CN111121773A - 一种mems惯性测量组合 - Google Patents

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CN111121773A CN202010024419.6A CN202010024419A CN111121773A CN 111121773 A CN111121773 A CN 111121773A CN 202010024419 A CN202010024419 A CN 202010024419A CN 111121773 A CN111121773 A CN 111121773A
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Abstract

本发明提供一种MEMS惯性测量组合，包括MEMS惯性组件和电路板组件以及结构组件，所述MEMS惯性组件包括三轴MEMS陀螺仪和三轴MEMS加速度计，所述电路板组件包括电源板、数据采集及解算模块和通讯控制模块，其中数据采集及解算模块获取来自MEMS惯性组件的角速度信息和加速度信息，并参考通讯控制模块获取来自卫星导航接收机的GPS数据进行组合导航计算，不断修正惯性导航误差。与现有技术相比，本发明通过MEMS惯性组件与外部导航信息结合，采用传递对准算法、加速度计调平算法，实现了姿态测量、安装误差修正、自检测、实时输出载机的姿态信息等功能，系统功耗低，产品交付周期短，对操作人员的技术要求低。

Description

一种MEMS惯性测量组合
技术领域
本发明涉及一种涉及MEMS惯性导航和防护性能技术。
背景技术
捷联航姿系统是一种重要的机载导航设备，由光纤陀螺构成的捷联航姿系统在军民用领域得到了越来越广泛的应用。光纤陀螺构成的捷联航姿系统特点是导航精确度高，该类产品的缺点是体积大、重量大、功耗高、结构复杂、对操作人员的技术要求高，产品交付周期长。
现有产品主要长期在陆地环境中使用，对产品的大气环境要求普遍较低，近年来，产品在海洋环境中使用周期增大，使用期间一旦产品被腐蚀，则安装精度、绝缘性能、元器件性能都会受影响，最终会导致产品的性能和可靠性下降。为确保产品的外观质量和性能不下降，对湿热、霉菌、盐雾及酸性大气环境需要严格防护措施。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：背景技术中提到的捷联航姿系统功耗高、对操作人员的技术要求高，产品交付周期长等问题。
本发明的技术方案如下：
一种MEMS惯性测量组合，包括MEMS惯性组件和电路板组件以及结构组件，所述MEMS惯性组件包括三轴MEMS陀螺仪和三轴MEMS加速度计，所述电路板组件包括电源板、数据采集及解算模块和通讯控制模块，其中数据采集及解算模块获取来自MEMS惯性组件的角速度信息和加速度信息，并参考通讯控制模块获取来自卫星导航接收机的GPS数据进行组合导航计算，不断修正惯性导航误差。
可选的，所述数据采集及解算模块存储的第一部分程序指令在加载时执行以下步骤实现传递对准功能：
1)建立主惯导误差模型，引入速度误差
Figure BDA0002361741560000021
和姿态误差
Figure BDA0002361741560000022
Figure BDA0002361741560000023
计算公式；
2)建立MEMS惯性测量组合误差模型，引入MEMS惯性测量组合姿态矩阵
Figure BDA0002361741560000024
式中，I为单位阵；矩阵E中φ为步骤1)中解算得到的姿态误差角；
Figure BDA0002361741560000025
3)建立传递对MEMS惯性测量组合卡尔曼滤波模型：
Figure BDA0002361741560000026
式中，
Figure BDA0002361741560000027
式中，w＝[(web)T (wdb)T (03×1)T (03×1)T (03×1)T (03×1)T (wthetak)T]T
