CN110567452A - 一种激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，依次通过构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型，获得内框轴和外框轴旋转时的动力学方程，并利用四阶龙格‑库塔法求解得到内/外框轴旋转时由橡胶减振器变形造成的偏差角，对通过动力学分析得到的框架轴角速率与橡胶减振器变形产生的偏差角的对应关系进行拟合得到姿态误差补偿信息；以及根据姿态误差补偿信息补偿姿态输出实现；该姿态误差补偿方法能够有效提高激光陀螺双轴旋转惯导系统的姿态精度的目的，经过误差补偿的姿态与原有未补偿的姿态输出相比，纵摇角和航向角的输出精度可提高约8倍，充分证明了该方法的有效性。

Description

一种激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法

技术领域

本发明涉及旋转式惯导系统姿态误差补偿技术领域，特别涉及一种激光陀螺 双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法。

背景技术

惯性测量单元是惯导系统的核心部件，通过正交安装的三轴陀螺组件和三轴 加速度计组件给惯导系统提供运载体的惯性器件信息(相对于惯性系的三维加速 度和三维角速度信息)。惯导系统的导航计算机板对惯性器件信息进行导航解算 得到运载体包括位置、速度和姿态信息在内的实时导航信息。由于惯性系统的导 航解算方法基于航位推算原理，惯导系统的精度受限于惯性器件的零偏误差并随 时间累积。为了克服惯导系统的导航误差随时间累积的问题，旋转惯导系统通过 旋转机构使惯性测量单元绕其对称轴周期性地旋转调制零偏误差，大幅度提高惯 导系统的精度。考虑到精度、成本和机构可靠性，双轴旋转机构被广泛应用于高 精度旋转惯导系统中。同时，为避免旋转机构的旋转运动对陀螺精度的影响，采 用标度性能稳定的激光陀螺构成惯性测量单元中的三轴陀螺组件。因此，激光陀 螺双轴旋转惯导系统目前已经成为一种典型的高精度导航设备。在实际使用中，为避免激光陀螺机抖装置对陀螺精度的影响，激光陀螺惯性测量装置必须配备减 振系统，常用的方式是将激光陀螺惯性测量装置通过8个橡胶减振器以空间8点 的布局安装于双轴旋转机构的内框架上。

虽然双轴旋转机构极大地提高了惯性系统的精度，然而，双轴旋转机构的引 进带来了双轴旋转机构与惯性测量单元之间的偏差角，这些偏差角包括双轴旋转 机构与惯性测量单元间固定的安装误差以及由于橡胶减振器变形造成的偏差角。 偏差角严重地降低了双轴旋转惯导系统的姿态精度，为克服偏差角的影响，已公 开专利CN104121926A提出了一种双轴旋转惯导系统转轴与敏感轴间安装误差 角的标校方法，已公开专利CN109211269A提出了一种双轴旋转惯导系统姿态误 差角标定方法，然而，这些方法虽然很好地解决了双轴旋转机构与惯性测量单元 之间由于固定的安装误差产生的偏差角所带来的姿态误差，但是无法解决激光陀 螺双轴旋转惯导系统中橡胶减振器变形产生的偏差角对姿态精度的影响。

因此，为了克服激光陀螺双轴旋转惯导系统中橡胶减振器变形产生的偏差角 对姿态精度的影响，进一步地提高激光陀螺双轴旋转惯导系统的姿态精度，需要 对激光陀螺双轴旋转惯导系统中由橡胶减振器变形造成的偏差角带来的姿态误 差进行补偿。

发明内容

本发明的目的是提供一种通过动力学建模分析方法和数据拟合方法得到旋 转机构的旋转角速率与偏差角的确定关系以给出系统姿态误差进行实施补偿的 姿态误差补偿信息的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法。

为此，本发明技术方案如下：

一种激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，步骤如下：

1、一种激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，其特征在于，步骤 如下：

S1、针对每个橡胶减振器构建三维刚度阻尼模型，将8个三维刚度阻尼模型 代替8个橡胶减振器，构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型；

S2、利用通过步骤S1构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模 型，分别得到内框轴和外框轴旋转时的动力学方程，并利用四阶龙格-库塔法求 解得到内框轴和外框轴旋转时由橡胶减振器变形造成的偏差角；

