CN109282831B - 一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法 - Google Patents
一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109282831B CN109282831B CN201811017319.XA CN201811017319A CN109282831B CN 109282831 B CN109282831 B CN 109282831B CN 201811017319 A CN201811017319 A CN 201811017319A CN 109282831 B CN109282831 B CN 109282831B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- error
- compass
- azimuth
- domain response
- order
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 49
- 238000005316 response function Methods 0.000 claims abstract description 74
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims abstract description 22
- 230000004044 response Effects 0.000 claims abstract description 16
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 claims description 26
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 17
- 238000010586 diagram Methods 0.000 claims description 10
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 7
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 5
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 5
- XEBWQGVWTUSTLN-UHFFFAOYSA-M phenylmercury acetate Chemical compound CC(=O)O[Hg]C1=CC=CC=C1 XEBWQGVWTUSTLN-UHFFFAOYSA-M 0.000 claims description 5
- 238000011160 research Methods 0.000 abstract description 9
- 230000009466 transformation Effects 0.000 abstract description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 14
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 2
- 230000008094 contradictory effect Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Gyroscopes (AREA)
Abstract
本发明提供一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，通过找出系统误差，获得系统误差的方位误差频域响应，设置罗经方位对准参数，求得东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数，拉普拉斯反变换为东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数并化简，反解收敛时间t。本发明实现了对罗经方位对准相关参数的合理选择和对罗经方位对准收敛时间的精准控制，解决了用经典的二阶罗经方位对准系统类比四阶罗经方位对准系统的问题，巧妙地将四阶罗经方位对准系统方位误差从频域转化到时域上研究，解决了无法以初始方位误差稳态值的百分比取误差带的问题，同时满足了对惯性器件精度和方位角精度的要求。
Description
技术领域
本发明属于惯性导航领域，具体涉及一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法。
背景技术
惯性导航系统是一种完全自主式的系统，它不依赖外界任何信息，也不向外发射任何信号，具有高度隐蔽、全天候和全球导航能力。惯性导航系统在航空、航天、航海等很多军用和民用领域都得到了广泛的应用，成为目前在各种载体上应用的一种主要导航设备。为了保证惯性导航系统达到高性能指标，初始对准是惯性导航系统的关键技术之一，而罗经对准是一种利用罗经效应和经典控制理论的自主式初始对准方法。罗经对准具有设计参数少、计算量小、易于实现等优点。因此，该方法一直是初始对准技术的研究热点。
