惯组的标定参数，如此往复，直到满足终止条件之后结束；最终补偿后的激光惯组的标定参数作为最终标定结果输出。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明传统分离标定方法相比，本发明的标定时间短，标定精度高，只要满足标定的路径要求，可以不用将激光惯组从载体上拆下来就能直接进行标定；

(2)本发明可以对标定方法进行验证，同时也可以方便的设置标定环境，考察标定方法在各种情形下的标定精度，还可以方便的设计新的标定路径，并对其有效性和性能进行验证。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是本发明实施例提供的激光捷联惯组系统级在线自标定系统的组成框图；

图2是本发明实施例提供的激光捷联惯组系统级在线自标定方法的流程图；

图3是本发明实施例提供的实物标定系统的标定方法流程图；

图4是本发明实施例提供的仿真标定系统的标定方法流程图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明实施例提供的激光捷联惯组系统级在线自标定系统的组成框图。如图1所示，本发明激光捷联惯组系统级在线自标定系统，包括：实物标定系统、仿真标定系统与标定参数计算模块，其中实物标定系统由转台控制模块、数据采集模块和在线导航模块组成。

转台控制模块控制用于控制转台的转动和锁死，使转台按预定标定路径转动；转角控制模块5部分接受从惯组计算机或地面测试计算机经串口按通信协议模块4发送过来的控制指令，控制转台转到预定角度；标定时转角控制模块5将转台转停状态及所停位置实时传送给数据采集模块的定时中断服务7；在非标定模式和断电转角控制模块5部分保证转台始终处于锁死状态；

数据采集模块，用于控制计数卡产生定时中断，并对中断请求进行处理；包括计数卡驱动模块6和定时中断服务模块7；计数卡驱动模块6控制计数卡产生2KHz的定时中断，定时中断产生后进入定时中断服务模块7，在定时中断服务模块7中，采集陀螺和加表输出的脉冲信号，并对陀螺输出的脉冲信号进行解抖滤波，并根据不同激光惯组型号将加表输出和滤波后的陀螺输出变成适合在线导航模块9使用的激光惯组输出数据，最后定时中断服务模块7将转台控制模块的转角控制模块5提供的转停状态及所停位置与所采集到加表和陀螺数据作为激光惯组的输出数据输出给在线导航模块9；

在线导航模块9实时接收由数据采集模块中定时中断服务模块7实时采集的激光惯组输出数据，并且利用标定参数计算模块中的标定参数数值算法3反馈的标定参数对激光惯组输出数据的刻度因数、零偏、安装误差进行修正，然后经过解析粗对准、Kalman精对准得到较准确的初始姿态矩阵后进行导航解算，导航中用四子样法实时更新载体的姿态矩阵，最后输出导航结果，即载体的姿态、速度及位置信息，同时将采集的激光惯组的输出数据和导航结果保存成数据文件，供后续的分析和标定参数据计算模块中的导航误差微分信号提取模块1使用；在线导航模块9如果接收到标定终止判据3输出的未达到判据要求的标志，则再进行导航解算，再将导航结果传给导航误差微分信号提取模块1；

仿真标定系统，用于激光惯组仿真标定方法及标定路径的验证；它由仿真数据生成模块8和离线导航模块10组成；仿真数据生成模块8用于产生供仿真实验用的加表和陀螺输出的脉冲数据；离线导航模块10用于读取仿真数据生成模块8产生的激光惯组仿真输出数据，并进行导航解算，再将导航结果保存成文件，供标定参数据计算模块的导航误差微分信号提取1调用；离线导航模块10如果接收到标定终止判据3输出的未达到判据要求的标志，则再进行导航解算，再将导航结果传给导航误差微分信号提取模块1；