其中，φ为步骤1)中得到的姿态误差角；
δvn为步骤1)中得到的速度误差；
εb为MEMS惯性测量组合陀螺仪零偏误差；
Figure BDA0002361741560000028
为MEMS惯性测量组合加速度计零偏误差；
(mub)T为MEMS惯性测量组合与主惯导之间的固定安装角偏差；
(thetak)T为挠曲变形引起的弹体坐标系相对于原机体坐标系沿机体轴方向的变形角；
(omegak)T为挠曲变形角速度；
web为陀螺仪漂移白噪声误差分量；
wdb为加速度计白噪声误差分量；单位
Figure BDA0002361741560000031
wthetak为挠曲变形过程白噪声误差分量；
4)确定传递对准中的匹配量；采用“速度+姿态”匹配方法，该匹配方法的量测由速度量测量zv和姿态量测量zφ组成，为步骤3)增加解算关系式；“速度+姿态”匹配的量测方程为：
Figure BDA0002361741560000032
式中：
Figure BDA0002361741560000033
Hv＝[03×3 I3×3 03×3 03×3 03×3 03×3 03×3]；
vφ、vv为对应的测量噪声，矩阵Hφ中
Figure BDA0002361741560000034
为步骤2)中得到的MEMS惯性测量组合姿态矩阵，矩阵Hv中I3×3为单位阵；
5)进行传递对准卡尔曼滤波，通过如下卡尔曼滤波解算，最终实现传递对准功能；
Figure BDA0002361741560000035
式中：
Figure BDA0002361741560000036
Figure BDA0002361741560000037
Figure BDA0002361741560000038
Pxy，k/k-1＝HkPx，k/k-1
Figure BDA0002361741560000039
分别为步骤3)中xk、yk的导数。
可选的，所述数据采集及解算模块存储的第二部分程序指令在加载时执行以下步骤：
1)判断时间变量ΔT是否为设定的输出数据时间；
2)当时间变量为设定的输出数据时间时，读取上一拍计算出的修正次数，当修正次数大于0时进入姿态角补偿模式；此时开始重新计算四元素初值，构建姿态矩阵，并将修正次数减1；
3)通过对载体姿态、航向变化量、三轴角速率、水平比力、天向比力和水平速度数据的判断，即各参数的实时数值与其变化量比较，确定载体是否平飞或处于静止状态，若满足要求，则利用三轴比力值重新计算姿态角，与上一时刻的姿态角比较得到其变化值，该变化值再与阈值比较，计算得到最大姿态调平修正量；
4)当姿态角输出误差值大于阈值时，计算单次修正量和修正次数，开始修正姿态角，重复步骤1)～步骤4)，直到姿态角输出误差值不大于阈值时，停止修正。
可选的，所述结构组件包括壳体、盖板、支柱和插座，所述数据采集及解算模块和通讯控制模块集成在一个主机板上，所述电源板、主机板以及MEMS惯性组件通过支柱自上而下依次间隔设置，并整体置于壳体内；壳体的一侧面板密封设置具有耐海洋环境的插座；壳体与盖板之间设置有用于密封连接的导电橡胶垫。
可选的，所述支柱共有四组，分别穿过电源板和主机板的四个角与壳体的内底面连接固定。
可选的，所述壳体和盖板均为铝合金结构件，表面作硫酸阳极化处理，并具有底漆+面漆的涂层体系。
可选的，所述底漆采用H06-3，面漆采用F04-80。
可选的，还包括电容以及电容支架，所述电容与电源板电连接，用于延缓压降，电容支架与壳体的内底面固定连接。
本发明具有以下有益效果：
本发明通过MEMS惯性组件与外部导航信息结合，采用传递对准算法、加速度计调平算法，实现了姿态测量、安装误差修正、自检测、实时输出载机的姿态信息等功能，系统功耗低，产品交付周期短，对操作人员的技术要求低。
该MEMS惯性测量组合还具有结构简明、体积小、重量小、防护性能等优点。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明的MEMS惯性测量组合的产品原理框图；
图2为本发明的MEMS惯性测量组合的产品结构示意图；