对于初始对准技术而言，对准时间越长，对准精度越高，但是在实际工程应用中所要求的对准时间是有限的。所以期望通过对相关参数的合理设置，实现将系统对准的收敛时间控制在所要求的时间范围内。对于罗经对准方法来说，收敛时间也是一项重要的指标，在固定的初始对准时间内，既期望系统抗干扰能力强，能将环境的随机干扰降低到最小，又要使系统能在初始对准时间内收敛，而这二者是相互矛盾的。并且，罗经对准分为水平对准和方位对准，因为水平对准速度快、精度高，难度较小，所以方位对准是整个对准过程的关键和难点，这就需要对罗经方位对准收敛时间进行分析。由于其它因素对于收敛时间的影响的数量级和效果较小，本发明重点针对东向陀螺漂移、初始方位角误差对罗经方位对准收敛时间的影响进行分析。
关于惯性系统罗经对准技术的相关文献较多，但是鲜有对罗经对准收敛时间分析的方法。其中典型文献有严恭敏的《捷联惯导系统动基座初始对准及其它相关问题研究》(西北工业大学博士后研究工作报告，2008)，提出了基于姿态逆向解算的罗经对准方法，将惯导数据存储起来反复解算，使罗经对准快速收敛，并设计了四阶罗经方位对准控制系统，并指出罗经方位对准收敛时间与设置的二阶阻尼震荡周期有关，但该文没有直接分析四阶罗经方位对准控制系统，仅以传统二阶系统的分析方法类比四阶罗经方位对准控制系统。基于上述原因，提出了对罗经方位对准收敛时间的分析方法，为罗经方位对准相关参数的设置和收敛时间的控制提供理论参考，具有重要的实际意义。
发明内容
本发明的目的在于提供了一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法。
本发明的目的是这样实现的：
一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，具体实现步骤如下：
步骤1.分析四阶罗经方位对准原理框图，找出影响四阶罗经方位对准控制系统收敛时间的系统误差，包括东向陀螺常值漂移和初始方位误差；
步骤2.根据四阶罗经方位对准原理框图，获得系统误差的方位误差频域响应；
步骤3.参数设置，根据惯性器件精度及初始方位误差，设置罗经方位对准参数，其参数设置方法是将一个四阶系统变成两个相同的二阶系统的串联形式；
步骤4.通过步骤2中的方位误差频域响应求得东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数；
步骤5.将步骤4中东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数通过拉普拉斯反变换为东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
步骤6.依据步骤3中设计的参数简化步骤5中的东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
步骤7.以方位角进入到以角度为单位的误差带作为罗经方位对准的收敛判据，反解得在相应系统误差影响下与阻尼振荡周期相关的收敛时间t。
步骤2所述的方位误差频域响应为
其中ωie为地球自转角速率，g为重力加速度，L为当地地理纬度，
为北向加速度计零偏，εE为东向陀螺漂移，εU为天向陀螺漂移，δVN为北向速度误差，φx为东向失准角，φz为方位失准角，K1、K2为北向水平回路的设计参数，φx(0)为东向误差角初始误差，φz(0)为方位误差角初误差，Δ(s)为罗经方位对准系统的特征方程，且有
其中
为舒勒频率，K1、K2、K3、K4为设定参数。
步骤3所述的参数设置为
s1,2＝s3,4＝-σ±jωd
其中，σ＝ξωn为衰减系数，ξ为阻尼比，ωn为所设计的二阶系统的无阻尼震荡频率，ωd＝2π/Td为阻尼震荡频率，Td为二阶系统的阻尼震荡周期，阻尼比ξ一般设置为
因此有ωd＝σ，此时相关参数为：K1＝K4＝2σ，K2＝4σ2/ωs-1，K3＝4σ4/g。
步骤4所述的东向陀螺常值漂移频域响应函数为
步骤4所述的初始方位误差频域响应函数为
步骤5所述的东向陀螺常值漂移时域响应函数为
其中
gK3＝4σ4。
步骤5所述的初始方位误差时域响应函数为
步骤6所述的东向陀螺常值漂移时域响应函数可化简为
φz1(t)收敛于
步骤6所述的初始方位误差时域响应函数可化简为
φz2(t)＝φz(0)((σt+2)e-σt sin(ωdt)+(-σt+1)e-σt cos(ωdt))
本发明的有益效果在于：实现了对罗经方位对准相关参数的合理选择和对罗经方位对准收敛时间的精准控制，解决了用经典的二阶罗经方位对准系统类比四阶罗经方位对准系统的问题，巧妙地将四阶罗经方位对准系统方位误差从频域转化到时域上研究，解决了无法以初始方位误差稳态值的百分比取误差带的问题，同时满足了对惯性器件精度和方位角精度的要求。
附图说明
图1为本发明直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法的基本流程框图。
图2为本发明设计的四阶罗经方位对准原理框图。
图3为本发明设计的受陀螺常值漂移影响的初始对准误差收敛曲线。
图4为本发明设计的在陀螺漂移0.05°时不同Td的收敛时间。
图5为本发明设计的受初始方位误差影响的初始对准误差收敛曲线。
图6为本发明设计的在方位误差5°时不同Td的收敛时间。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的描述：
实施例1
本发明的目的在于提供了一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法。一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，具体实现步骤如下：