S3、对通过动力学分析得到的框架轴角速率与橡胶减振器变形产生的偏差角 的对应关系进行拟合得到姿态误差补偿信息；

S4、根据姿态误差补偿信息补偿激光陀螺双轴旋转惯导系统的姿态输出。

进一步地，步骤S1的具体步骤为：

S101、对每个橡胶减振器进行三维刚度阻尼模型构建，并定义橡胶减振器的 三维刚度阻尼模型的物理参数：单向刚度k与单向阻尼c；

构建惯性测量单元坐标系CO-x_my_mz_m与虚拟惯性测量单元坐标系COs-x_msy_msz_ms， 其中，CO为惯性测量单元的质心，CO-x_my_mz_m的各个轴平行于惯性测量单元的对称 轴；COs-x_msy_msz_ms为假想橡胶减振器无变形时所对应的CO-x_my_mz_m坐标系，为虚拟坐 标系；

S103、由于在该激光陀螺双轴旋转惯导系统中，外框架通过外框轴系安装于 支撑架上，内框架通过内框轴系安装于外框架上，惯性测量装置通过8个橡胶减 振器A，B，C，D，E，F，G，H固定在内框架上；因此，进一步地，定义惯性 测量单元的的质量为m，其相对于轴CO-x_m,CO-y_m与CO-z_m的转动惯量分别为I_x,I_y与I_z；8个橡胶减振器A，B，C，D，E，F，G，H在坐标系CO-x_my_mz_m中的坐标(x_A,y_A,z_A)， (x_B,y_B,z_B)，(x_C,y_C,z_C)，(x_D,y_D,z_D)，(x_E,y_E,z_E)，(x_F,y_F,z_F)，(x_G,y_G,z_G)，(x_H,y_H,z_H)；

S104、定义由橡胶减振器变形造成的偏差角θ＝[α β γ]^T，其中α，β，γ分别 为坐标系CO-x_my_mz_m与坐标系COs-x_msy_msz_ms间关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的偏差 角；定义由橡胶减振器变形造成的质心移动r＝[x y z]^T，其中x，y，z分别为坐 标系CO-x_my_mz_m与坐标系COs-x_msy_msz_ms关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的位移；

S105、根据偏差角和各个物理参数的定义，将橡胶减振器由构建的三维刚度 阻尼模型表示，构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型。

进一步地，步骤S2的具体步骤为：

(1)当双轴旋转机构的内框轴旋转，外框轴不旋转时，将六自由度动力学 模型简化为垂直于内框轴的平面内只考虑x,y,γ的三自由度动力学模型，其动力 学方程为：

z＝0；

α＝0；

β＝0；

将内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o代入动力学方程中，并通过四阶龙格 -库塔算法求解动力学方程，得到由橡胶减振器变形产生的偏差角α，β，γ；

(2)当双轴旋转机构的外框轴旋转，内框轴不旋转时，将六自由度动力学 模型简化为垂直于外框轴的平面内只考虑x,z,β的三自由度动力学模型，其动力 学方程为：

y＝0；

α＝0；

γ＝0；

将内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o代入动力学方程中，并通过四阶龙格 -库塔算法求解动力学方程，得到由橡胶减振器变形产生的偏差角α，β，γ；

其中，偏差角α，β，γ分别为惯性测量单元坐标系CO-x_my_mz_m与虚拟惯性测 量单元坐标系COs-x_msy_msz_ms间关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的偏差角。

进一步地，在步骤S2中，内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o具体为设置 于内框轴和外框轴上的角编码器实时测量得到内框轴电机旋转角速率ω_i和外框 轴电机的旋转角速率ω_o。