图中标号说明如下：1-插座，2-橡胶垫，3-电容，4-电容支架，5-支柱，6-惯性测量单元(MEMS惯性组件)，7-主机板，8-电源板，9-支柱，10-盖板，11-橡胶垫，12-壳体，13-标牌。
图3为离散滤波方程计算流程图；
图4为加速度计调平算法流程图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。
下面结合附图和实施例对本发明做详细描述。
本系统主要由MEMS惯性组件、电路板组件和结构组件三大部分组成。MEMS惯性测量组合的原理框图如图1所示，结构组成如图2所示。
MEMS惯性组件：内部安装三个正交MEMS陀螺仪和MEMS加速度计，主要用于实时敏感载体的运动角速率和加速度。经误差补偿后利用“数学平台”实时解算出载机的航向角、俯仰角、倾斜角等参数。
本发明主要应用传递对准算法(用于实现较高精度的传递对准)、加速度计调平算法(用于改善MEMS惯性测量组合航姿精度)创新技术使产品能够结合卫星导航接收机提供的GPS数据进行组合导航计算，不断修正惯性导航误差，提高航向、姿态精度，结构组件的设计及其设置的表面防护涂层使产品能够在海洋环境下不被腐蚀且不会影响产品性能。
一、传递对准
由于MEMS器件存在精度低、稳定性差的问题，传递对准的精度对于产品的纯惯性航姿精度影响很大，因此必须通过动基座传递对准算法实现较高精度的传递对准。
产品软件算法通过建立主惯导误差模型、建立MEMS惯性测量组合误差模型、建立传递对MEMS惯性测量组合卡尔曼滤波模型、确定传递对准中的匹配量和传递对准卡尔曼滤波等共5个步骤实现了传递对准功能。
a)建立主惯导误差模型
主惯导与GPS构成组合导航系统，主惯导误差受到强烈抑制，但是滤波并不彻底，所以导航误差在时间上和空间上相关。为了减少传递对准卡尔曼滤波器的维数，忽略空间上的相关，速度误差
Figure BDA0002361741560000061
和姿态误差
Figure BDA0002361741560000062
简化成相互独立的一阶马尔科夫过程：
Figure BDA0002361741560000063
Figure BDA0002361741560000064
b)建立MEMS惯性测量组合误差模型
设机体坐标系bs沿机体的右、前、上，MEMS惯性测量组合经四元数更新建立的姿态矩阵为
Figure BDA0002361741560000065
其中n′为MEMS惯性测量组合数学平台确定的导航坐标系，它相对于主惯导的导航坐标系n(地理坐标系)存在误差角向量：
Figure BDA0002361741560000071
所以
Figure BDA0002361741560000072
式中，I为单位阵；
Figure BDA0002361741560000073
则数学平台确定如下：
Figure BDA0002361741560000074
设挠曲变形引起的机体坐标系相对于原机体坐标系沿机体轴方向的变形角为λi；
相应角速度为ωλi，则二阶模型为：
Figure BDA0002361741560000075
β——为挠曲变形过程反相关时间常数；
wλi——为挠曲变形过程白噪声分量。
c)建立传递对MEMS惯性测量组合卡尔曼滤波模型
Figure BDA0002361741560000076
Figure BDA0002361741560000077
w＝[(web)T (wdb)T (03×1)T (03×1)T (03×1)T (03×1)T (wthetak)T]T
其中，φ为姿态误差角；
δv为速度误差；
εb为MEMS惯性测量组合陀螺仪零偏误差；
Figure BDA0002361741560000078
为MEMS惯性测量组合加速度计零偏误差；
(mub)T为MEMS惯性测量组合与主惯导之间的固定安装角偏差；
(thetak)T为挠曲变形引起的弹体坐标系相对于原机体坐标系沿机体轴方向的变形角；
(omegak)T为挠曲变形角速度；
web为陀螺仪漂移白噪声误差分量；
