CN109163734B - 一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法 - Google Patents

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CN109163734B CN201811088081.XA CN201811088081A CN109163734B CN 109163734 B CN109163734 B CN 109163734B CN 201811088081 A CN201811088081 A CN 201811088081A CN 109163734 B CN109163734 B CN 109163734B
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Abstract

本发明涉及一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法，属于组合导航技术领域，解决了现有技术中组合导航系统标定可操作性、可维护性差，标定成本较高问题。所述方法包括以下步骤：建立双轴光纤旋转调制组合导航系统Kalman滤波器的系统方程和量测方程；建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径；依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得系统的惯性器件误差参数得到有效激励，实现惯性器件误差参数的标定。实现了组合导航系统的自主标定，提高了组合导航系统自主标定可操作性和可维护性，降低了标定成本。

Description

一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法
技术领域
本发明涉及组合导航技术领域，尤其涉及一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法。
背景技术
由于双轴光纤旋转调制组合导航系统受到惯性传感器各类误差的影响，系统的动态定位精度难以得到有效的控制。提高双轴光纤旋转调制组合导航系统导航精度的关键在于提高惯性器件的精度。在组合导航系统误差模型中，认为陀螺和加表的主要误差源为安装误差、标度因数误差和零偏，且上述误差在离线标定后完全补偿。
一方面，传统的十二位置标定法或者多位置系统级标定方法可以事先标定出陀螺和加表的安装误差、标度因数误差和零偏，但由于加表的标度因数随时间、温度变化，安装误差也会随着温度、振动等环境条件发生变化，因此，需要在一定时间间隔内，拆卸惯导系统，并且在高精度转台上重新对惯导系统进行标定，致使上述方法可操作性和可维护性差；另一方面，系统标定方法可以无需拆卸惯导系统而实现标定，但需要标定测试辅助设备，成本较高。
发明内容
鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法，用以解决现有技术中组合导航系统自主标定可操作性和组合导航系统可维护性差，标定成本较高的问题。
本发明提供一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法，所述方法包括以下步骤：
建立双轴光纤旋转调制组合导航系统Kalman滤波器的系统方程和量测方程；
建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径；
依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得系统的惯性器件误差参数得到有效激励，实现惯性器件误差参数的标定。
上述技术方案的有益效果为：提高了组合导航系统自主标定可操作性和组合导航系统可维护性，降低了标定成本，并且提高了组合导航系统的动态定位精度。
进一步地，建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径，具体有以下步骤：
将双轴光纤旋转调制组合导航系统上电，使光纤捷联惯组绕Y轴正转90°，X轴垂直向上，此位置为标定的初始位置；
光纤捷联惯组绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴正转90°后，绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴连续正转90°，至外框架角为270°时，绕Z轴连续反转90°至外框架角为0°，停止转动。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径。
进一步地，依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得系统的惯性器件误差参数得到有效激励，具体包括，在双轴光纤旋转调制组合导航系统依据标定路径进行转位控制的过程中，双轴光纤旋转调制组合导航系统进行正常的导航解算，以设定时间为周期，依据系统的系统方程和量测方程进行Kalman滤波更新，估计惯性器件的误差。
进一步地，根据权利要求1所述的方法，其特征在于，双轴光纤旋转调制组合导航系统Kalman滤波器的系统方程和量测方程，具体包括为，
Figure BDA0001803656770000031
Figure BDA0001803656770000032
其中，X为状态向量，Z为量测向量，F为系统矩阵，H为观测矩阵，W为系统噪声，V为量测噪声。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了系统的Kalman滤波器的系统方程和量测方程。
进一步地，上述状态向量X具体为，
X＝[0，δv，δp，DgI，EgII，EgIK，KaI，KaII,KaIK)KaI2]T
其中，φ为系统的姿态角误差，通过系统的姿态误差方程求得，所述姿态误差方程为，
Figure BDA0001803656770000033
δv为系统的速度误差，δp为系统的位置误差，DgI为光纤陀螺的常值漂移，EgII为光纤陀螺的标度因数误差，EgIK为光纤陀螺的安装误差系数，KaI为加表的零位，KaII为加表的标度因数误差，KaIK为加表的安装误差系数，KaI2为加表与二次项有关的误差系数，
Figure BDA0001803656770000034
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度，
Figure BDA0001803656770000035