标定参数据计算模块，由导航误差微分信号提取模块1、标定参数计算模型2和标定终止判据3；导航误差微分信号提取模块1根据在线导航模块9或离线导航模块10输出导航结果提取导航速度误差的微分信号；标定参数计算模型2利用微分信号计算激光惯组的标定参数；标定终止判据3对标定参数计算模型2计算出来的标定参数进行检验，判断所计算的标定参数是否满足标定终止判据，反馈最终标定结果；每计算一次激光惯组的标定参数之后，如果激光惯组的标定参数达不到标定终止判据3，则对在线导航模块9或离线导航模块10中激光惯组的标定参数进行补偿，然后再进行导航，再得到速度误差，最后再求激光惯组的标定参数，如此往复，直到满足终止条件之后结束；最终补偿后的激光惯组标定参数作为最终标定结果输出。

(1)数据采集

对于实物标定系统，本发明的标定方法对转台要求不高，用一般精度的双轴转台即可完成对激光惯组的标定。如图3所示，数据采集流程如下：将激光惯组固联在转台上，给激光惯组和转台加电，然后转角控制模块5先控制转台寻到零后锁紧，并且通过计数卡驱动模块6对计数卡进行初始化，设置减计数方式和使之能产生2KHz中断的计数值，待激光惯组稳定工作后，通过惯组计算机或地面测试计算机向转台控制模块发送控制指令数据帧，再经过通讯协议4将控制指令数据帧转换成转角控制模块5可识别的控制指令，之后再传给转角控制模块5，由转角控制模块5内的转台转动控制算法控制转台按预定的标定路径进行转动或是执行其他动作，当标定结束后转角控制模块5再使转台回到零位并锁紧；计数卡驱动模块6控制计数卡产生2KHz的定时中断，定时中断产生后进入定时中断服务模块7，在定时中断服务模块7中采集并记录陀螺和加表输出的原始脉冲数据，再经过解抖滤波滤掉电机的抖动信号，才得到，并且将转角控制模块5输出的转台状态及内外框角度这些转台信息合并作为激光惯组的输出数据输出给在线导航模块9；对于仿真系统，根据刚体运动学模型以及激光惯组中激光陀螺和加表的输出特性可以模拟激光惯组在标定过程中输出，由加表仿真输出模型生成加表的仿真输出数据，陀螺仿真输出模型生成陀螺的仿真输出数据，两者合并作为激光惯组的输出数据输出给离线导航模块10。

(2)导航解算

导航解算流程，如图4所示，利用采集到的或者仿真生成的激光惯组输出数据，并且利用标定参数对激光惯组的输出数据进行修正，然后经过解析粗对准、Kalman精对准得到较准确的初始姿态矩阵后进行导航解算，导航中用四子样法实时更新载体的姿态矩阵，最后输出导航结果；若标定参数未达到标定终止判据(3)，则修正标定参数之后再进行导航解算，再将导航结果传给导航误差微分信号提取模块(1)，直到标定结束为止。

(3)标定参数计算

如图2所示，激光捷联惯组系统级在线自标定方法，实现步骤如下：

在惯性仪表误差与导航信息误差中存在着确切的输入、输出特性，因此可利用导航输出信息对惯性仪表的误差进行辨识。标定的过程可依次分为三个阶段：对准、旋转及测量。在初始粗对准过程中，加表标度因数误差、零偏及安装误差使导航计算机得到的计算导航坐标系与当地真实地理坐标系(东北天坐标系)产生一定的偏差；在随后的转动过程中，陀螺安装误差进入姿态解算，使得捷联姿态矩阵中包含了因陀螺安装误差引起的姿态矩阵误差。因此在转动过程完成后，对导航输出的速度信息进行测量，导航坐标系加速度分量中存在着因导航坐标系误差而引入的重力分量，同时也包括因加表误差造成的测量误差。