wdb为加速度计白噪声误差分量；单位
Figure BDA0002361741560000081
wthetak为挠曲变形过程白噪声误差分量。
d)传递对准中的匹配量
“速度+姿态”匹配方法的量测由速度量测量和姿态量测量组成。采用“速度+姿态”匹配的量测方程为：
Figure BDA0002361741560000082
式中：
Figure BDA0002361741560000083
Hv＝[03×3 I3×3 03×3 03×3 03×3 03×3 03×3]；
vφ、vv为对应的测量噪声。
e)传递对准卡尔曼滤波
卡尔曼滤波算法如下：
Figure BDA0002361741560000084
其中：
Figure BDA0002361741560000085
Figure BDA0002361741560000086
Figure BDA0002361741560000087
Pxy，k/k-1＝HkPx，k/k-1
如图3所示，卡尔曼滤波器对系统状态的估计实际上包含了两个部分，即时间更新部分和量测更新部分。时间更新部分是在上一次估计状态结果的基础上通过一步状态转移矩阵转换得到的，而量测更新部分是通过对量测量乘以一个系数矩阵得到的。卡尔曼滤波器的关键就是如何选取量测量系数矩阵Kk，使滤波器对系统状态的估计值与系统状态的真实值之差的方差最小。
图3表示第k步的估计过程，从
Figure BDA0002361741560000091
到
Figure BDA0002361741560000092
的计算是一个递推循环过程，是滤波计算回路，所得到的
Figure BDA0002361741560000093
是滤波器的主要输出量；从Pk-1到Pk的计算是另一个递推循环过程，是增益计算回路，主要为计算
Figure BDA0002361741560000094
提供Kk，其中Pk为计算下一步的Kk+1外，主要表征滤波器的估计性能好坏。将Pk的对角线元素求取平方根，就是各状态估值的误差均方差，其数值是统计意义上衡量估计精度的直接依据。
二、加速度计调平
由于受制MEMS陀螺普遍精度相对较差的影响，产品的长期航姿精度难以通过提高MEMS陀螺的零偏重复性指标保证航姿精度。因此，必须通过软件算法采取适当措施修正姿态误差。
当载体的加速度很小时(即平飞或静止状态)，此时影响系统水平姿态的主要因素就是加速度计测量的比力和重力加速度。在这种情况下，产品的速度基本不会对水平姿态造成影响。如果不考虑加速度、速度等因素带来的影响的话，当载体的加速度很小的时候，利用加速度信息来推算载体的姿态角是正确可行的。具体来说：
通过实时分析系统三轴加速度计的输出值，在符合设定条件的时候将系统本身的速度信息提取出来，以便于由内阻尼网络加入到系统中去，起到改善系统航姿精度的作用。
导航坐标系下，比力方程为：
Figure BDA0002361741560000095
将其左右两边分别展开后，可以得到：
Figure BDA0002361741560000101
式中：VN、VE、VD表示的是系统的北向、东向和地向速度；
Figure BDA0002361741560000102
表示的是系统的北向、东向、和地向加速度；
R表示的是地球半径；
L表示的是当地维度；
ωie表示的是地球自转角速率；
g表示的是当地重力加速度；
加速度计的实际测量输出为fb，而
Figure BDA0002361741560000103
展开后得到：
Figure BDA0002361741560000104
式中：
Figure BDA0002361741560000105
表示的是导航坐标系相对于载体坐标系的转换矩阵；
R、P、H分别表示的是载体的横滚角、俯仰角和航向角。
当载体的加速度很小时(即平飞或静止状态)，此时影响系统水平姿态的主要因素就是加速度计测量的比力和重力加速度。在这种情况下，系统速度基本不会对水平姿态造成影响。那么，如果不考虑加速度、速度等因素带来的影响的话，就得到此种状态下的俯仰角和横滚角：