进一步地，步骤S3的具体步骤为：

(1)当双轴旋转机构的内框轴旋转，外框轴不旋转时，对内框轴旋转角速 率ω_i与偏差角γ按照公式：进行拟合，得到拟合参数a，b，c，d；

进而，根据拟合参数得到姿态误差补偿信息如下：

Δα＝0；

式中，Δα，Δβ，Δγ分别为双轴旋转惯导系统横摇角误差补偿信息、纵摇角 误差补偿信息和航向角误差补偿信息；

(2)当双轴旋转机构的外框轴旋转，内框轴不旋转时，对外框轴旋转角速 率为ω_o与偏差角γ按照公式：进行拟合，得到拟合参数e，f，g， h；

进而，根据拟合参数得到姿态误差补偿信息如下：

Δα＝0；

式中，Δα，Δβ，Δγ分别为双轴旋转惯导系统横摇角、纵摇角和航向角的误 差补偿信息。

进一步地，步骤S4的具体步骤为：

S401、获取导航解算板基于惯性测量单元的惯性信号得到惯导系统的姿态输 出：横摇角θ，纵摇角以及航向角φ；

S402、将经过步骤S401得到的惯导系统的横摇角θ，纵摇角以及航向角φ、 经过步骤S3得到的双轴旋转惯导系统的横摇角误差补偿信息、纵摇角误差补偿 信息和航向角的误差补偿信息，以及设置于内框轴和外框轴上的角编码器实时测 量得到内框轴电机旋转角速率ω_i和外框轴电机的旋转角速率ω_o代入如下公式：

θ_c＝θ；

图

得到经过实时补偿后的姿态输出，即补偿后的横摇角θ_c，补偿后的纵摇角和 补偿后的航向角φ_c。

与现有技术相比，本申请的有益效果在于：

(1)本申请提出的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法机理清晰， 通过动力学建模分析方法和数据拟合方法得到旋转机构的旋转角速率与偏差角 的确定关系，给出了姿态误差补偿信息，进而实现提高激光陀螺双轴旋转惯导系 统的姿态精度的目的，有较强的针对性。

(2)本申请提出的姿态补偿方法，在补偿输出姿态时使用的误差补偿模型 通过事先处理完成，补偿模型也是简单的多项式形式，适用于实时计算，因此在 实际系统工作时该方法易于实现，可满足工程应用的实时性要求。

(3)本申请提出的姿态误差补偿方法效果显著。除了由于橡胶减振器变形 未对横摇角误差造成明显影响未对横摇角误差进行补偿外，该方法对纵摇角和航 向角误差进行了补偿，将经过误差补偿的姿态与原有未补偿的姿态输出相比，纵 摇角和航向角的输出精度可提高约8倍，充分证明了该方法的有效性。

附图说明

图1为本发明的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法的流程图；

图2(a)为本发明的单个橡胶减振器三维刚度阻尼模型的z轴方向的示意图；

图2(b)为本发明的单个橡胶减振器三维刚度阻尼模型的x轴和y轴方向的 示意图；

图3为本发明的单个橡胶减振器的三维刚度阻尼模型的示意图；

图4为本发明的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法中构建的六自 由度动力学模型的示意图；

图5为本发明的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法中六自由度动 力学模型在内框轴旋转、外框轴静止状态下简化得到的三自由度动力学模型的示 意图；

图6为本发明的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法中六自由度动 力学模型在外框轴旋转、内框轴静止状态下简化得到的三自由度动力学模型的示 意图；

图7为本发明根据姿态误差补偿信息补偿激光陀螺双轴旋转惯导系统的姿态 输出的实现流程；

图8(a)为经过本发明实施例的姿态误差补偿方法得到补偿后的姿态与未补 偿姿态下的横摇角补偿情况的对比图；

图8(b)为经过本发明实施例的姿态误差补偿方法得到补偿后的姿态与未补 偿姿态下的纵摇角补偿情况的对比图；

图8(c)为经过本发明实施例的姿态误差补偿方法得到补偿后的姿态与未补 偿姿态下的航向角补偿情况的对比图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的说明，但下述实施例绝非对 本发明有任何限制。

如图1所示，通过对某激光陀螺双轴旋转惯导系统中，设置于激光陀螺惯性 测量装置和双轴旋转机构的内框架之间的8个橡胶减振器为例，对本申请的姿态 误差补偿方法进行具体过程描述，具体步骤如下：

S1、针对每个橡胶减振器构建三维刚度阻尼模型，将8个三维刚度阻尼模型 代替8个橡胶减振器，构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型；