在建立惯性仪表误差特性的基础上，结合捷联惯导的误差传播特性，可得到基于导航坐标系加速度信息的误差辨识模型；同时通过对该模型下的误差参数可观测性的研究，然后在此基础上设计多位置连续翻滚的标定路径，充分将各个仪表误差参数激励出来；再对测量位置采集的导航速度信息进行线性拟合，并根据误差辨识模型对该加速度误差信息进行辨识，即能将惯性仪表的各个误差分离出来。

(a)本发明实施例中标定参数的计算过程如下：

本发明实施例中所用的速度误差模型如下：

本发明实施例中所用的姿态误差模型如下：

其中[δK_A]是加表的刻度因数误差，[δA]是加表的安装误差，[δK_G]是陀螺的刻度因数误差，[δG]是陀螺的安装误差，

是导航速度误差的变化率，φⁿ是载体姿态误差角矢量在导航系下的投影，fⁿ是加表输出在导航系下的投影，

是载体系b系到导航系n系的坐标变换矩阵，f^b是加表输出在载体系下的投影，δVⁿ是导航速度误差在导航系下的投影，

地球自转角速率，

是位置速率，Vⁿ是载体运动速度在导航系下的投影，

地球自转角速率误差，

位置速率误差，

加表的零偏在导航系下的投影，

是载体姿态误差角矢量的变化率，φ是载体姿态误差角矢量，

是载体相对导航系运动的姿态角速度在导航系下的投影，

是载体相对导航系运动的姿态角速度误差在导航系下的投影，

是陀螺测量的载体运动角速度在载体系下，εⁿ陀螺的零漂在导航系下的投影。

本发明实施例中所用的加表坐标系惯性仪表误差模型如下：

加表误差模型：

陀螺误差模型：

其中B_ax、B_ay、B_az分别是x、y、z加表的零偏，B_gx、B_gy、B_gz分别是x、y、z陀螺的零漂，K_ax、K_ay、K_az分别是x、y、z加表的刻度因数误差，K_gx、K_gy、K_gz分别是x、y、z陀螺的刻度因数误差，

设某一时刻t，惯组姿态与导航系之间存在坐标系转换关系

，则惯组测量的导航系下的速度误差和姿态的微分即为导航系下的等效加表零偏和等效陀螺漂移与仪表的测量误差也存在坐标转换关系

这样要实现参数的全辨识问题就变成了设计位置编排使之满足标定参数的完全激励问题。

现设计位置编排如表1所示：

表1:19位置标定编排

上表中的g₀是本地重力加速度，ψ表示惯组绕Z轴转动的角度，γ表示惯组绕Y轴转动的角度，θ表示惯组绕X轴转动的角度。

上表表示了19个位置的惯组三个轴的朝向、加表的理想输出值、该位置的姿态矩阵，以及前一位置到该位置的转动过程中的姿态矩阵。从上表可以看出整个标定过程包含19个位置、18次转动，其中19个位置中有10不同的位置，且这18次转动可分成3组，每一组都是绕一个轴一次转90°，朝一个方向转3次转到270°之后再往回转，再经过3次转动转到原位，然后绕另一个轴按相同顺序旋转，这样就可以获得分别绕三个轴旋转的10个不同位置上的导航数据。

两位置之间的转动后，等效陀螺零漂和等效加表零偏的变化如下：

其中n表示导航系，b表示本体系

由于整个标定过程每次转动和每个位置所经历时间较短，所以可暂时忽略陀螺零漂的影响，即(2.6)可近似为

又有导航系下俩位置之间的等效加表零偏之差：

则由19个位置的导航误差数据，可得24个标定系数计算公式如下：

陀螺零偏：

其中

表示第i个位置上j轴上速度分量的二次变化率的估计值，其中的表示i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z。

加表的零偏：

其中

表示j轴上速度分量的一次变化率的估计值的第i个位置与第i-1个位置之间的差，即

其中的i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z。

B_ax＝(A+B-C)/8

B_ay＝(A-B+C)/8

B_az＝(A-B-C)/8

加表刻度因数，分正负向：

其中

表示第i个位置上j轴上速度分量的一次变化率的估计值，其中的表示i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z。