Figure BDA0002361741560000106
Figure BDA0002361741560000107
所以，当载体的加速度很小的时候，利用加速度信息来推算载体的姿态角是正确可行的。
所述数据采集及解算模块存储的第二部分程序指令在加载时执行以下步骤：
1)判断时间变量ΔT是否为设定的输出数据时间，其中ΔT是软件设置的输出数据时间，可取1s或10s。
2)当时间变量为设定的输出数据时间时，读取上一拍计算出的修正次数，当修正次数大于0时进入姿态角补偿模式；此时开始重新计算四元素初值，该初值为一个4元的向量，构建姿态矩阵，并将修正次数减1；
3)通过对载体姿态、航向变化量、三轴角速率、水平比力、天向比力和水平速度数据的判断，即各参数的实时数值与其变化量比较，确定载体是否平飞或处于静止状态，若满足要求，则利用三轴比力值重新计算姿态角，与上一时刻的姿态角比较得到其变化值，该变化值再与阈值比较，计算得到最大姿态调平修正量；
4)当姿态角输出误差值大于阈值时，计算单次修正量和修正次数，开始修正姿态角，重复步骤1)～步骤4)，直到姿态角输出误差值不大于阈值时，停止修正其中，计算单次修正量和修正次数的意义是减小突变，这里“开始修正姿态角”就是把步骤3)平飞或处于静止状态时“计算姿态角”的值修小。
利用加速度计信息修正系统姿态角的软件控制流程图如图4所示，其主要流程如下：
首先，判断时间变量是否为1s；
当时间变量为1s时，读取上一拍计算出的修正次数，当修正次数大于0时进入姿态角补偿模式；此时开始重新计算四元数初值，并将修正次数减1；
通过对载体姿态、航向变化量、三轴角速率、水平比力、天向比力和水平速度数据的判断，确定载体是否平飞或处于静止状态，若满足要求，则计算姿态角。
设定该阈值为0.05°，则当姿态角误差大于0.05°时，计算单次修正量和修正次数，开始修正姿态角。
三、结构组件及其表面防护涂层
在图2中壳体12和盖板10结合之间加装导电橡胶垫11实现对结合部位的密封，使得产品内部不会受到腐蚀的影响；连接器选用耐海洋环境连接器，壳体12和盖板10选用抗腐蚀性强的铝合金材料，表面进行硫酸阳极化处理，然后采用底漆+面漆的涂层体系，底漆选用H06-3，面漆选用F04-80。产品已通过比海洋环境更恶劣的湿热、盐雾、霉菌、酸性大气环境
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。

Claims (8)

1.一种MEMS惯性测量组合，其特征在于：包括MEMS惯性组件和电路板组件以及结构组件，所述MEMS惯性组件包括三轴MEMS陀螺仪和三轴MEMS加速度计，所述电路板组件包括电源板、数据采集及解算模块和通讯控制模块，其中数据采集及解算模块获取来自MEMS惯性组件的角速度信息和加速度信息，并参考通讯控制模块获取来自卫星导航接收机的GPS数据进行组合导航计算，不断修正惯性导航误差。
2.根据权利要求1所述的MEMS惯性测量组合，其特征在于：所述数据采集及解算模块存储的第一部分程序指令在加载时执行以下步骤实现传递对准功能：
1)建立主惯导误差模型，引入速度误差
Figure FDA0002361741550000011
和姿态误差
Figure FDA0002361741550000012
Figure FDA0002361741550000013
计算公式；
2)建立MEMS惯性测量组合误差模型，引入MEMS惯性测量组合姿态矩阵
Figure FDA0002361741550000014
式中，I为单位阵；矩阵E中φ为步骤1)中解算得到的姿态误差角；
Figure FDA0002361741550000015
3)建立传递对MEMS惯性测量组合卡尔曼滤波模型：
Figure FDA0002361741550000016
式中，
Figure FDA0002361741550000017
式中，w＝[(web)T (wdb)T (03×1)T (03×1)T (03×1)T (03×1)T (wthetak)T]T
其中，φ为步骤1)中得到的姿态误差角；