具体地，步骤S1的六自由度动力学模型的构建步骤为：

S101、对每个橡胶减振器进行三维刚度阻尼模型构建，并定义橡胶减振器的 三维刚度阻尼模型的物理参数：单向刚度k与单向阻尼c；具体地，在本实施例中 橡胶减振器单向刚度k具体为120000N/m，单向阻尼c具体为50N·s/m。

如图2(a)和图2(b)所示为用于构建单个橡胶减振器的三维刚度阻尼模 型对应坐标系中x轴、y轴和z轴的具体设置方向；具体地，x轴方向为橡胶减 振器上两个安装孔连线所在方向，z轴方向为橡胶减振器的中轴线所在方向，y 轴方向为另一个垂直于x轴的方向；

基于图2(a)和图2(b)设定的x轴、y轴和z轴的方向，将橡胶减振器 实体的三个方向抽象为三维刚度阻尼模型，如图3所示；此时，每个方向均为一 个刚度为k，阻尼为c的刚度阻尼模型；

S102、构建惯性测量单元坐标系CO-x_my_mz_m与虚拟惯性测量单元坐标系 COs-x_msy_msz_ms，其中，CO为惯性测量单元的质心，CO-x_my_mz_m的各个轴平行于惯性测 量单元的对称轴；COs-x_msy_msz_ms为假想橡胶减振器无变形时所对应的CO-x_my_mz_m坐标 系，为虚拟坐标系；

S103、由于在该激光陀螺双轴旋转惯导系统中，外框架通过外框轴系安装于 支撑架上，内框架通过内框轴系安装于外框架上，惯性测量装置通过8个橡胶减 振器A，B，C，D，E，F，G，H固定在内框架上；因此，进一步地，定义惯性 测量单元的的质量为m，其相对于轴CO-x_m,CO-y_m与CO-z_m的转动惯量分别为I_x,I_y与I_z；8个橡胶减振器A，B，C，D，E，F，G，H在坐标系CO-x_my_mz_m中的坐标(x_A,y_A,z_A)， (x_B,y_B,z_B)，(x_C,y_C,z_C)，(x_D,y_D,z_D)，(x_E,y_E,z_E)，(x_F,y_F,z_F)，(x_G,y_G,z_G)，(x_H,y_H,z_H)；

具体地，本实施例中，惯性测量单元的的质量m为16.9kg，相对于轴 CO-x_m,CO-y_m与CO-z_m的转动惯量I_x,I_y与I_z为0.1496,0.1031,0.1130kg·m²；8个橡胶 减振器A，B，C，D，E，F，G，H在坐标系CO-x_my_mz_m中的坐标为(0.0866,-0.1111, 0.0996)m,(-0.0694,-0.1111,0.0996)m,(-0.0694,-0.1111,-0.1104)m,(0.0866,-0.1111, -0.1104)m,(0.0866,0.1149,0.0996)m,(-0.0694,0.1149,0.0996)m,(0.0866,0.1149, -0.1104)m,(-0.0694,0.1149,-0.1104)m；

S104、定义由橡胶减振器变形造成的偏差角θ＝[α β γ]^T，其中α，β，γ分别 为坐标系CO-x_my_mz_m与坐标系COs-x_msy_msz_ms间关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的偏差 角；定义由橡胶减振器变形造成的质心移动r＝[x y z]^T，其中x，y，z分别为坐 标系CO-x_my_mz_m与坐标系COs-x_msy_msz_ms关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的位移；

S105、根据偏差角和各个物理参数的定义，将橡胶减振器由构建的三维刚度 阻尼模型表示，构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型，即如图 4所示。

S2、利用通过步骤S1构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模 型，分别得到内框轴和外框轴旋转时的动力学方程，并利用四阶龙格-库塔法求 解得到内框轴和外框轴旋转时由橡胶减振器变形造成的偏差角；

由于在实际使用过程中，双轴旋转机构的旋转方式为内外框旋转机构交替旋 转，因此内框架和外框架的运动有以下两种情况：

情况一：内框轴旋转，外框轴静止；

情况二：外框轴旋转，内框轴静止；

因此，由橡胶减振器变形造成的偏差角具体根据双轴旋转机构的两种旋转情 况得到；具体地，

(1)当双轴旋转机构的旋转情况为上述情况一，即当内框轴旋转，外框轴 不旋转时，将如图4所示的六自由度动力学模型简化为垂直于内框轴的平面内只 考虑x,y,γ的三自由度动力学模型，如图5所示；