由第一组转动的数据可得以下标定参数：

由第二组转动的数据可得以下标定参数：

由第三组转动的数据可得以下标定参数：

剩下的三个陀螺安装误差：

当存在航向角时，主要影响导航速度误差在惯组系内的投影，是由于导航速度误差在惯组系内的投影与在导航系内的投影不一致，导航系内速度误差各轴上的分量会存在惯组其它轴上的仪表误差影响。当标定时，惯组处于表1位置编排中的位置时，其俯仰角、横滚角和航向角是π/2的整数倍时，姿态矩阵中的各元素是0或±1，这时导航的速度误差在惯组系内的投影和在导航系内的投影是一致的。若惯组在第一个位置NUE时有航向角，即相当于惯组绕Y轴转了一个角度θ，此时有

即导航的速度误差在惯组系内的投影与在导航系内的投影存在一个坐标变换的关系，变换后的速度误差才是速度在惯组系内的投影，才能表示惯组各轴上仪表误差与导航速度误差之间的关系。

但由于惯组导航计算时采用的导航系是ENU坐标系，而在导航坐标下存在航向角时实际上绕Z轴旋转了角度θ，所以不能直接将对准出来的初始姿态矩阵对导航误差进行修正，而是需要先求出航向角θ之后，再将导航的速度误差左乘绕Z轴旋转的姿态变换矩阵，即

这样就将速度误差等效成了初始航向在特定方向时的情况，之后可继续用上述的方法来计算惯组误差参数。这里忽略了在整个标定过程中惯组误差参数相互耦合影响，但是经上述方法修正之后任意航向上的速度误差与特定方向上的速度误差数值基本接近，也有相同的变化趋势，惯组误差参数相互耦合影响也可以在多次迭代后得到修正。

另外，当存在小角度水平角误差时，分析方法与存在航向时类似，也是由于导航速度误差在惯组系内的投影与在导航系内的投影不一致，导航系内速度误差各轴上的分量同样会存在惯组其它轴上的仪表误差影响，只是由于不水平角比较小时，其它轴上的仪表误差对速度的影响属于小量，在一定程度上可以忽略，这在仿真实验和半实物实验中已经得到证实，当水平误差角不大于3°时，所得到的标定参数误差的数量级均小于10^-5。

本发明所述的激光捷联惯组自标定算法仅进行一次计算所得到的参数精度达不到要求，这个结论可以从激光惯组误差参数补偿后的导航误差以及标定残差得到，但是激光惯组误差参数补偿后的导航误差以及标定残差都说明该算法是收敛的，于是可通过有限次的迭代提高激光惯组误差参数的标定精度。然而当处于不同的标定环境时所需的迭代次数都不相等，而单纯的设定一个迭代次数上限又会降低标定效率，所以应考虑取一些可以考察标定参数好坏的指标来作为标定终止条件。

条件一：导航误差

由于标定的目的就是为了提高导航精度，所以导航误差可以比较直接的反应标定结果的好坏。又由于导航的位置误差是由速度误差积分得来的，所以可以只选择导航速度误差作为终止条件之一，再由惯导基本理论可知，纯惯性导航的误差是随时间积累的，因此可以仅用最后一短时间内的导航速度误差的数学期望作为标定的终止条件，即：

若以纯惯性导航方式导航20分钟后，E(Δv_e)<0.01m/s，且E(Δv_n)<0.01m/s，E(Δv_u)<0.01m/s时，则标定终止。

条件二：标定残差

如果在导航算法中设定的惯组误差参数与其真值恰好相等，则一般情况下导航速度差必定会很小，因此由此计算出的惯组误差参数，即标定残差必然也会很小，所以标定残差小也可以说明标定出来的惯组误差参数趋近于真值。故可设激光惯组误差参数的集合为Pe，Pe中元素即是激光惯组中陀螺和加表的零偏(B_g、B_a)、刻度因数(K_a、K_g)、安装误差(E_a、E_g)，这24个参数。令MAX(Pe)表示Pe中最大的元素值，即：