步骤1.分析四阶罗经方位对准原理框图，找出影响四阶罗经方位对准控制系统收敛时间的系统误差，包括东向陀螺常值漂移和初始方位误差；
步骤2.根据四阶罗经方位对准原理框图，获得系统误差的方位误差频域响应；
步骤3.参数设置，根据惯性器件精度及初始方位误差，设置罗经方位对准参数，其参数设置方法是将一个四阶系统变成两个相同的二阶系统的串联形式；
步骤4.通过步骤2中的方位误差频域响应求得东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数；
步骤5.将步骤4中东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数通过拉普拉斯反变换为东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
步骤6.依据步骤3中设计的参数简化步骤5中的东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
步骤7.以方位角进入到以角度为单位的误差带作为罗经方位对准的收敛判据，反解得在相应系统误差影响下与阻尼振荡周期相关的收敛时间t。
步骤2所述的方位误差频域响应为
其中ωie为地球自转角速率，g为重力加速度，L为当地地理纬度，
为北向加速度计零偏，εE为东向陀螺漂移，εU为天向陀螺漂移，δVN为北向速度误差，φx为东向失准角，φz为方位失准角，K1、K2为北向水平回路的设计参数，φx(0)为东向误差角初始误差，φz(0)为方位误差角初误差，Δ(s)为罗经方位对准系统的特征方程，且有
其中
为舒勒频率，K1、K2、K3、K4为设定参数。
步骤3所述的参数设置为
s1,2＝s3,4＝-σ±jωd
其中，σ＝ξωn为衰减系数，ξ为阻尼比，ωn为所设计的二阶系统的无阻尼震荡频率，ωd＝2π/Td为阻尼震荡频率，Td为二阶系统的阻尼震荡周期，阻尼比ξ一般设置为
因此有ωd＝σ，此时相关参数为：K1＝K4＝2σ，K2＝4σ2/ωs-1，K3＝4σ4/g。
步骤4所述的东向陀螺常值漂移频域响应函数为
步骤4所述的初始方位误差频域响应函数为
步骤5所述的东向陀螺常值漂移时域响应函数为
其中
gK3＝4σ4。
步骤5所述的初始方位误差时域响应函数为
步骤6所述的东向陀螺常值漂移时域响应函数可化简为
φz1(t)收敛于
步骤6所述的初始方位误差时域响应函数可化简为
φz2(t)＝φz(0)((σt+2)e-σt sin(ωdt)+(-σt+1)e-σt cos(ωdt))
为了验证本发明方法的合理性、可行性，对所发明的罗经方位对准系统收敛时间的分析方法进行仿真验证。
仿真条件及仿真结果如下所示：
1.陀螺常值漂移对收敛时间影响仿真
设定当地地理纬度为北纬53°，惯导的姿态分别为0°、0°、0°，初始姿态误差皆为0°，惯性导航系统中只有X轴陀螺具有常值漂移0.05°/h，设置的二阶阻尼震荡周期Td分别取200s、300s、400s、500s，仿真时间为600s。所涉及的以角度为单位的误差带为0.01°，对于中等惯性器件精度的初始对准而言，此时已收敛。所得到的初始对准误差收敛曲线如图3所示。
由初始对准相关理论可知，初始对准误差极限为-0.3165°，因此，结合图3和0.01°误差带的定义可知，初始对准误差曲线在最后一次穿过-0.03265°时，即可认为罗经方位对准收敛，此时，对于不同的Td，收敛时间分别为图4所示
从图4中可以看出对于不同的Td，虽然收敛时间不同，但是收敛时间与Td的比值与理论分析吻合较好，验证了本发明的分析方法的有效性。
2.初始方位误差对收敛时间影响仿真
设定当地地理纬度为北纬53°，惯导的姿态分别为0°，0°，0°，初始姿态误差皆为0°，惯性器件无误差，初始方位误差取5°，设置的二阶阻尼震荡周期Td分别取200s、300s、400s、500s，仿真时间为1000s。所涉及的以角度为单位的误差带为0.01°，对于中等惯性器件精度的初始对准而言，此时已收敛。所得到的初始对准误差收敛曲线如图5所示。此时，对于不同的Td，收敛时间分别为图6所示
从图6可以看出，对于不同的Td，虽然收敛时间不同，但是收敛时间与Td的比值与理论分析吻合较好，验证了提出分析方法的有效性。
应理解，这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。此外应理解，在阅读了本发明讲授的内容之后，本领域技术人员可以对本发明作各种改动或修改，这些等价形式同样落于本申请所附权利要求书所限定的范围。
实施例2
本发明涉及的是一种对罗经方位对准收敛时间的分析方法，特别是直接基于四阶罗经方位对准系统。
惯性导航系统是一种完全自主式的系统，它不依赖外界任何信息，也不向外发射任何信号，具有高度隐蔽、全天候和全球导航能力。惯性导航系统在航空、航天、航海等很多军用和民用领域都得到了广泛的应用，成为目前在各种载体上应用的一种主要导航设备。为了保证惯性导航系统达到高性能指标，初始对准是惯性导航系统的关键技术之一，而罗经对准是一种利用罗经效应和经典控制理论的自主式初始对准方法。罗经对准具有设计参数少、计算量小、易于实现等优点。因此，该方法一直是初始对准技术的研究热点。
对于初始对准技术而言，对准时间越长，对准精度越高，但是在实际工程应用中所要求的对准时间是有限的。所以期望通过对相关参数的合理设置，实现将系统对准的收敛时间控制在所要求的时间范围内。对于罗经对准方法来说，收敛时间也是一项重要的指标，在固定的初始对准时间内，既期望系统抗干扰能力强，能将环境的随机干扰降低到最小，又要使系统能在初始对准时间内收敛，而这二者是相互矛盾的。并且，罗经对准分为水平对准和方位对准，因为水平对准速度快、精度高，难度较小，所以方位对准是整个对准过程的关键和难点，这就需要对罗经方位对准收敛时间进行分析。由于其它因素对于收敛时间的影响的数量级和效果较小，本发明重点针对东向陀螺漂移、初始方位角误差对罗经方位对准收敛时间的影响进行分析。