该三自由度动力学模型的动力学方程为：

z＝0；

α＝0；

β＝0；

将基于该旋转情况一确定的内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o代入上述 动力学方程中，再利用数学计算软件Matlab中的四阶龙格-库塔算法模块ode45 求解上述动力学方程，得到在旋转情况一的状态下，由橡胶减振器变形产生的偏 差角α，β，γ；其中，偏差角α，β，γ分别为惯性测量单元坐标系CO-x_my_mz_m与 虚拟惯性测量单元坐标系COs-x_msy_msz_ms间关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的偏差角。

(2)当双轴旋转机构的旋转情况为上述情况二，即外框轴旋转，内框轴不 旋转时，将如图4所示的六自由度动力学模型简化为垂直于外框轴的平面内只考 虑x,z,β的三自由度动力学模型，如图6所示；

该三自由度动力学模型动力学方程为：

y＝0；

α＝0；

γ＝0；

将基于该旋转情况二确定的内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o代入上述 动力学方程中，再利用数学计算软件Matlab中的四阶龙格-库塔算法模块ode45 求解上述动力学方程，得到在旋转情况二的状态下，由橡胶减振器变形产生的偏 差角α，β，γ；其中，偏差角α，β，γ分别为惯性测量单元坐标系CO-x_my_mz_m与 虚拟惯性测量单元坐标系COs-x_msy_msz_ms间关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的偏差角。

在该步骤S2中，内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o具体为设置于内框轴 和外框轴上的角编码器实时测量得到内框轴电机旋转角速率ω_i和外框轴电机的 旋转角速率ω_o；

在本实施例中，内框轴电机旋转角速率ω_i和外框轴电机的旋转角速率ω_o设置 如下：情况一与情况二交替进行，一个旋转周期为72s；在一个旋转周期内，0-18s， 内框架以10°/s的角速率恒速旋转，外框架静止；18-36s，内框架静止，外框架以 10°/s的角速率恒速旋转；36-54s，内框架以-10°/s的角速率恒速旋转，外框架静 止；54-72s，内框架静止，外框架以-10°/s的角速率恒速旋转；

S3、对通过动力学分析得到的框架轴角速率与橡胶减振器变形产生的偏差角 (α，β，γ)的对应关系进行拟合得到姿态误差补偿信息；

具体地，姿态误差补偿信息的具体获取方法为：

(1)当双轴旋转机构的旋转方式为上述情况一，即当内框轴旋转，外框轴 不旋转时，对内框轴旋转角速率ω_i与偏差角γ按照公式：进行拟 合，得到拟合参数a，b，c，d；

进而，根据拟合参数得到姿态误差补偿信息如下：

Δα＝0；

式中，Δα，Δβ，Δγ分别为双轴旋转惯导系统横摇角误差补偿信息、纵摇角 误差补偿信息和航向角的误差补偿信息；

(2)当双轴旋转机构的旋转方式为上述情况二，即外框轴旋转，内框轴不 旋转时，对外框轴旋转角速率为ω_o与偏差角γ按照公式：进行拟 合，得到拟合参数e，f，g，h；

进而，根据拟合参数得到姿态误差补偿信息如下：

Δα＝0；

式中，Δα，Δβ，Δγ分别为双轴旋转惯导系统横摇角误差补偿信息、纵摇角 误差补偿信息和航向角的误差补偿信息。

本实施例根据上述步骤S1～S3的方法，得到具体拟合参数为：a＝0.0008，b＝0.012，c＝0.002，d＝0.0004，e＝0.0007，f＝0.036，g＝0.004，h＝0.0002。

S4、根据姿态误差补偿信息补偿激光陀螺双轴旋转惯导系统的姿态输出；

具体地，补偿的姿态输出方法如下：

S401、获取导航解算板基于惯性测量单元的惯性信号得到惯导系统的姿态输 出：横摇角θ，纵摇角以及航向角φ；

S402、将经过步骤S401得到的惯导系统的姿态输出(横摇角θ，纵摇角以 及航向角φ)、经过步骤S3得到的双轴旋转惯导系统横摇角、纵摇角和航向角的 误差补偿信息，以及设置于内框轴和外框轴上的角编码器实时测量得到内框轴电 机旋转角速率ω_i和外框轴电机的旋转角速率ω_o代入如下公式：