若MAX(Pe)<5×10^-6时，则标定终止。

条件三：迭代次数上限

考虑到激光惯组可能处于某个比较恶劣的标定环境(噪声较强、摆放时不水平角较大等)时，导航误差和标定残差可能在以上两个对应的终止条件附近振荡，导致标定不能终止，所以在标定方法仿真实验的基础之上可设定一个标定迭代次数上限，即可保证程序能正常终止，又能得到较高的激光惯组误差参数标定精度。

以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (11)

1.一种激光捷联惯组系统级在线自标定系统，其特征在于包括：实物标定系统、仿真标定系统与标定参数计算模块；其中，

所述实物标定系统用于对激光惯组系统实物标定；

所述仿真标定系统用于对激光惯组仿真标定方法及标定路径的验证；

所述标定参数计算模块用于计算激光惯组的标定参数；其中，

计算激光惯组的标定参数具体包括如下步骤：

速度误差模型如下：

姿态误差模型如下：

其中，[δK_A]是加表的刻度因数误差，[δA]是加表的安装误差，[δK_G]是陀螺的刻度因数误差，[δG]是陀螺的安装误差，

是导航速度误差的变化率，φⁿ是载体姿态误差角矢量在导航系下的投影，fⁿ是加表输出在导航系下的投影，

是载体系b系到导航系n系的坐标变换矩阵，f^b是加表输出在载体系下的投影，δVⁿ是导航速度误差在导航系下的投影，

地球自转角速率，

是位置速率，Vⁿ是载体运动速度在导航系下的投影，

地球自转角速率误差，

位置速率误差，

加表的零偏在导航系下的投影，

是载体姿态误差角矢量的变化率，φ是载体姿态误差角矢量，

是载体相对导航系运动的姿态角速度在导航系下的投影，

是载体相对导航系运动的姿态角速度误差在导航系下的投影，

是陀螺测量的载体运动角速度在载体系下，εⁿ陀螺的零漂在导航系下的投影；

加表误差模型如下：

陀螺误差模型如下：

其中，B_ax、B_ay、B_az分别是x、y、z加表的零偏，B_gx、B_gy、B_gz分别是x、y、z陀螺的零漂，K_ax、K_ay、K_az分别是x、y、z加表的刻度因数误差，K_gx、K_gy、K_gz分别是x、y、z陀螺的刻度因数误差；

设某一时刻t，惯组姿态与导航系之间存在坐标系转换关系

则惯组测量的导航系下的速度误差和姿态的微分即为导航系下的等效加表零偏和等效陀螺漂移与仪表的测量误差也存在坐标转换关系

这样要实现参数的全辨识问题就变成了设计位置编排使之满足标定参数的完全激励问题；

设计位置编排如表1所示：

表1:19位置标定编排

上表中的g₀是本地重力加速度，ψ表示惯组绕Z轴转动的角度，γ表示惯组绕Y轴转动的角度，θ表示惯组绕X轴转动的角度；

上表表示了19个位置的惯组三个轴的朝向、加表的理想输出值、该位置的姿态矩阵，以及前一位置到该位置的转动过程中的姿态矩阵；从上表可以看出整个标定过程包含19个位置、18次转动，其中19个位置中有10不同的位置，且这18次转动可分成3组，每一组都是绕一个轴一次转90°，朝一个方向转3次转到270°之后再往回转，再经过3次转动转到原位，然后绕另一个轴按相同顺序旋转，这样就可以获得分别绕三个轴旋转的10个不同位置上的导航数据；