关于惯性系统罗经对准技术的相关文献较多，但是鲜有对罗经对准收敛时间分析的方法。其中典型文献有严恭敏的《捷联惯导系统动基座初始对准及其它相关问题研究》(西北工业大学博士后研究工作报告，2008)，提出了基于姿态逆向解算的罗经对准方法，将惯导数据存储起来反复解算，使罗经对准快速收敛，并设计了四阶罗经方位对准控制系统，并指出罗经方位对准收敛时间与设置的二阶阻尼震荡周期有关，但该文没有直接分析四阶罗经方位对准控制系统，仅以传统二阶系统的分析方法类比四阶罗经方位对准控制系统。基于上述原因，提出了对罗经方位对准收敛时间的分析方法，为罗经方位对准相关参数的设置和收敛时间的控制提供理论参考，具有重要的实际意义。
本发明的目的在于提供一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法。
本发明的目的是这样实现的：
步骤一、分析四阶罗经方位对准原理框图：找出影响四阶罗经方位对准控制系统收敛时间的主要系统误差；
所涉及的主要系统误差为东向陀螺常值漂移和初始方位误差；
步骤二、根据四阶罗经方位对准原理框图，获得系统误差的方位误差频域响应；
所涉及的系统误差的方位误差频域响应为
其中ωie为地球自转角速率，g为重力加速度，L为当地地理纬度，
为北向加速度计零偏，εE为东向陀螺漂移，εU为天向陀螺漂移，δVN为北向速度误差，φx为东向失准角，φz为方位失准角，K1、K2为北向水平回路的设计参数，φx(0)为东向误差角初始误差，φz(0)为方位误差角初始误差，Δ(s)为罗经方位对准系统的特征方程，且有
其中，
为舒勒频率，K1，K2，K3，K4为需要设定的参数；
步骤三、参数设置：根据惯性器件精度及初始方位误差对罗经方位对准参数进行合理设置，其参数设置方法是将一个四阶系统变成两个相同的二阶系统的串联形式；
所涉及的参数设置方法为
s1,2＝s3,4＝-σ±jωd
其中，σ＝ξωn为衰减系数，ξ为阻尼比，ωn为所设计的二阶系统的无阻尼震荡频率，ωd＝2π/Td为阻尼震荡频率，Td为二阶系统的阻尼震荡周期，阻尼比ξ一般设置为
因此有ωd＝σ，此时相关参数为：K1＝K4＝2σ，K2＝4σ2/ωs-1，K3＝4σ4/g；
步骤四、在步骤二中的方位误差频域响应中求取东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数；
所涉及的东向陀螺常值漂移频域响应函数为
所涉及的初始方位误差频域响应函数为
步骤五、将步骤四中东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数通过拉普拉斯反变换为东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
所涉及的东向陀螺常值漂移时域响应函数为
其中
gK3＝4σ4；
所涉及的初始方位误差时域响应函数为
步骤六、依据步骤三中设计的参数简化步骤五中的东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
所涉及的东向陀螺常值漂移时域响应函数为
所涉及的初始方位误差时域响应函数为
φz2(t)＝φz(0)((σt+2)e-σt sin(ωdt)+(-σt+1)e-σt cos(ωdt))
步骤七、本发明以方位角进入到以角度为单位的误差带作为罗经方位对准的收敛判据，反解得在相应系统误差影响下与阻尼振荡周期相关的收敛时间t；
本发明相对现有的技术具有如下的优点效果：
(1)本发明设计的罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，能够实现对罗经方位对准相关
参数的合理选择和对罗经方位对准收敛时间的精准控制。
(2)本发明设计的对四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，解决了用经典的二阶罗经方位对准系统类比四阶罗经方位对准系统的问题，巧妙地将四阶罗经方位对准系统方位误差从频域转化到时域上研究。
(3)本发明设计的以角度为单位的误差带作为罗经方位对准收敛的判据，解决了无法以初始方位误差稳态值的百分比取误差带的问题，同时满足了对惯性器件精度和方位角精度的要求。
下面结合附图对本发明作详细描述。
本发明提出的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其流程图如图1所示，该方法的主要步骤如下：
步骤一、分析四阶罗经方位对准原理框图如图2所示，找出影响四阶罗经方位对准控制系统收敛时间的主要系统误差；
所涉及的主要系统误差为东向陀螺常值漂移和初始方位误差；
步骤二、根据四阶罗经方位对准原理框图如图2所示，获得系统误差的方位误差频域响应；
所涉及的方位误差频域响应为
其中ωie为地球自转角速率，g为重力加速度，L为当地地理纬度，
为北向加速度计零偏，εE为东向陀螺漂移，εU为天向陀螺漂移，δVN为北向速度误差，φx为东向失准角，φz为方位失准角，K1、K2为北向水平回路的设计参数，φx(0)为东向误差角初始误差，φz(0)为方位误差角初误差，Δ(s)为罗经方位对准系统的特征方程，且有
其中，
为舒勒频率，K1，K2，K3，K4为需要设定的参数；