δvn为步骤1)中得到的速度误差；
εb为MEMS惯性测量组合陀螺仪零偏误差；
Figure FDA0002361741550000021
为MEMS惯性测量组合加速度计零偏误差；
(mub)T为MEMS惯性测量组合与主惯导之间的固定安装角偏差；
(thetak)T为挠曲变形引起的弹体坐标系相对于原机体坐标系沿机体轴方向的变形角；
(omegak)T为挠曲变形角速度；
web为陀螺仪漂移白噪声误差分量；
wdb为加速度计白噪声误差分量；单位
Figure FDA0002361741550000022
wthetak为挠曲变形过程白噪声误差分量；
4)确定传递对准中的匹配量；采用“速度+姿态”匹配方法，该匹配方法的量测由速度量测量zv和姿态量测量zφ组成，为步骤3)增加解算关系式；“速度+姿态”匹配的量测方程为：
Figure FDA0002361741550000023
式中：
Figure FDA0002361741550000024
Hv＝[03×3 I3×3 03×3 03×3 03×3 03×3 03×3]；
vφ、vv为对应的测量噪声，矩阵Hφ中
Figure FDA0002361741550000025
为步骤2)中得到的MEMS惯性测量组合姿态矩阵，矩阵Hv中I3×3为单位阵；
5)进行传递对准卡尔曼滤波，通过如下卡尔曼滤波解算，最终实现传递对准功能；
Figure FDA0002361741550000026
式中：
Figure FDA0002361741550000031
Figure FDA0002361741550000032
Figure FDA0002361741550000033
Pxy，k/k-1＝HkPx，k/k-1
Figure FDA0002361741550000034
分别为步骤3)中xk、yk的导数。
3.根据权利要求1或2所述的MEMS惯性测量组合，其特征在于：所述数据采集及解算模块存储的第二部分程序指令在加载时执行以下步骤：
1)判断时间变量ΔT是否为设定的输出数据时间；
2)当时间变量为设定的输出数据时间时，读取上一拍计算出的修正次数，当修正次数大于0时进入姿态角补偿模式；此时开始重新计算四元素初值，构建姿态矩阵，并将修正次数减1；
3)通过对载体姿态、航向变化量、三轴角速率、水平比力、天向比力和水平速度数据的判断，确定载体是否平飞或处于静止状态，若满足要求，则利用三轴比力值重新计算姿态角，与上一时刻的姿态角比较得到其变化值，该变化值再与阈值比较，计算得到最大姿态调平修正量；
4)当姿态角输出误差值大于阈值时，计算单次修正量和修正次数，开始修正姿态角，重复步骤1)～步骤4)，直到姿态角输出误差值不大于阈值时，停止修正。
4.根据权利要求1所述的MEMS惯性测量组合，其特征在于：所述结构组件包括壳体(12)、盖板(10)、支柱(5)和插座(1)，所述数据采集及解算模块和通讯控制模块集成在一个主机板(7)上，所述电源板(8)、主机板(7)以及MEMS惯性组件(6)通过支柱(5)自上而下依次间隔设置，并整体置于壳体(12)内；壳体(12)的一侧面板密封设置具有耐海洋环境的插座(1)；壳体(12)与盖板(10)之间设置有用于密封连接的导电橡胶垫。
5.根据权利要求4所述的MEMS惯性测量组合，其特征在于：所述支柱(5)共有四组，分别穿过电源板(8)和主机板(7)的四个角与壳体(12)的内底面连接固定。
6.根据权利要求4所述的MEMS惯性测量组合，其特征在于：所述壳体和盖板均为铝合金结构件，表面作硫酸阳极化处理，并具有底漆+面漆的涂层体系。
7.根据权利要求5所述的MEMS惯性测量组合，其特征在于：所述底漆采用H06-3，面漆采用F04-80。
8.根据权利要求4所述的MEMS惯性测量组合，其特征在于：还包括电容(3)以及电容支架(4)，所述电容(3)与电源板(8)电连接，用于延缓压降，电容支架(4)与壳体(12)的内底面固定连接。
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