两位置之间的转动后，等效陀螺零漂和等效加表零偏的变化如下：

其中，n表示导航系，b表示本体系；

由于整个标定过程每次转动和每个位置所经历时间较短，所以可暂时忽略陀螺零漂的影响，即公式

近似为：

又有导航系下俩位置之间的等效加表零偏之差：

则由19个位置的导航误差数据，可得21个标定系数计算公式如下：

陀螺零偏：

其中，

表示第i个位置上j轴上速度分量的二次变化率的估计值，其中的i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z；

加表的零偏：

其中，

表示j轴上速度分量的一次变化率的估计值的第i个位置与第i-1个位置之间的差，即

其中的i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z；

B_ax＝(A+B-C)/8

B_ay＝(A-B+C)/8

B_az＝(A-B-C)/8

加表刻度因数，分正负向：

其中，

表示第i个位置上j轴上速度分量的一次变化率的估计值，其中的i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z；

由第一组转动的数据可得以下标定参数：

由第二组转动的数据可得以下标定参数：

由第三组转动的数据可得以下标定参数：

2.根据权利要求1所述的激光捷联惯组系统级在线自标定系统，其特征在于：所述实物标定系统包括转台控制模块、数据采集模块和在线导航模块；其中，

转台控制模块用于控制转台的转动和锁死，使转台按预定标定路径转动；

数据采集模块，用于控制计数卡产生定时中断，并对中断请求进行处理得到激光惯组输出数据；

在线导航模块实时接收由数据采集模块实时采集的激光惯组输出数据，并对激光惯组输出数据进行处理得到载体的姿态、速度及位置信息。

3.根据权利要求2所述的激光捷联惯组系统级在线自标定系统，其特征在于：所述转台控制模块包括通信协议模块(4)和转角控制模块(5)；其中，

转角控制模块(5)接受从惯组计算机或地面测试计算机经串口按通信协议模块(4)发送过来的控制指令，控制转台转到预定角度；

标定时转角控制模块(5)将转台转停状态及所停位置实时传送给数据采集模块；在非标定模式和断电时转角控制模块(5)保证转台始终处于锁死状态。

4.根据权利要求3所述的激光捷联惯组系统级在线自标定系统，其特征在于：所述数据采集模块包括计数卡驱动模块(6)和定时中断服务模块(7)；其中，

计数卡驱动模块(6)控制计数卡产生2KHz的定时中断，定时中断产生后进入定时中断服务模块(7)；

定时中断服务模块(7)采集陀螺和加表输出的脉冲信号，并对陀螺输出的脉冲信号进行解抖滤波，并根据不同激光惯组型号将加表输出和滤波后的陀螺输出变成适合在线导航模块(9)使用的激光惯组输出数据，最后定时中断服务模块(7)将转角控制模块(5)提供的转停状态及所停位置与所采集到加表和陀螺数据作为激光惯组的输出数据输出给在线导航模块(9)。

5.根据权利要求4所述的激光捷联惯组系统级在线自标定系统，其特征在于：所述在线导航模块(9)实时接收由数据采集模块中定时中断服务(7)实时采集的激光惯组输出数据，并且利用标定参数计算模块中的标定参数数值算法反馈的标定参数对激光惯组输出数据的刻度因数、零偏、安装误差进行修正，然后经过解析粗对准、Kalman精对准得到较准确的初始姿态矩阵后进行导航解算，导航中用四子样法实时更新载体的姿态矩阵，最后输出导航结果，即载体的姿态、速度及位置信息；同时将采集的激光惯组的输出数据和导航结果保存成数据文件，供后续的分析和标定参数计算模块使用；