θ_c＝θ；

得到经过实时补偿后的姿态输出，即横摇角θ_c，纵摇角和航向角φ_c。

如图7所示为根据姿态误差补偿信息补偿激光陀螺双轴旋转惯导系统的姿 态输出的流程。

由于橡胶减振器变形未对横摇角误差造成明显影响，因此未对横摇角误差进 行补偿外，该方法对纵摇角和航向角误差进行了补偿。本实施例通过对比4个旋 转周期，即288s的通过姿态误差补偿方法得到补偿后的姿态输出与原始未补偿 姿态。如图8(a)～(c)所示为采用本实施例的姿态误差补偿方法得到补偿后的 姿态输出与原始未补偿姿态下的横摇角θ_c，纵摇角和航向角φ_c的对比图，具体 的补偿方法由前述的步骤完成。由于橡胶减振器变形未对横摇角误差造成明显影 响，因此未对横摇角误差进行补偿外，该方法对纵摇角和航向角误差进行了补偿。 本实施例通过对比4个旋转周期，即288s的通过姿态误差补偿方法得到补偿后 的姿态输出与原始未补偿姿态。从图8(a)～(c)可以看出，如果不进行姿态误 差补偿，本实施例的激光陀螺双轴旋转惯导系统的纵摇角输出存在峰峰值为2.4′ 的近似矩形波误差，航向角输出存在峰峰值为2.0′的近似矩形波误差；经过本申 请提出的补偿方法补偿后，纵摇角输出误差的峰峰值降低至0.3′，航向角输出误 差降低至0.2′，补偿后的纵摇角和航向角输出精度提高了约8倍，证明该激光陀 螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法有很好的实用性，可大幅度提高激光陀螺 双轴旋转惯导系统的姿态精度。

本发明未详细公开的部分属于本领域的公知技术。

尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的 技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技 术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发 明的精神和范围内，这些变化时显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均 为保护之列。

Claims (6)

1.一种激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，其特征在于，步骤如下：

S1、针对每个橡胶减振器构建三维刚度阻尼模型，将8个三维刚度阻尼模型代替8个橡胶减振器，构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型；

S2、利用通过步骤S1构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型，分别得到内框轴和外框轴旋转时的动力学方程，并利用四阶龙格-库塔法求解得到内框轴和外框轴旋转时由橡胶减振器变形造成的偏差角；

S3、对通过动力学分析得到的框架轴角速率与橡胶减振器变形产生的偏差角的对应关系进行拟合得到姿态误差补偿信息；

S4、根据姿态误差补偿信息补偿激光陀螺双轴旋转惯导系统的姿态输出。

2.根据权利要求1所述的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，其特征在于，步骤S1的具体步骤为：

S101、对每个橡胶减振器进行三维刚度阻尼模型构建，并定义橡胶减振器的三维刚度阻尼模型的物理参数：单向刚度k与单向阻尼c；

构建惯性测量单元坐标系CO-x_my_mz_m与虚拟惯性测量单元坐标系COs-x_msy_msz_ms，其中，CO为惯性测量单元的质心，CO-x_my_mz_m的各个轴平行于惯性测量单元的对称轴；COs-x_msy_msz_ms为假想橡胶减振器无变形时所对应的CO-x_my_mz_m坐标系，为虚拟坐标系；

S103、由于在该激光陀螺双轴旋转惯导系统中，外框架通过外框轴系安装于支撑架上，内框架通过内框轴系安装于外框架上，惯性测量装置通过8个橡胶减振器A，B，C，D，E，F，G，H固定在内框架上；因此，进一步地，定义惯性测量单元的的质量为m，其相对于轴CO-x_m,CO-y_m与CO-z_m的转动惯量分别为I_x,I_y与I_z；8个橡胶减振器A，B，C，D，E，F，G，H在坐标系CO-x_my_mz_m中的坐标(x_A,y_A,z_A)，(x_B,y_B,z_B)，(x_C,y_C,z_C)，(x_D,y_D,z_D)，(x_E,y_E,z_E)，(x_F,y_F,z_F)，(x_G,y_G,z_G)，(x_H,y_H,z_H)；

