CN109029500A - 一种双轴旋转调制系统全参数自标定方法 - Google Patents

一种双轴旋转调制系统全参数自标定方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种双轴旋转调制系统全参数自标定方法，适用于静止、晃动、航行等各类静、动态基座环境。通过准确建立惯性测量单元(IMU)的全参数测量误差模型，设计特定的内、外框架转位旋转次序，可全方位激励IMU的各项测量误差参数，并最终体现在惯导解算速度、位置误差的变化趋势中。将惯导速度、位置与外部参考信息对比获得速度误差、位置误差的量测值，利用卡尔曼滤波器作为标定方案的数学实现工具，最终实现三个轴向陀螺/加速度计零偏误差、安装偏角误差、刻度系数误差等全参数的免拆装自标定，补偿后可提高惯导系统的整体性能。

Description

一种双轴旋转调制系统全参数自标定方法
技术领域
本发明属于惯性导航技术，特别是涉及一种双轴旋转调制系统全参数自标定方法。
背景技术
目前，采用双轴旋转调制的系统方案，是实现高精度惯性导航的有效途径之一。中等精度的惯性系统通过旋转调制，可以有效抑制陀螺漂移和加速度计零偏的影响，显著提高惯导系统的导航精度并有效降低成本。但是，调制方法从原理上并不能完全抑制惯性器件的所有误差，尤其惯性器件的标定参数还存在与时间相关的长期不确定性变化，造成旋转调制系统实际导航精度逐渐下降。因此，根据系统的实际导航性能的变化，需对双轴旋转调制惯导系统进行不定期重新标定。常规的惯导系统标定方案需将IMU从双轴旋转框架中拆卸下来，在实验室静基座条件下利用高精度双轴位置/速率转台实现IMU的全参数标定，不但标定流程复杂，且耗费周期长，标定成本昂贵。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适用于双轴旋转机构的惯导系统全参数自标定方法，可以免于拆卸IMU，且不需要双轴转台支持，操作流程简化，标定周期短，成本低，适用于各类静、动基座环境，可有效保证惯导系统的长期导航精度。
本发明的方法要解决的技术问题是如何利用双轴旋转框架及惯导系统输出，将惯导系统的全部误差参数分离并进行精确标定。
此外，本发明的技术解决思路为建立惯导系统的全参数导航误差模型，设计双轴旋转策略，结合外部参考速度、位置信息，利用卡尔曼滤波器作为数学实现工具，实现参数的在线估计标定。其实现步骤如下：
步骤(1)、建立IMU全参数测量误差模型；
步骤(2)、将IMU全参数测量误差模型扩展入导航误差模型中，建立适用于IMU全参数自标定的卡尔曼滤波器；
步骤(3)、双轴旋转调制系统在调平、对准后转入导航状态，启动卡尔曼滤波器，开始进入标定；
步骤(4)、按设定的转位次序控制双轴旋转框架转动，将惯导系统的速度、位置信息与外部参考信息实时对比，获得速度误差、位置误差的量测量，作为卡尔曼滤波器的量测量；
步骤(5)、利用卡尔曼滤波器在线估计IMU误差参数，直到标定结束；
步骤(6)、根据估计的IMU误差参数，补偿标定参数，完成系统标定。
按照本发明，所述步骤(1)中的IMU测量误差参数包括陀螺和加速度计的零偏误差、刻度系数误差以及安装偏角误差。
按照本发明，所述步骤(2)中的导航误差参数包括位置误差、速度误差、姿态误差、以及所述IMU测量误差参数。
按照本发明，所述步骤(4)中设定双轴旋转框架的标定转位次序需满足下述三个转位条件：(1)使三个轴向的加速度计敏感轴分别指向天向和地向，用以激励加速度计刻度系数误差和加速度计安装偏角误差：(2)使三个轴向的陀螺分别在水平面内沿敏感轴方向正向、逆向旋转360°的整数倍，用以激励陀螺刻度系数误差和陀螺安装偏角误差；(3)使三个加速度计和三个陀螺分别敏感东向和北向，用以激励陀螺、加速度计的常值零偏误差。
本发明的原理是：通过双轴旋转框架的不同转位，实现对惯性器件不同误差参数的激励，并以速度误差、位置误差作为激励的输出响应，利用卡尔曼滤波器从输出响应中分离各项误差参数，实现全参数标定的目的。
本发明的有益效果：利用IMU的双轴旋转机构，实现IMU器件误差的全参数分离标定，省去了复杂的拆装返厂标定工作，同时不需要高精密转台等大型标定设备，方法准确有效，且易于实施。
附图说明