在线导航模块(9)还接收标定终止判据(3)输出的未达到判据要求的标志，进行导航解算，再将导航结果传给标定参数计算模块。

6.根据权利要求1所述的激光捷联惯组系统级在线自标定系统，其特征在于：所述仿真标定系统包括仿真数据生成模块(8)和离线导航模块(10)；其中，

仿真数据生成模块(8)用于产生供仿真实验用的加表和陀螺输出的脉冲数据；

离线导航模块(10)用于读取仿真数据生成模块(8)产生的激光惯组仿真输出数据，并进行导航解算，再将导航结果保存成文件，供标定参数计算模块调用；离线导航模块(10)还接收标定参数计算模块输出的未达到判据要求的标志，进行导航解算，再将导航结果传给标定参数计算模块。

7.根据权利要求1所述的激光捷联惯组系统级在线自标定系统，其特征在于：所述标定参数计算模块包括导航误差微分信号提取模块(1)、标定参数计算模型(2)和标定终止判据(3)；其中，

导航误差微分信号提取模块(1)根据在线导航模块(9)或离线导航模块(10)输出导航结果提取导航速度误差的微分信号；

标定参数计算模型(2)利用微分信号计算激光惯组的标定参数；

标定终止判据(3)对标定参数计算模型(2)计算出来的标定参数进行检验，判断所计算的标定参数是否满足标定终止判据，反馈最终标定结果；每计算一次激光惯组的标定参数之后，如果激光惯组的标定参数达不到标定终止判据(3)，则对在线导航模块(9)或离线导航模块(10)中激光惯组的标定参数进行补偿，然后再进行导航，进而得到速度误差，最后再求激光惯组的标定参数，如此往复，直到满足终止条件之后结束；最终补偿后的激光惯组标定参数作为最终标定结果输出。

8.一种激光捷联惯组系统级在线自标定方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：数据采集步骤、导航解算步骤和标定参数计算步骤；其中，

计算激光惯组的标定参数具体包括如下步骤：

速度误差模型如下：

姿态误差模型如下：

其中，[δK_A]是加表的刻度因数误差，[δA]是加表的安装误差，[δK_G]是陀螺的刻度因数误差，[δG]是陀螺的安装误差，

是导航速度误差的变化率，φⁿ是载体姿态误差角矢量在导航系下的投影，fⁿ是加表输出在导航系下的投影，

是载体系b系到导航系n系的坐标变换矩阵，f^b是加表输出在载体系下的投影，δVⁿ是导航速度误差在导航系下的投影，

地球自转角速率，

是位置速率，Vⁿ是载体运动速度在导航系下的投影，

地球自转角速率误差，

位置速率误差，

加表的零偏在导航系下的投影，

是载体姿态误差角矢量的变化率，φ是载体姿态误差角矢量，

是载体相对导航系运动的姿态角速度在导航系下的投影，

是载体相对导航系运动的姿态角速度误差在导航系下的投影，

是陀螺测量的载体运动角速度在载体系下，εⁿ陀螺的零漂在导航系下的投影；

加表误差模型如下：

陀螺误差模型如下：

其中，B_ax、B_ay、B_az分别是x、y、z加表的零偏，B_gx、B_gy、B_gz分别是x、y、z陀螺的零漂，K_ax、K_ay、K_az分别是x、y、z加表的刻度因数误差，K_gx、K_gy、K_gz分别是x、y、z陀螺的刻度因数误差；

设某一时刻t，惯组姿态与导航系之间存在坐标系转换关系

则惯组测量的导航系下的速度误差和姿态的微分即为导航系下的等效加表零偏和等效陀螺漂移与仪表的测量误差也存在坐标转换关系

这样要实现参数的全辨识问题就变成了设计位置编排使之满足标定参数的完全激励问题；

设计位置编排如表1所示：

表1:19位置标定编排

上表中的g₀是本地重力加速度，ψ表示惯组绕Z轴转动的角度，γ表示惯组绕Y轴转动的角度，θ表示惯组绕X轴转动的角度；

上表表示了19个位置的惯组三个轴的朝向、加表的理想输出值、该位置的姿态矩阵，以及前一位置到该位置的转动过程中的姿态矩阵；从上表可以看出整个标定过程包含19个位置、18次转动，其中19个位置中有10不同的位置，且这18次转动可分成3组，每一组都是绕一个轴一次转90°，朝一个方向转3次转到270°之后再往回转，再经过3次转动转到原位，然后绕另一个轴按相同顺序旋转，这样就可以获得分别绕三个轴旋转的10个不同位置上的导航数据；