S104、定义由橡胶减振器变形造成的偏差角θ＝[α β γ]^T，其中α，β，γ分别为坐标系CO-x_my_mz_m与坐标系COs-x_msy_msz_ms间关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的偏差角；定义由橡胶减振器变形造成的质心移动r＝[x y z]^T，其中x，y，z分别为坐标系CO-x_my_mz_m与坐标系COs-x_msy_msz_ms关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的位移；

S105、根据偏差角和各个物理参数的定义，将橡胶减振器由构建的三维刚度阻尼模型表示，构建激光陀螺双轴旋转惯导系统的六自由度动力学模型。

3.根据权利要求1所述的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，其特征在于，步骤S2的具体步骤为：

(1)当双轴旋转机构的内框轴旋转，外框轴不旋转时，将六自由度动力学模型简化为垂直于内框轴的平面内只考虑x,y,γ的三自由度动力学模型，其动力学方程为：

z＝0；

α＝0；

β＝0；

将内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o代入动力学方程中，并通过四阶龙格-库塔算法求解动力学方程，得到由橡胶减振器变形产生的偏差角α，β，γ；

(2)当双轴旋转机构的外框轴旋转，内框轴不旋转时，将六自由度动力学模型简化为垂直于外框轴的平面内只考虑x,z,β的三自由度动力学模型，其动力学方程为：

y＝0；

α＝0；

γ＝0；

将内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o代入动力学方程中，并通过四阶龙格-库塔算法求解动力学方程，得到由橡胶减振器变形产生的偏差角α，β，γ；

其中，偏差角α，β，γ分别为惯性测量单元坐标系CO-x_my_mz_m与虚拟惯性测量单元坐标系COs-x_msy_msz_ms间关于轴COs-x_ms，COs-y_ms，COs-z_ms的偏差角。

4.根据权利要求3所述的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，其特征在于，在步骤S2中，内框轴和外框轴的旋转角速率ω_i和ω_o具体为设置于内框轴和外框轴上的角编码器实时测量得到内框轴电机旋转角速率ω_i和外框轴电机的旋转角速率ω_o。

5.根据权利要求1所述的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，其特征在于，步骤S3的具体步骤为：

(1)当双轴旋转机构的内框轴旋转，外框轴不旋转时，对内框轴旋转角速率ω_i与偏差角γ按照公式：进行拟合，得到拟合参数a，b，c，d；

进而，根据拟合参数得到姿态误差补偿信息如下：

Δα＝0；

式中，Δα，Δβ，Δγ分别为双轴旋转惯导系统横摇角、纵摇角和航向角的误差补偿信息；

(2)当双轴旋转机构的外框轴旋转，内框轴不旋转时，对外框轴旋转角速率为ω_o与偏差角γ按照公式：进行拟合，得到拟合参数e，f，g，h；

进而，根据拟合参数得到姿态误差补偿信息如下：

Δα＝0；

式中，Δα，Δβ，Δγ分别为双轴旋转惯导系统横摇角误差补偿信息、纵摇角误差补偿信息和航向角误差补偿信息。

6.根据权利要求1所述的激光陀螺双轴旋转惯导系统姿态误差补偿方法，其特征在于，步骤S4的具体步骤为：

S401、获取导航解算板基于惯性测量单元的惯性信号得到惯导系统的姿态输出：横摇角θ，纵摇角以及航向角φ；

S402、将经过步骤S401得到的惯导系统的横摇角θ，纵摇角以及航向角φ、经过步骤S3得到的双轴旋转惯导系统横摇角、纵摇角和航向角的误差补偿信息，以及设置于内框轴和外框轴上的角编码器实时测量得到内框轴电机旋转角速率ω_i和外框轴电机的旋转角速率ω_o代入如下公式：

θ_c＝θ；

得到经过实时补偿后的姿态输出，即补偿后的横摇角θ_c，补偿后的纵摇角和补偿后的航向角φ_c。