CN109959390A - 一种旋转调制系统双位置安装偏差补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种旋转调制系统双位置安装偏差补偿方法，对惯性导航系统输入位置经度、位置纬度、位置高度和当前时间信息，对惯性导航系统进行初始对准；旋转惯性导航系统和转台，转台系统与惯性导航系统间的安装偏差和时间延迟误差被补偿；将矩阵更新至姿态解调矩阵中，既可完成误差补偿。本发明在不增加单独转位的前提下，可以快速的确定转台系统与惯性导航系统间的误差关系，同时尽可能保证了误差估计的精度，有利于进行姿态的解调误差补偿；同时，克服了传统方法安装偏差和时间延迟会变化的问题，特别是在长时间不使用后，该方法无需重新标定相关误差。

Description

一种旋转调制系统双位置安装偏差补偿方法

技术领域

本发明涉及一种旋转调制系统中，惯性导航系统与旋转机构间的误差标定方法，属于惯性导航领域。

背景技术

惯性导航系统(简称INS)是一种完全自主的导航系统，具有连续输出载体位置速度和姿态信息、短时导航精度高、导航参数全、完全独立自主等突出优点。但是，受自身惯性器件误差漂移的影响，惯性导航系统导航误差随时间累积，不适用于长航时载体平台。对于姿态来说，在捷联惯导系统的姿态、速度和位置更新算法中，姿态算法对整个系统精度的影响最大，是算法研究和设计的核心，对整个系统的解算精度影响最为突出，具有重要的研究和应用价值。

旋转调制技术利用典型运动形式为周期性的旋转调制进行系统误差补偿，是一种较好长航时精度保证的解决方案。此时，姿态信息需要惯性导航系统输出的姿态信息结合旋转机构的角度信息结合，完成两者间的解调。

由于惯性测量单元(简称IMU)与旋转机构并不是安装上的完全重合，两者之间存在安装偏角，需要进行补偿；两者间存在时间不一致性，会有时间延迟，特别是硬件的授时和守时要求达不到时，时间延迟会有较大的随机性，这部分误差如果不消除，会产生较大的“毛刺”，姿态的波动值变大，不利于姿态估计。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种旋转调制系统双位置安装偏差补偿方法，能够快速进行惯性导航系统与旋转机构(即转台)的误差标定。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括下述步骤：

1)根据卫星导航系统的时间和位置信息，对惯性导航系统输入位置经度、位置纬度、位置高度和当前时间信息，对惯性导航系统进行初始对准；

2)旋转惯性导航系统，沿着某方向以某一恒定角速度旋转至360°，在360°的位置完全停稳后，立刻以该角速度旋转至0°，并在0°的位置完全停稳，以此作为一个旋转周期；在旋转至第(N－1)个周期时，从零位开始反向旋转，以该时刻的姿态值作为初始对准值，单独开始进行导航，导航至反向旋转至180°的位置为止；

3)转台旋转对准时转动速度为vel，横滚角的值为att1，俯仰角的值为att2，航向角的值为att3，旋转过程中，单独导航的初始时刻定义为0，旋转180°后，单独导航结束时刻为1，则单独导航开始时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(0)、att2(0)、att3(0)，结束时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(1)、att2(1)、att3(1)；

水平两个方向的安装偏差θ_x、θ_y和时间延迟值shiyan分别为：

4)转动机构处于初始零位时，惯性导航系统输出的姿态角为转化为姿态矩阵同时，对应的转台角位置输出为转化为姿态矩阵

在k时刻，姿态角依次为转台的实时输出角位置依次为惯导的角增量姿态矩阵依次为转台的角增量姿态矩阵依次为

对于转台和惯导来讲，其转换关系如下：

对于第i个位置时，此时转台相对于初始角度变化为Δzhuan，系统导航转台零位角度值为zhuan(0)，系统在第k时刻的转台角度值为zhuan(k)，旋转时角速度为v，角度的正负与规定的旋转方向相同，

其中，Δzhuan＝-zhuan(k)+shiyan*v-zhuan(0)；

至此，转台系统与惯性导航系统间的安装偏差和时间延迟误差被补偿；将此矩阵更新至姿态解调矩阵中，既可完成误差补偿。

本发明的有益效果是：在不增加单独转位的前提下，可以快速的确定转台系统与惯性导航系统间的误差关系，同时尽可能保证了误差估计的精度，有利于进行姿态的解调误差补偿；同时，该种方法克服了传统方法安装偏差和时间延迟会变化的问题，特别是在长时间不使用后，该方法无需重新标定相关误差。