图1是本发明的双轴旋转调制系统全参数标定方法的流程图；
图2是本发明的方法的标定试验结果曲线。
具体实施方式
双轴旋转框架结构可通过设计转位策略实现对三个轴向陀螺、加速度计误差的全参数激励，通过导航积分过程最终体现在速度误差、位置误差的变化趋势中，因而从结构特征上具备了全参数标定惯导系统的能力。卡尔曼滤波器作为一种有效的状态估计方法，可以利用惯导系统的误差状态模型有效跟踪导航误差特性随转位机动的实时变化，获取器件误差参数的激励特性，同时利用外部量测获得速度误差、位置误差的变化趋势，即激励的响应，通过状态估计方法获得对IMU测量误差参数的估计，完成标定工作。
下面结合附图对本发明的方法的具体实施例进行更详细说明。图1是本发明的双轴旋转调制系统全参数标定方法的流程图。具体地，所述方法包括：
(1)定义参考坐标系，包括导航坐标系n、加速度计敏感轴坐标系a、陀螺敏感轴坐标系g、IMU测量坐标系b、地球固联坐标系e，地心惯性坐标系i；
a)导航坐标系O-XnYnZn，取当地东北天地理坐标系作为导航坐标系， OXn、OYn、OZn分别指向当地的东向、北向和天向；
b)加速度计敏感轴坐标系O-XaYaZa，OXa、OYa、OZa分别指向三个加速度计的敏感轴方向。由安装偏角的影响，O-XaYaZa为非正交坐标系，OXa、OYa、OZa分别指向近似的右前上方向；
c)陀螺敏感轴坐标系O-XgYgZg，OXg、OYg、OZg分别指向三个陀螺的敏感轴方向。由安装偏角的影响，O-XgYgZg为非正交坐标系，OXg、OYg、 OZg分别指向近似的右前上方向；
d)IMU坐标系O-XbYbZb，与惯性组件固联。本发明中O-XbYbZb坐标系的建立基于加速度计敏感轴坐标系O-XaYaZa，定义OXb与x加速度计敏感轴方向一致，即OXb＝OXa；OYb在OXa与OYa构成的平面内，与OXa轴正交，同时与OYa的夹角小于90°，即OYb＝(OXa×OYa)×OXa；OZb与OXb、 OYb正交，OZb＝OXb×OYb。
e)地球固联坐标系O-XeYeZe：原点位于地心，OXe指向本初子午线与赤道交点，OZe指向北极点，OYe与OXe、OZe构成右手正交系。
f)地心惯性坐标系O-XiYiZi：原点位于地心，OXi指向春分点，OZi沿地球自转轴，OYi与OXi、OZi构成右手正交系。
(2)建立IMU全参数测量误差模型；
在本实施例中，定义的IMU全参数误差模型，包括：
陀螺零偏误差Db：Db＝[DX DY DZ]T，DX、DY、DZ分别为X、Y、Z轴陀螺的零偏；
加速度计零偏误差 分别为X、Y、Z 轴加速度计的零偏；
陀螺刻度系数误差δKG：δKG＝[δKGX δKGY δKGZ]T，δKGX、δKGY、δKGZ分别为X、Y、Z轴陀螺的刻度系数误差。
加速度计刻度系数误差δKA：δKA＝[δKAX δKAY δKAZ]T，δKAX、δKAY、δKAZ分别为X、Y、Z轴加速度计的刻度系数误差；
陀螺安装偏角误差α：α＝[αXZ αXY αYZ αYX αZY αZX]T，αXZ～αZX为三个陀螺之间的6个安装偏角误差；
加速度计安装偏角误差ε：ε＝[εYZ εZY εZX]T，εYZ～εZX为三个加速度计之间的3个安装偏角误差。
设陀螺组件的测量误差为δωb，加速度计组件测量误差为δfb，真实角速度和比力分别为ωb和fb，IMU全参数测量误差模型可表示为：
式中wG、wA分别为陀螺组件和加速度计组件的测量噪声，wGX～wGZ为三个陀螺的测量噪声，wAX～wAZ为三个加速度计的测量噪声。
(3)建立IMU全参数标定卡尔曼滤波器；
惯性系统导航参数由姿态矩阵速度vn＝[vE vN vU]T、位置 p＝[L λ h]T表示，其中vE、vN、vU表征东向、北向、天向速度，L、λ、h表征纬度、经度、高度。惯导系统导航误差模型，由姿态误差φn、速度误差δvn、位置误差微分方程构成：
式中RN、RE分别为地球子午圈曲率半径和卯酉圈曲率半径，表征b系相对a系旋转角速度在c系的投影。
将(1)式、(2)式的IMU全参数测量误差模型带入(3)式导航误差模型，得到惯导系统的全参数导航误差模型。根据(1)～(3)式构成的全参数导航误差模型，建立卡尔曼滤波器，系统状态取为导航误差状态和IMU 测量误差参数的综合，即