两位置之间的转动后，等效陀螺零漂和等效加表零偏的变化如下：

其中，n表示导航系，b表示本体系；

由于整个标定过程每次转动和每个位置所经历时间较短，所以可暂时忽略陀螺零漂的影响，即公式

近似为：

又有导航系下俩位置之间的等效加表零偏之差：

则由19个位置的导航误差数据，可得21个标定系数计算公式如下：

陀螺零偏：

其中，

表示第i个位置上j轴上速度分量的二次变化率的估计值，其中的i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z；

加表的零偏：

其中，

表示j轴上速度分量的一次变化率的估计值的第i个位置与第i-1个位置之间的差，即

其中的i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z；

B_ax＝(A+B-C)/8

B_ay＝(A-B+C)/8

B_az＝(A-B-C)/8

加表刻度因数，分正负向：

其中，

表示第i个位置上j轴上速度分量的一次变化率的估计值，其中的i表示第i个位置，且i＝1,…,19；j表示惯组的某个轴向，j＝x,y,z；

由第一组转动的数据可得以下标定参数：

由第二组转动的数据可得以下标定参数：

由第三组转动的数据可得以下标定参数：

9.根据权利要求8所述的激光捷联惯组系统级在线自标定方法，其特征在于：所述数据采集步骤包括：

将激光惯组本体固联在转台上，转角控制模块(5)控制转台按预定的标定路径带动激光惯组本体进行转动；同时计数卡驱动模块(6)控制计数卡产生2KHz的定时中断，定时中断产生后进入定时中断服务模块(7)，在定时中断服务模块(7)中采集并记录陀螺和加表输出数据，并且将转角控制模块(5)输出的转台状态及内外框角度这些转台信息合并作为激光惯组的输出数据输出给在线导航模块(9)；

根据刚体运动学模型以及激光惯组中激光陀螺和加表的输出特性模拟激光惯组在标定过程中输出，由加表仿真输出模型生成加表的仿真输出数据，陀螺仿真输出模型生成陀螺的仿真输出数据，两者合并作为激光惯组的仿真输出数据输出给离线导航模块(10)。

10.根据权利要求9所述的激光捷联惯组系统级在线自标定方法，其特征在于：所述导航解算步骤包括：

利用采集到的或者仿真生成的激光惯组输出数据，并且利用标定参数对激光惯组的输出数据进行修正，然后经过解析粗对准、Kalman精对准得到较准确的初始姿态矩阵后进行导航解算，导航中用四子样法实时更新载体的姿态矩阵，最后输出导航结果；若标定参数未达到标定终止判据(3)，则修正标定参数之后再进行导航解算，再将导航结果传给导航误差微分信号提取模块(1)，直到标定结束为止。

11.根据权利要求10所述的激光捷联惯组系统级在线自标定方法，其特征在于：所述标定参数计算步骤包括：

根据在线导航模块(9)或离线导航模块(10)输出导航结果提取导航速度误差的微分信号；利用微分信号按标定参数计算模型(2)计算激光惯组的标定参数，再对标定参数进行检验，判断所计算的标定参数是否满足标定终止判据，反馈最终标定结果；每计算一次激光惯组的标定参数之后，如果激光惯组的标定参数达不到标定终止判据(3)，则对在线导航模块(9)或离线导航模块(10)中的激光惯组的标定参数进行补偿，然后再进行导航，再得到速度误差，最后再求激光惯组的标定参数，如此往复，直到满足终止条件之后结束；最终补偿后的激光惯组的标定参数作为最终标定结果输出。

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