附图说明

图1为系统整体工作整体流程图；

图2为安装关系示意图；

图3为转位规定示意图；

图4为解调补偿前的姿态图；

图5为使用在线对准法的姿态图；

图6为使用传统方法的姿态图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

本发明包括下述步骤：

1)在惯性导航系统上，根据卫星导航系统的时间和位置信息，对惯性导航系统输入位置经度、位置纬度、位置高度和当前时间信息，对惯性导航系统进行初始对准。

2)旋转调制式惯性导航系统的初始对准精对准阶段为旋转对准，在旋转至第(N－1)个周期，此时规定的正向已经旋转N圈、规定的反向已经旋转(N－1)圈时，从零位开始准备开始向规定反向旋转时，以该时刻的姿态值作为初始对准值，单独开始进行导航，导航至反向旋转至180°的位置为止。

3)计算惯性导航系统和转台系统之间的安装偏角和时间延迟。转台旋转对准时转动速度为vel，单位为度/秒，即deg/s；横滚角的值为att1，俯仰角的值为att2，航向角的值为att3，单位为度，即deg；旋转过程中，单独导航的初始时刻定义为0，旋转180°后，单独导航结束时刻为1。则单独导航开始时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(0)、att2(0)、att3(0)，结束时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(1)、att2(1)、att3(1)。

安装偏差和时间延迟值依次为：

4)将安装误差矩阵补偿到姿态矩阵中，得到解调后的姿态信息。转动机构处于初始零位时，惯性导航系统输出的姿态角为转化为姿态矩阵为同时，对应的转台角位置输出为转化为姿态矩阵为

在k时刻，姿态角依次为转台的实时输出角位置依次为惯导的角增量姿态矩阵依次为转台的角增量姿态矩阵依次为

对于转台和惯导来讲，其转换关系如下：

对于第i个位置时，此时转台相对于初始角度变化为Δzhuan，系统导航转台零位角度值为zhuan(0)，系统在第k时刻的转台角度值为zhuan(k)，旋转时角速度为v，角度的正负与规定的旋转方向相同，有如下关系存在：

其中，

Δzhuan＝-zhuan(k)+shiyan*v-zhuan(0)

至此，转台系统与惯性导航系统间的安装偏差和时间延迟误差被补偿。

将此矩阵更新至姿态解调矩阵中，既可完成误差补偿。

本发明组合导航系统的具体实施方式包括以下内容，如图1所示。

旋转调制式惯性导航系统主要由IMU、转台、电路板等组件组成。

首先，进行惯性导航系统初始对准。在惯性导航系统上，根据卫星导航系统的时间和位置信息，对惯性导航系统输入位置经度、位置纬度、位置高度和当前时间信息，对惯性导航系统进行初始对准。

旋转调制式惯性导航系统的初始对准分为粗对准和精对准两个阶段，具体情况如下：

粗对准为静止对准，时间为120秒。

精对准阶段为旋转对准，转位方案如图2所示，采用连续正反转方式，逆时针旋转设为正方向。转动时，惯性导航系统以相对转台初始零位开始，沿着正方向以某一恒定角速度旋转至360°，在360°的位置完全停稳后，立刻以该角速度旋转至0°，并在0°的位置完全停稳，至此一个旋转周期完成。根据对准时间、旋转速度等因素的不同，旋转圈数也不相同，设系统完成完整的初始对准需要旋转N个周期，即共2N圈，其中正方向N圈、反方向N圈。本专利选取的旋转角速度为5deg/s，单个旋转周期时间约为145秒。

这里需要说明的是，旋转角速度可以自己设定，但要求尽可能低，以便减少因旋转过快带来的系统不稳定性；旋转不需要规定初始方向，只要是能完成整圈旋转并沿原路反向返回就可以。

然后，根据导航的姿态信息估计偏角。

惯性导航初始对准在旋转至第(N－1)个周期，此时规定的正向已经旋转N圈、规定的反向已经旋转(N－1)圈时，从零位开始准备开始向规定反向旋转时，以该时刻的姿态值作为初始对准值，单独开始进行导航，导航至反向旋转至180°的位置为止。

接着，计算惯性导航系统和转台系统之间的安装偏角和时间延迟。

这里给出安装偏角和时间延迟的定义。当转轴方向存在误差时，转台上端正中心位于O点，矢量为惯导的Z轴偏差方向，该矢量在XOZ平面和YOZ平面上的投影与Z轴的夹角依次为x角和y角，依次设为θ_x和θ_y，单位为度，如图2所示；惯性导航系统相对于转台的时间延迟为shiyan，单位为秒。由于两个安装偏差角度都为小量，所以惯性导航系统和转台的整体偏差角度为：

同时，编码器存在测角误差：

转轴方向误差对X轴和Y轴的影响较为明显，解调误差与交叉方向的倾角同量级，呈近似线性关系；转轴方向误差对Z轴的解调误差与编码器误差同量级，该方向受转轴的影响较小，可以基本忽略。时间延迟主要是因为编码器存在测角误差，编码器测角误差对Z轴方向上的陀螺仪影响最大，并且产生的误差和编码器误差同量级；编码器测角误差对X轴和Y轴方向上的影响较小。所以，X轴和Y轴方向主要是安装偏差的补偿，Z轴方向主要是编码器误差的补偿。