步骤三、参数设置，根据惯性器件精度及初始方位误差对罗经方位对准参数进行合理设置，其参数设置方法是将一个四阶系统变成两个相同的二阶系统的串联形式；
所涉及的参数设置方法为
s1,2＝s3,4＝-σ±jωd
其中，σ＝ξωn为衰减系数，ξ为阻尼比，ωn为所设计的二阶系统的无阻尼震荡频率，ωd＝2π/Td为阻尼震荡频率，Td为二阶系统的阻尼震荡周期，阻尼比ξ一般设置为
因此有ωd＝σ，此时相关参数为：K1＝K4＝2σ，K2＝4σ2/ωs-1，K3＝4σ4/g；
步骤四、在步骤二中的方位误差频域响应中求得东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数；
所涉及的东向陀螺常值漂移频域响应函数为
所涉及的初始方位误差频域响应函数为
步骤五、将步骤四中东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数通过拉普拉斯反变换为东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
所涉及的东向陀螺常值漂移时域响应函数为
其中
gK3＝4σ4；
所涉及的初始方位误差时域响应函数为
步骤六、依据步骤三中设计的参数简化步骤五中的东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
所涉及的东向陀螺常值漂移时域响应函数为
所涉及的初始方位误差时域响应函数为
φz2(t)＝φz(0)((σt+2)e-σt sin(ωdt)+(-σt+1)e-σt cos(ωdt))
步骤七、本发明以方位角进入到以角度为单位的误差带作为罗经方位对准的收敛判据，反解得在相应系统误差影响下与阻尼振荡周期相关的收敛时间t；
为了验证本发明方法的合理性、可行性，对所发明的罗经方位对准系统收敛时间的分析方法进行仿真验证。
仿真条件及仿真结果如下所示：
(1)陀螺常值漂移对收敛时间影响仿真
设定当地地理纬度为北纬53°，惯导的姿态分别为0°、0°、0°，初始姿态误差皆为0°，惯性导航系统中只有X轴陀螺具有常值漂移0.05°/h，设置的二阶阻尼震荡周期Td分别取200s、300s、400s、500s，仿真时间为600s。所涉及的以角度为单位的误差带为0.01°，对于中等惯性器件精度的初始对准而言，此时已收敛。所得到的初始对准误差收敛曲线如图3所示。
由初始对准相关理论可知，初始对准误差极限为-0.3165°，因此，结合图3和0.01°误差带的定义可知，初始对准误差曲线在最后一次穿过-0.03265°时，即可认为罗经方位对准收敛，此时，对于不同的Td，收敛时间分别为图4所示
从图4中可以看出对于不同的Td，虽然收敛时间不同，但是收敛时间与Td的比值与理论分析吻合较好，验证了本发明的分析方法的有效性。
(2)初始方位误差对收敛时间影响仿真
设定当地地理纬度为北纬53°，惯导的姿态分别为0°，0°，0°，初始姿态误差皆为0°，惯性器件无误差，初始方位误差取5°，设置的二阶阻尼震荡周期Td分别取200s、300s、400s、500s，仿真时间为1000s。所涉及的以角度为单位的误差带为0.01°，对于中等惯性器件精度的初始对准而言，此时已收敛。所得到的初始对准误差收敛曲线如图5所示。此时，对于不同的Td，收敛时间分别为图6所示
从图6可以看出，对于不同的Td，虽然收敛时间不同，但是收敛时间与Td的比值与理论分析吻合较好，验证了提出分析方法的有效性。
应理解，这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。此外应理解，在阅读了本发明讲授的内容之后，本领域技术人员可以对本发明作各种改动或修改，这些等价形式同样落于本申请所附权利要求书所限定的范围。
Claims (9)
1.一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于，具体实现步骤如下：
步骤1.分析四阶罗经方位对准原理框图，找出影响四阶罗经方位对准系统收敛时间的系统误差，包括东向陀螺常值漂移和初始方位误差；
步骤2.根据四阶罗经方位对准原理框图，获得系统误差的方位误差频域响应；
步骤3.参数设置，根据惯性器件精度及初始方位误差，设置罗经方位对准参数，其参数设置方法是将一个四阶系统变成两个相同的二阶系统的串联形式；
步骤4.通过步骤2中的方位误差频域响应求得东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数；
步骤5.将步骤4中东向陀螺常值漂移频域响应函数和初始方位误差频域响应函数通过拉普拉斯反变换为东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
步骤6.依据步骤3中设计的参数简化步骤5中的东向陀螺常值漂移时域响应函数和初始方位误差时域响应函数；
步骤7.以方位角进入到以角度为单位的误差带作为罗经方位对准的收敛判据，反解得在相应系统误差影响下与阻尼振荡周期相关的收敛时间t。
2.根据权利要求1所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤2所述的方位误差频域响应为：
其中，ωie为地球自转角速率，g为重力加速度，L为当地地理纬度，
为北向加速度计零偏，εE为东向陀螺漂移，εU为天向陀螺漂移，δVN为北向速度误差，φx为东向失准角，φz为方位失准角，K1、K2为北向水平回路的设计参数，φx(0)为东向误差角初始误差，φz(0)为方位误差角初误差，Δ(s)为罗经方位对准系统的特征方程，且有：