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差，
Figure BDA0001803656770000036
为载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了Kalman滤波器的状态向量，确定了Kalman状态向量的表达式和计算方式。
进一步地，上述量测向量Z具体为：
Z＝[VI-VB；PI-PB]
其中，VI，PI分别为惯导系统的速度、位置输出，VB，PB分别为北斗的速度、位置输出。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了Kalman滤波器的量测向量。
进一步地，上述惯性器件误差包括加表误差和光纤陀螺误差，所述加表误差由加表误差模型得出，加表误差模型为，
Figure BDA0001803656770000041
Figure BDA0001803656770000042
Figure BDA0001803656770000043
其中，
Figure BDA0001803656770000044
为加表的量测误差，fI为加表的测量值，I＝x,y,z，K＝x,y,z；
所述光纤陀螺误差误由陀螺误差模型得出，所述陀螺误差模型为，
Δωx＝Dgx+Egxxωx+Egxyωy+Egxzωz
Δωy＝Dgy+Egyyωy+Egyxωx+Egyzωz
Δωz＝Dgz+Egzzωz+Egzxωx+Egzyωy
其中，
Figure BDA0001803656770000045
为光纤陀螺的测量误差，ωI光纤陀螺的测量值，I＝x,y,z。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述技术方案可以得出惯性器件的误差。
进一步地，上述所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度
Figure BDA0001803656770000046
通过公式
Figure BDA0001803656770000047
得出，其中，
Figure BDA0001803656770000048
为地球自转角速度，ωie为地球自转角速率，
Figure BDA0001803656770000051
为系统在地球表面附近移动因地球表面弯曲引起的导航系旋转角速度，vn＝[vE vN vU]T为惯导的速度分量，RM为子午圈主曲率半径，RN为卯酉圈主曲率半径，h为系统所在的地理高度，L为系统所在的地理纬度。
进一步地，所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差
Figure BDA0001803656770000052
通过公式
Figure BDA0001803656770000053
得出，其中，
Figure BDA0001803656770000054
Figure BDA0001803656770000055
进一步地，所述系统矩阵F具体为，
Figure BDA0001803656770000056
其中，
Figure BDA0001803656770000061
Figure BDA0001803656770000062
Figure BDA0001803656770000063
Figure BDA0001803656770000064
Figure BDA0001803656770000065
Figure BDA0001803656770000066
为惯导的姿态矩阵。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了Kalman滤波器的系统矩阵。
本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
图1为本发明实施例所述方法流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。
本发明实施例中，公开了一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法，如图1为所述方法流程示意图，所述方法包括以下步骤，步骤S1、建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的Kalman滤波器的系统方程和量测方程，具体包括，
(1)建立加表的误差模型：
加表的误差模型Δf如下：
Figure BDA0001803656770000072
Figure BDA0001803656770000073
Figure BDA0001803656770000074
式中,
Figure BDA0001803656770000071
表示加表的测量误差,fI(I＝x,y,z)表示加表的测量值,KaI(I＝x,y,z)表示加表的零位,KaII(I＝x,y,z)表示加表的标度因数误差,KaI2(I＝x,y,z)表示加表与二次项有关的误差系数,KaIK(I＝x,y,z；K＝x,y,z)表示加表的安装误差系数。
(2)建立光纤陀螺的误差模型；
光纤陀螺的误差模型Δω如下：
Δωx＝Dgx+Egxxωx+Egxyωy+Egxzωz
Δωy＝Dgy+Egyyωy+Egyxωx+Egyzωz
Δωz＝Dgz+Egzzωz+Egzxωx+Egzyωy
式中：
Figure BDA0001803656770000081
表示光纤陀螺的测量误差,ωI(I＝x,y,z)表示光纤陀螺的测量值,DgI(I＝x,y,z)表示光纤陀螺的常值漂移,EgII(I＝x,y,z)表示光纤陀螺的标度因数误差,EgIK(I＝x,y,z；K＝x,y,z)表示光纤陀螺的安装误差系数。
(3)建立系统的误差方程
系统的误差方程包含姿态误差方程、速度误差方程和位置误差方程。
系统的姿态误差方程如下：
Figure BDA0001803656770000082
式中：φ＝[φE φN φU]T为系统的姿态角误差；
Figure BDA0001803656770000083
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度；
Figure BDA0001803656770000084
为地球自转角速度；
Figure BDA0001803656770000085
ωie为地球自转角速率,L为系统所在的地理纬度,
Figure BDA0001803656770000086
为系统在地球表面附近移动因地球表面弯曲引起的导航系旋转角速度；
Figure BDA0001803656770000087
其中，vn＝[vE vN vU]T为惯导的速度分量，RM为子午圈主曲率半径，RN为卯酉圈主曲率半径，h为系统所在的地理高度，
Figure BDA0001803656770000091
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差；
Figure BDA0001803656770000092
Figure BDA0001803656770000093
其中，
Figure BDA0001803656770000094
为载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure BDA0001803656770000095
Figure BDA0001803656770000096
为惯导的姿态矩阵。
系统的速度误差方程如下：
Figure BDA0001803656770000097
其中，
Figure BDA0001803656770000098
系统的位置误差方程如下：
Figure BDA0001803656770000099
Figure BDA00018036567700000910
Figure BDA00018036567700000911
其中：λ为系统的地理纬度。
(4)定义系统的状态向量
定义系统的33×1维状态向量X如下：
Figure BDA00018036567700000912
其中，
Figure BDA0001803656770000101
δv＝[δvE δvN δvU]T，δp＝[δL δλ δh]T，DgI＝[Dgx Dgy Dgz]T，EgII＝[Egxx Egyy Egzz]T，EgIK＝[Egxy Egxz Egyx Egyz Egzx Egzy]T，KaI＝[Kax Kay Kaz]T，KaII＝[Kaxx Kayy Kazz]T，KaIK＝[Kayx kazxkazy]T，KaI2＝[Kax2 kay2 kaz2]T
(5)建立系统的系统矩阵
系统矩阵如下；
Figure BDA0001803656770000102
其中，
Figure BDA0001803656770000103
Figure BDA0001803656770000104
Figure BDA0001803656770000105
Figure BDA0001803656770000106
Figure BDA0001803656770000111
(6)建立系统的量测向量
依据北斗提供的速度、位置的测量值作为基准，系统的量测向量Z为：Z＝[VI-VB；PI-PB]
其中，VI，PI为惯导系统的速度、位置输出，VB，PB为北斗的速度、位置输出。
(7)建立Kalman滤波器的系统方程和量测方程
系统的Kalman滤波器的系统方程和量测方程如下：
Figure BDA0001803656770000112
Figure BDA0001803656770000113
其中，W为系统噪声，
Figure BDA0001803656770000114
Figure BDA0001803656770000115
为陀螺的角速率白噪声，
Figure BDA0001803656770000116
为加表的比力白噪声，V为量测噪声，H为观测矩阵，V＝[vE，vN]T，
Figure BDA0001803656770000117
步骤S2、建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径；
需要说明的是，标定路径的不同，组合导航系统的输出就会有不同，不同的输出会对Kalman滤波器产生不同的激励，因此，通过设计转位机构的标定路径，就可以来实现惯性器件误差参数的标定。
所述转位机构由内轴转动框架、外轴转动框架组成，在转位机构控制电路的控制下完成内、外框转位控制，辅助系统进行对准、自主标定和旋转调整导航等功能。
当转位机构的内外框架角都为0°时，双轴光纤旋转调制组合导航系统的Z轴与转位机构的内框架轴重合，Y轴与转位机构的外框架轴重合。建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径，具体有以下步骤：
将双轴光纤旋转调制组合导航系统上电，使光纤捷联惯组绕Y轴正转90°，X轴垂直向上，此位置为标定的初始位置；
光纤捷联惯组绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴正转90°，继续第二个步骤；
光纤捷联惯组绕Z轴连续正转90°，至外框架角为270°时，绕Z轴连续反转90°，至外框架角为0°，即标定的初始位置。
通过上述步骤，得到双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径，如表1所示。
依据下表1的标定路径对Kalman滤波器进行激励，实现双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定，得到标定结果。
表1
位置序号 外框架角(°) 内框架角(°) 转动90°
0 90 0 绕+Y轴
1 180 0 绕+Y轴
2 270 0 绕+Y轴
3 360 0 绕-Y轴
4 270 0 绕-Y轴
5 180 0 绕-Y轴
6 90 0 绕+Z轴
7 90 90 绕+X轴
8 180 90 绕+X轴
9 270 90 绕+X轴
10 360 90 绕-X轴
11 270 90 绕-X轴
12 180 90 绕-X轴
13 90 90 绕+Z轴
14 90 180 绕+Z轴
15 90 270 绕-Z轴
16 90 180 绕-Z轴
17 90 90 绕-Z轴
18 90 0 停止
步骤S3、依据标定路径对Kalman滤波器进行激励，使得惯性器件的每个误差参数都得到有效的激励，以此来实现惯性器件误差参数的标定。至此完成双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定。
具体的，在双轴光纤旋转调制组合导航系统依据标定路径进行转位控制的过程中，双轴光纤旋转调制组合导航系统进行正常的导航解算，以设定时间(例如，1s)为周期，依据系统的系统方程和量测方程进行Kalman滤波更新，估计惯性器件的误差；在按照标定路径完成转位后，存储并记录惯性器件误差参数。
实施时，双轴光纤旋转调制组合导航系统无需拆卸，仍固定在原安装位置上，采用19位置法进行自主标定。
本发明有如下有益效果：
(1)本发明技术方案无需拆卸惯导系统(即组合导航系统)，极大提高了惯导系统自主标定的可操作性和惯导系统的可维护性。
(2)本发明技术方案不需要额外的标定测试辅助设备即可完成自主标定，简化了标定设备，降低了标定成本。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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。

Claims (7)

1.一种基于双轴光纤旋转调制组合导航系统的自主标定方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
建立双轴光纤旋转调制组合导航系统Kalman滤波器的系统方程和量测方程，具体包括：
Figure FDA0002628742640000011
Figure FDA0002628742640000012
其中，X为状态向量，Z为量测向量，F为系统矩阵，H为观测矩阵，W为系统噪声，V为量测噪声；
所述状态向量X具体为，
Figure FDA0002628742640000013
其中，φ为系统的姿态角误差，通过系统的姿态误差方程求得，所述姿态误差方程为，
Figure FDA0002628742640000014
δv为系统的速度误差，δp为系统的位置误差，DgI为光纤陀螺的常值漂移，EgII为光纤陀螺的标度因数误差，EgIK为光纤陀螺的安装误差系数，KaI为加表的零位，KaII为加表的标度因数误差，KaIK为加表的安装误差系数，KaI2为加表与二次项有关的误差系数，
Figure FDA0002628742640000015
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度，
Figure FDA0002628742640000016
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差，
Figure FDA0002628742640000017
为载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差；
所述量测向量Z具体为：
Z＝[VI-VB；PI-PB]
其中，VI，PI分别为惯导系统的速度、位置输出，VB，PB分别为北斗的速度、位置输出；
建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径；
依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得系统的惯性器件误差参数得到有效激励，实现惯性器件误差参数的标定。
2.根据权利要求1所述方法，其特征在于，建立双轴光纤旋转调制组合导航系统的标定路径，具体有以下步骤：
将双轴光纤旋转调制组合导航系统上电，使光纤捷联惯组绕Y轴正转90°，X轴垂直向上，此位置为标定的初始位置；
光纤捷联惯组绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴正转90°后，绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴连续正转90°，至外框架角为270°时，绕Z轴连续反转90°至外框架角为0°，停止转动。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得系统的惯性器件误差参数得到有效激励，具体包括，在双轴光纤旋转调制组合导航系统依据标定路径进行转位控制的过程中，双轴光纤旋转调制组合导航系统进行正常的导航解算，以设定时间为周期，依据系统的系统方程和量测方程进行Kalman滤波更新，估计惯性器件的误差。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述惯性器件误差包括加表误差和光纤陀螺误差，所述加表误差由加表误差模型得出，加表误差模型为，
Figure FDA0002628742640000021
Figure FDA0002628742640000022
Figure FDA0002628742640000031
其中，
Figure FDA0002628742640000032
为加表的量测误差，fI为加表的测量值，I＝x，y，z，K＝x，y，z；
所述光纤陀螺误差误由陀螺误差模型得出，所述陀螺误差模型为，
Δωx＝Dgx+Egxxωx+Egxyωy+Egxzωz
Δωy＝Dgy+Egyyωy+Egyxωx+Egyzωz
Δωz＝Dgz+Egzzωz+Egzxωx+Egzyωy
其中，
Figure FDA0002628742640000039
为光纤陀螺的测量误差，ωI光纤陀螺的测量值，I＝x，y，z。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度
Figure FDA0002628742640000033
通过公式
Figure FDA0002628742640000034
得出，其中，
Figure FDA0002628742640000035
为地球自转角速度，ωie为地球自转角速率，
Figure FDA0002628742640000036
为系统在地球表面附近移动因地球表面弯曲引起的导航系旋转角速度，vn＝[vE vN vU]T为惯导的速度分量，RM为子午圈主曲率半径，RN为卯酉圈主曲率半径，h为系统所在的地理高度，L为系统所在的地理纬度。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差
Figure FDA0002628742640000037
通过公式
Figure FDA0002628742640000038
得出，其中，
Figure FDA0002628742640000041
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述系统矩阵F具体为，
Figure FDA0002628742640000042
其中，
Figure FDA0002628742640000043
Figure FDA0002628742640000044
Figure FDA0002628742640000045
Figure FDA0002628742640000051
Figure FDA0002628742640000052
Figure FDA0002628742640000053
为惯导的姿态矩阵。
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