系统状态空间模型为
式中F阵由(1)～(3)式的导航误差模型构造得到，w为系统噪声。
滤波器量测量为速度误差和位置误差，即
式中vk为量测噪声，Hk为量测矩阵，有
Hk＝[06×3 I6×6 06×21] (7)
上述(5)式和(7)式构成卡尔曼滤波器的滤波估计模型。
(4)双轴旋转调制系统在调平、对准后转入导航，进入标定流程，按设定的标定转位次序依次旋转双轴旋转框架；
设计满足IMU全参数标定的双轴旋转次序，如表1所示。内、外框的转角速度为30°/s，每个位置停止时间为120s。
表1标定流程中双轴旋转框架转位次序
(5)利用卡尔曼滤波器标定IMU测量误差参数；
滤波器量测量为速度误差和位置误差，由惯导速度、位置与外部参考的速度、位置相减得到，即
式中和pref为外部提供的参考位置和参考速度。准静基座下，参考速度为0，参考位置为系统所在地理位置，为定值；运动基座下，参考速度和参考位置由GPS、北斗等卫星导航系统或其他系统提供；
(6)标定参数补偿；
设由惯性系统的出厂标定参数及模型获得的参数为
KG0、KA0、α0、ε0
由上述全参数自标定技术获得的惯性系统参数为
Db、δKG、δKA、α、ε
两组参数相加获得标定后的惯性系统参数为
KG0+δKG、KA0+δKA、α0+α、ε0+ε。
将标定后的参数带入(1)～(2)式可获得惯性器件的测量误差。
利用本发明的所述方法，给定粗略的初始IMU参数，仿真验证算法的标定精度，估计后的残余误差如图2(a)-(f)所示。如图所示，陀螺测量误差参数初值设置为零偏0.03°/h，刻度系数误差-10ppm，安装偏角20”，标定完成后的残余误差绝对值分别小于0.001°/h，1ppm，2”；加速度计测量误差参数初值设置为零偏500ug，刻度系数误差-20ppm，安装偏角20”，标定完成后的残余误差绝对值分别小于10ug，4ppm，2”。结果表明，采用本发明的方法，双轴旋转调制系统可获得准确标定，标定精度满足系统高精度导航需求。
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公知的现有技术。最后所应说明的是：以上实施实例仅用以说明而非限制本发明的技术方案，所有的不脱离本发明的精神和范围的修改或局部替换，均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (4)

1.一种双轴旋转调制系统全参数自标定方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤(1)、建立IMU全参数测量误差模型；
步骤(2)、将IMU全参数测量误差模型扩展入导航误差模型中，建立适用于IMU全参数自标定的卡尔曼滤波器；
步骤(3)、双轴旋转调制系统在调平、对准后转入导航状态，启动卡尔曼滤波器，开始进入标定；
步骤(4)、按设定的转位次序控制双轴旋转框架转动，将惯导系统的速度、位置信息与外部参考信息实时对比，获得速度误差、位置误差的量测量，作为卡尔曼滤波器的量测量；
步骤(5)、利用卡尔曼滤波器在线估计IMU误差参数，直到标定结束；
步骤(6)、根据估计的IMU误差参数，补偿标定参数，完成系统标定。
2.按照权利要求1所述的方法，其中所述步骤(1)中的IMU测量误差参数包括陀螺和加速度计的零偏误差、刻度系数误差以及安装偏角误差。
3.按照权利要求1所述的方法，其中所述步骤(2)中的导航误差参数包括位置误差、速度误差、姿态误差、以及所述IMU测量误差参数。
4.按照权利要求1所述的方法，其中所述步骤(4)中设定双轴旋转框架的标定转位次序需满足下述三个转位条件：(1)使三个轴向的加速度计敏感轴分别指向天向和地向，用以激励加速度计刻度系数误差和加速度计安装偏角误差；(2)使三个轴向的陀螺分别在水平面内沿敏感轴方向正向、逆向旋转360°的整数倍，用以激励陀螺刻度系数误差和陀螺安装偏角误差；(3)使三个加速度计和三个陀螺分别敏感东向和北向，用以激励陀螺、加速度计的常值零偏误差。
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Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110514201A (zh) * 2019-08-16 2019-11-29 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法
CN110763254A (zh) * 2019-10-17 2020-02-07 哈尔滨工程大学 一种基于mems导航系统的双轴转位机构及其标定方法
CN110887507A (zh) * 2019-10-22 2020-03-17 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种快速估计惯性测量单元全部零偏的方法
CN112254725A (zh) * 2020-10-19 2021-01-22 北京航天发射技术研究所 一种基于天线转塔的高精度实时测姿装置及方法
CN112284418A (zh) * 2020-10-19 2021-01-29 中国人民解放军空军工程大学 一种基于优化pso的双轴旋转调制转停方案参数选取方法
CN112595350A (zh) * 2020-12-31 2021-04-02 福建星海通信科技有限公司 一种惯导系统自动标定方法及终端
CN113390439A (zh) * 2021-06-10 2021-09-14 中国人民解放军国防科技大学 一种双轴旋转捷联惯导系统旋转调制和自标定一体式方法
CN113566850A (zh) * 2021-07-29 2021-10-29 深圳元戎启行科技有限公司 惯性测量单元的安装角度标定方法、装置和计算机设备
CN113639766A (zh) * 2021-08-20 2021-11-12 北京理工大学 双轴旋转惯性导航系统中包含非正交角的系统级标定方法
CN115265597A (zh) * 2022-07-18 2022-11-01 北京航空航天大学 一种双轴旋转惯导地球物理场相关陀螺零偏的补偿方法
CN115265599A (zh) * 2022-07-27 2022-11-01 北京航空航天大学 双轴旋转惯导地球物理场相关陀螺零偏的快速标定方法
CN115265590A (zh) * 2022-07-15 2022-11-01 北京航空航天大学 一种双轴旋转惯导动态误差抑制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102721417A (zh) * 2011-12-23 2012-10-10 北京理工大学 一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法
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
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
CN105352527A (zh) * 2015-05-25 2016-02-24 哈尔滨工程大学 一种基于双轴转位机构光纤陀螺标定方法
US20160169935A1 (en) * 2013-01-28 2016-06-16 The Regents Of The University Of California Multi-Axis Chip-Scale MEMS Inertial Measurement Unit (IMU) Based on Frequency Modulation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102721417A (zh) * 2011-12-23 2012-10-10 北京理工大学 一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法
US20160169935A1 (en) * 2013-01-28 2016-06-16 The Regents Of The University Of California Multi-Axis Chip-Scale MEMS Inertial Measurement Unit (IMU) Based on Frequency Modulation
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
CN105352527A (zh) * 2015-05-25 2016-02-24 哈尔滨工程大学 一种基于双轴转位机构光纤陀螺标定方法
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
聂梦馨等: "一种光纤IMU的双轴非定向标定方法", 《电子测量技术》 *

Cited By (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110514201A (zh) * 2019-08-16 2019-11-29 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种惯性导航系统及适用于高转速旋转体的导航方法
CN110763254A (zh) * 2019-10-17 2020-02-07 哈尔滨工程大学 一种基于mems导航系统的双轴转位机构及其标定方法
CN110887507A (zh) * 2019-10-22 2020-03-17 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种快速估计惯性测量单元全部零偏的方法
CN112254725A (zh) * 2020-10-19 2021-01-22 北京航天发射技术研究所 一种基于天线转塔的高精度实时测姿装置及方法
CN112284418A (zh) * 2020-10-19 2021-01-29 中国人民解放军空军工程大学 一种基于优化pso的双轴旋转调制转停方案参数选取方法
CN112595350A (zh) * 2020-12-31 2021-04-02 福建星海通信科技有限公司 一种惯导系统自动标定方法及终端
CN113390439A (zh) * 2021-06-10 2021-09-14 中国人民解放军国防科技大学 一种双轴旋转捷联惯导系统旋转调制和自标定一体式方法
CN113390439B (zh) * 2021-06-10 2022-02-25 中国人民解放军国防科技大学 一种双轴旋转捷联惯导系统旋转调制和自标定一体式方法
CN113566850B (zh) * 2021-07-29 2024-03-08 深圳元戎启行科技有限公司 惯性测量单元的安装角度标定方法、装置和计算机设备
CN113566850A (zh) * 2021-07-29 2021-10-29 深圳元戎启行科技有限公司 惯性测量单元的安装角度标定方法、装置和计算机设备
CN113639766A (zh) * 2021-08-20 2021-11-12 北京理工大学 双轴旋转惯性导航系统中包含非正交角的系统级标定方法
CN113639766B (zh) * 2021-08-20 2023-12-01 北京理工大学 双轴旋转惯性导航系统中包含非正交角的系统级标定方法
CN115265590A (zh) * 2022-07-15 2022-11-01 北京航空航天大学 一种双轴旋转惯导动态误差抑制方法
CN115265590B (zh) * 2022-07-15 2024-04-30 北京航空航天大学 一种双轴旋转惯导动态误差抑制方法
CN115265597A (zh) * 2022-07-18 2022-11-01 北京航空航天大学 一种双轴旋转惯导地球物理场相关陀螺零偏的补偿方法
CN115265597B (zh) * 2022-07-18 2024-04-09 北京航空航天大学 一种双轴旋转惯导地球物理场相关陀螺零偏的补偿方法
CN115265599A (zh) * 2022-07-27 2022-11-01 北京航空航天大学 双轴旋转惯导地球物理场相关陀螺零偏的快速标定方法
CN115265599B (zh) * 2022-07-27 2024-04-09 北京航空航天大学 双轴旋转惯导地球物理场相关陀螺零偏的快速标定方法

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