物理量定义如下：转台旋转对准时转动速度为vel，单位为度/秒，即deg/s；横滚角的值为att1，俯仰角的值为att2，航向角的值为att3，单位为度，即deg；旋转过程中，单独导航的初始时刻定义为0，旋转180°后，单独导航结束时刻为1。则单独导航开始时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(0)、att2(0)、att3(0)，结束时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(1)、att2(1)、att3(1)。

安装偏差和时间延迟值依次为：

最后，将安装误差矩阵补偿到姿态矩阵中，得到解调后的姿态信息。

物理量设定如下，转动机构处于初始零位时，惯性导航系统输出的姿态角为转化为姿态矩阵为同时，对应的转台角位置输出为转化为姿态矩阵为

在k时刻，姿态角依次为转台的实时输出角位置依次为惯导的角增量姿态矩阵依次为转台的角增量姿态矩阵依次为

转台旋转顺时针设定为正方向，当转台以正方向旋转α角时，旋转四元数为：

当旋转为180度时，即α＝180°，代入上式得：

对于转台和惯导来讲，两者载体系的变化是相同的，即有以下关系式存在：

对于转台和惯导来讲，其转换关系如下：

其中，

对于第i个位置时，此时转台相对于初始角度变化为Δzhuan，系统导航转台零位角度值为zhuan(0)，系统在第k时刻的转台角度值为zhuan(k)，旋转时角速度为v，角度的正负与规定的旋转方向相同，有如下关系存在：

其中，

Δzhuan＝-zhuan(k)+shiyan*v-zhuan(0)

至此，转台系统与惯性导航系统间的安装偏差和时间延迟误差被补偿。

该方法在不增加单独转位的前提下，可以快速的确定转台系统与惯性导航系统间的误差关系，同时尽可能保证了误差估计的精度，有利于进行姿态的解调误差补偿；同时，该种方法克服了传统方法安装偏差和时间延迟会变化的问题，特别是在长时间不使用后，该方法无需重新标定相关误差。

这里以实例来说明上述算法结果。

对惯导进行静态旋转对准，IMU为激光陀螺，采样频率为200Hz，根据本专利的方法，得到误差补偿量如表1所示。

表1算例误差补偿量

解调结果如图4至图6所示，其中图4为解调后但未补偿的姿态结果，图5为使用本专利方法得到的姿态解调结果，图6为使用传统方法得到的姿态解调结果。

从姿态结果可以看出，使用本发明的在线解调结果与传统方法的量值相当，但是，本发明克服了传统方法安装偏差和时间延迟会变化的问题，特别是在长时间不使用后，该方法无需重新标定相关误差，比传统方法更有优势。

Claims (1)

1.一种旋转调制系统双位置安装偏差补偿方法，其特征在于包括下述步骤：

1)根据卫星导航系统的时间和位置信息，对惯性导航系统输入位置经度、位置纬度、位置高度和当前时间信息，对惯性导航系统进行初始对准；

2)旋转惯性导航系统，沿着某方向以某一恒定角速度旋转至360°，在360°的位置完全停稳后，立刻以该角速度旋转至0°，并在0°的位置完全停稳，以此作为一个旋转周期；在旋转至第(N－1)个周期时，从零位开始反向旋转，以该时刻的姿态值作为初始对准值，单独开始进行导航，导航至反向旋转至180°的位置为止；

3)转台旋转对准时转动速度为vel，横滚角的值为att1，俯仰角的值为att2，航向角的值为att3，旋转过程中，单独导航的初始时刻定义为0，旋转180°后，单独导航结束时刻为1，则单独导航开始时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(0)、att2(0)、att3(0)，结束时的横滚角、俯仰角、航向角依次为att1(1)、att2(1)、att3(1)；

水平两个方向的安装偏差θ_x、θ_y和时间延迟值shiyan分别为：

4)转动机构处于初始零位时，惯性导航系统输出的姿态角为转化为姿态矩阵同时，对应的转台角位置输出为转化为姿态矩阵

在k时刻，姿态角依次为转台的实时输出角位置依次为惯导的角增量姿态矩阵依次为转台的角增量姿态矩阵依次为

对于转台和惯导来讲，其转换关系如下：

对于第i个位置时，此时转台相对于初始角度变化为Δzhuan，系统导航转台零位角度值为zhuan(0)，系统在第k时刻的转台角度值为zhuan(k)，旋转时角速度为v，角度的正负与规定的旋转方向相同，

其中，Δzhuan＝-zhuan(k)+shiyan*v-zhuan(0)；

至此，转台系统与惯性导航系统间的安装偏差和时间延迟误差被补偿；将此矩阵更新至姿态解调矩阵中，既可完成误差补偿。