其中，
为舒勒频率，K1、K2、K3、K4为设定参数。
3.根据权利要求2所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤3所述的参数设置为：
s1,2＝s3,4＝-σ±jωd
其中，σ＝ξωn为衰减系数，ξ为阻尼比，ωn为所设计的二阶系统的无阻尼震荡频率，ωd＝2π/Td为阻尼震荡频率，Td为二阶系统的阻尼震荡周期，阻尼比ξ设置为
因此有ωd＝σ，此时相关参数为：K1＝K4＝2σ，K2＝4σ2/ωs-1，K3＝4σ4/g。
4.根据权利要求3所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤4所述的东向陀螺常值漂移频域响应函数为：
5.根据权利要求3所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤4所述的初始方位误差频域响应函数为：
6.根据权利要求3所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤5所述的东向陀螺常值漂移时域响应函数为：
其中，
gK3＝4σ4。
7.根据权利要求3所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤5所述的初始方位误差时域响应函数为：
8.根据权利要求3所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤6所述的东向陀螺常值漂移时域响应函数可化简为：
其中，φz1(t)收敛于
9.根据权利要求3所述的一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法，其特征在于：步骤6所述的初始方位误差时域响应函数可化简为：
φz2(t)＝φz(0)((σt+2)e-σtsin(ωdt)+(-σt+1)e-σtcos(ωdt))。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811017319.XA CN109282831B (zh) | 2018-09-01 | 2018-09-01 | 一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811017319.XA CN109282831B (zh) | 2018-09-01 | 2018-09-01 | 一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109282831A CN109282831A (zh) | 2019-01-29 |
| CN109282831B true CN109282831B (zh) | 2022-06-21 |
Family
ID=65184292
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811017319.XA Active CN109282831B (zh) | 2018-09-01 | 2018-09-01 | 一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109282831B (zh) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105659824B (zh) * | 2012-07-13 | 2014-08-27 | 北京航天控制仪器研究所 | 一种基于晃动基座的捷联惯性导航系统初始对准方法 |
| CN104344835A (zh) * | 2014-10-28 | 2015-02-11 | 北京理工大学 | 一种基于切换式自适应控制罗经的捷联惯导动基座对准方法 |
| CN106441357A (zh) * | 2016-09-12 | 2017-02-22 | 东南大学 | 一种基于阻尼网络的单轴旋转sins轴向陀螺漂移校正方法 |
| CN108132061A (zh) * | 2017-11-17 | 2018-06-08 | 北京计算机技术及应用研究所 | 一种罗经方位对准的参数设置方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7512493B2 (en) * | 2006-05-31 | 2009-03-31 | Honeywell International Inc. | High speed gyrocompass alignment via multiple Kalman filter based hypothesis testing |
-
2018
- 2018-09-01 CN CN201811017319.XA patent/CN109282831B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105659824B (zh) * | 2012-07-13 | 2014-08-27 | 北京航天控制仪器研究所 | 一种基于晃动基座的捷联惯性导航系统初始对准方法 |
| CN104344835A (zh) * | 2014-10-28 | 2015-02-11 | 北京理工大学 | 一种基于切换式自适应控制罗经的捷联惯导动基座对准方法 |
| CN106441357A (zh) * | 2016-09-12 | 2017-02-22 | 东南大学 | 一种基于阻尼网络的单轴旋转sins轴向陀螺漂移校正方法 |
| CN108132061A (zh) * | 2017-11-17 | 2018-06-08 | 北京计算机技术及应用研究所 | 一种罗经方位对准的参数设置方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109282831A (zh) | 2019-01-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105043415B (zh) | 基于四元数模型的惯性系自对准方法 | |
| Wang et al. | Estimation of information sharing error by dynamic deformation between inertial navigation systems | |
| CN106441357B (zh) | 一种基于阻尼网络的单轴旋转sins轴向陀螺漂移校正方法 | |
| Zhang et al. | Mathematical model and matlab simulation of strapdown inertial navigation system | |
| CN105203104B (zh) | 一种适用于高精度惯导系统的重力场建模方法 | |
| Cheng et al. | Polar transfer alignment of shipborne SINS with a large misalignment angle | |
| CN104374388A (zh) | 一种基于偏振光传感器的航姿测定方法 | |
| CN109556631A (zh) | 一种基于最小二乘的ins/gnss/偏振/地磁组合导航系统对准方法 | |
| CN103925930B (zh) | 一种重力仪双轴陀螺稳定平台航向误差效应的补偿方法 | |
| Dorveaux | Magneto-inertial navigation: principles and application to an indoor pedometer | |
| CN106643726B (zh) | 一种统一惯性导航解算方法 | |
| Wang et al. | Coarse alignment of a shipborne strapdown inertial navigation system using star sensor | |
| Deng et al. | Error modulation scheme analysis of dual-axis rotating strap-down inertial navigation system based on FOG | |
| CN103901459B (zh) | 一种mems/gps组合导航系统中量测滞后的滤波方法 | |
| CN109282831B (zh) | 一种直接基于四阶罗经方位对准系统收敛时间的分析方法 | |
| Cai et al. | Data fusion method of measurement lag compensation for multirate MIMU/FOG/GNSS compound navigation | |
| Zhang et al. | Research on auto compensation technique of strap-down inertial navigation systems | |
| CN106643706B (zh) | 一种应对环境温度突变的光纤惯导系统姿态测量方法 | |
| Xie et al. | An improved attitude compensation algorithm for SINS/GNS integrated navigation system | |
| Yu et al. | SINS/CNS nonlinear integrated navigation algorithm for hypersonic vehicle | |
| US20220136833A1 (en) | Latitude-Free Construction Method for Gravity Acceleration Vector Under Swaying base Earth System | |
| CN112985368B (zh) | 水下航行器在移动运载平台发射前的快速罗经对准方法 | |
| Wang et al. | Compounded calibration based on FNN and attitude estimation method using intelligent filtering for low cost MEMS sensor application | |
| Xue et al. | Parameter identification method for SINS initial alignment under inertial frame | |
| Zhang et al. | Cone algorithm of spinning vehicles under dynamic coning environment |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |