CN111811537B - 一种捷联惯性导航的误差补偿方法及导航系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种车载式捷联惯性导航系统是由激光陀螺、加速度计、气压高度计、里程计等传感组成的核心部件，提供高精度自主定位、定向导。该系统是一种隐蔽性好，工作环境不受外界干扰和影响，不受气象条件的限制，具有自主性、隐蔽性、实时性和全天候等优点，可实时提供载体精确的位置坐标、方位角、横滚角、俯仰角、速度、行驶里程、高度等信息。适用于各种载体的导航、制导、定位定向和姿态控制等。

Description

一种捷联惯性导航的误差补偿方法及导航系统
技术领域
本发明涉及惯性导航技术领域，更具体地说，它涉及一种捷联惯性导航的误差补偿方法及导航系统。
背景技术
惯导系统是一种不依赖于任何外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统，具有隐蔽性好，可在空中、地面、水下等各种复杂环境下工作的特点，主要分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统两大类。捷联惯导系统是在平台式惯导系统基础上发展而来的，它是一种无框架系统，由三个速率陀螺、三个线加速度计和微型计算机组成。陀螺仪和加速度计直接固连在运载体上。陀螺和加速度计分别用来测量运载体的角运动信息和线运动信息，机载计算机根据这些测量信息解算出运载体的航向、姿态、速度和位置。捷联惯导系统由于省去了复杂的机电平台，结构简单、体积小、重量轻、成本低、维护简单、可靠性高、还可以通过冗余技术提高其容错能力。并且，由于诸如激光陀螺、光纤陀螺等固态惯性器件的出现，计算机技术的快速发展和计算理论的日益完善，捷联惯导的优越性日趋显露。
捷联惯导必须对三种算法误差作补偿。在实际系统中，为了降低捷联陀螺和加速度计的输出噪声对系统解算精度的影响，并且能够完全利用输出信息，陀螺和加速度计的输出全部采用增量形式，即加速度计输出为速度增量，陀螺输出为角增量(液浮陀螺或挠性陀螺及加速度计输出采用I-F或V-F转换成脉冲输出，激光陀螺本身就是脉冲输出)。在此情况下，姿态解算和导航解算只能通过求解差分方程来完成，而当运载体存在线振动和角振动，或运载体做机动运动时，在姿态解算中会存在圆锥误差，在速度解算中会存在划桨误差，在位置解算中会存在涡卷误差。在这些误差中，圆锥误差会对捷联惯导精度的影响最严重，划桨误差次之，涡卷误差最轻，在相应算法中需要作严格补偿。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供一种捷联惯性导航的误差补偿方法，对捷联惯性导航进行算法补偿，有效提高导航的精准性和稳定性，提高高精度自主定位、定向导性能。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种捷联惯性导航的误差补偿方法，陀螺仪和加速度计构成惯性测量单元，惯性测量单元安装在敏感载体上，载体坐标系相对于其惯性坐标系角速率矢量为载体坐标系的比力矢量为/>其特征在于，包括以下步骤，
S1：装订载体初始位置坐标；
S2：在S1后，系统进行初始化对准，确定导航解算的初始条件，确定载体坐标系和真实导航坐标系之间的初始方向余弦矩阵
S3：对系统的姿态矩阵、位置矩阵和速度进行实时更新计算，实时修正系统中的速度与位置坐标：
姿态矩阵更新，包括以下步骤：
T1：地球自转角速度结合位置矩阵/>投影到导航坐标系得到/>
T2：结合位移角速率得到导航坐标系下的角速度修正量/>
T3：通过矩阵转换到载体坐标系下的角速度修正量/>
T4：结合陀螺仪敏感的角速度信息得到实时的姿态更新矩阵；
位置矩阵更新，包括以下步骤：
M1：通过里程计里程信息结合姿态矩阵/>将里程信息转换到导航坐标系，得到导航坐标系下的里程分量/>
M2：用里程分量除以时间周期得到载体的平均速度，用于修正通过加速度计比力积分的速度，得到/>
M3：通过载体速度除以地球半径计算得到位移角速率/>
M4：通过位置矩阵的运动微分方程/>对时间积分计算得到实时的位置矩阵更新；
速度计算：
其中：是由加速度计测量的载体坐标系下的比力信息/>通过/>转换得到的导航坐标系下的比力信息；/>是哥氏加速度；/>是牵连加速度，gn是重力加速度矢量；
为有害加速度，从加速度计等效输出中扣除，得到实时的载体速度；
S4：利用气压高度计测量的高度相对误差值实时修正系统高度信息。
作为一种优选方案，S1过程中，装订载体初始位置坐标包括以下三种方式：
①在有已知标准点的位置的情况下，选用标准点位置坐标作为初始位置坐标装订；
②在无标准点的位置的情况下，选用卫星定位设备测得的可靠位置坐标装订；
③在没装订标准点坐标情况下，系统默认上一次导航保存的坐标为初始坐标。
作为一种优选方案，S2过程中，初始姿态矩阵的计算包括以下步骤:
V1：根据加速度计所敏感重力加速度的水平分量确定系统数学平台的水平基准；
V2：根据陀螺仪所敏感地球自转角速度的信息，解析出系统数学平台所处的方位；
V3：完成系统的初始对准，得到初始姿态矩阵
作为一种优选方案，S2过程中，系统初始化对准包括粗对准和精对准两个阶段：
粗对准：根据加速度计信息解析得到横滚和俯仰姿态角；根据陀螺敏感地球自转角速度，解析得到系统的方位角；初始姿态角ψ(0)、θ(0)、γ(0)，化成q0、q1、q2、q4四元素，相对速度转换Ws[0]、Ws[1]、Ws[2]：
a-p[0]＝0.5(V0-V1-V2-V3)
a-p[1]＝0.5(V0+V1-V2+V3)
a-p[2]＝0.5(V0+V1+V2-V3)
a-p[3]＝0.5(V0-V1+V2+V3)
精对准：在粗对准基础上，加入kalman滤波技术，估计得到系统的姿态误差角和方位误差角；进而解析得到精准的姿态角和方位角，完成系统初始化对准：
设状态转移矩阵为φi，量测方程ZR＝HXR+VR，经过n次停车后，状态向量构成如下：
记为Z*＝AX0+V*，令
φn＝φi+n,i+n-1+φi+n-1,i+n-2…φi+1,i
Zk＝AX0+Vk
则系统方程为：
卡尔曼滤波状态测量修正方程：
Pk＝(I-KkHk)Pk/k-1
卡尔曼滤波传播方程
其中，参数Rk是速度Vk的方差，Qd为激光陀螺捷联惯性导航系统噪声误差。
一种捷联惯性导航系统，包括上述的捷联惯性导航的误差补偿方法。
作为一种优选方案，导航系统包括母板、DSP信号处理器、周长稳流控制器、抖动控制器和时统模块；DSP信号处理器分别与陀螺仪和加速度计信号连接；
母板对各硬件功能板起通讯和供电作用；DSP信号处理器对陀螺输出信号进行预处理，将正弦信号转换为方波脉冲信号，完成信号采集，同时完成对加速度计信号采集、处理器的温度补偿和输出数据；周长稳流控制器用于使系统稳频；对陀螺仪施加抖动控制，克服陀螺仪的闭锁死区；时统模块接收主系统的同步信号，同时发送给DSP信号处理器,DSP信号处理器接收到同步信号，立即发送姿态信息给时统模块，时统模块将信息处理后发送给主系统。
作为一种优选方案，陀螺仪为激光陀螺仪。
作为一种优选方案，DSP信号处理器包括CPU1、CPU2和分别与CPU1、CPU2信号连接的FPGA；CPU1和CPU2分别对加速度计和陀螺仪进行信号采集。
作为一种优选方案，CPU1以TMS320F28335作为中央外理器，以18位高精度四路同步快速采样的AD7608作为AD转换芯片；CPU2采用C6747实现AD的转换控制和读取，陀螺仪数据的读取与处理，对激光陀螺输出的SIN、COS信号采用FPGA芯片A3P250进行鉴相、倍频、计数、同步控制设计；F28335对数据进行处理后通过串口把陀螺数据输出给导航计算机后进行导航解算。
一种组合导航系统，包括上述的捷联惯性导航系统，还包括GPS导航系统，用GPS导航系统和惯性导航系统输出的位置之差和速度之差作为量测值，经卡尔曼滤波器估计惯性导航系统误差，进而对惯性导航系统进行校正。
综上所述，本发明具有以下有益效果：
本系统是一种隐蔽性好，工作环境不受外界干扰和影响，不受气象条件的限制，具有自主性、隐蔽性、实时性和全天候等优点，可实时提供载体精确的位置坐标、方位角、横滚角、俯仰角、速度、行驶里程、高度等信息。适用于各种载体的导航、制导、定位定向和姿态控制等。
附图说明
图1是本发明实施例的捷联惯性系统组成图；
图2是本发明实施例的捷联惯性导航系统原理图；
图3是本发明实施例的捷联惯性导航系统导航解算流程图；
图4是本发明实施例的捷联惯性导航系统初始对准原理图；
图5是本发明实施例的INS/GPS组合导航原理框图；
图6是本发明实施例的捷联惯性导航系统原理框图；
图7是本发明实施例的捷联惯性导航系统软件组成模块图；
图8是本发明实施例的捷联惯性导航系统操作流程图；
图9是本发明实施例的情况1下姿态延时分析时序图。
具体实施方式
本说明书及权利要求并不以名称的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包括”为一开放式用语，故应解释成“包括但不限定于”。“大致”是指在可接收的误差范围内，本领域技术人员能够在一定误差范围内解决所述技术问题，基本达到所述技术效果。
在未做特别说明的情况下，权利要求书及说明书中的方法步骤并不代表顺序，仅为包含所述步骤，在此基础上调换顺序的方法步骤均落在本申请的保护范围内。
系统主要由三个激光陀螺、三个加速度计、信号处理器、周长稳流控制器、抖动控制器、时统模块，外接里程计、气压高度计等组成。定位定向系统组成如图1示。
一种车载式捷联惯性导航系统由激光陀螺陀螺仪和加速度计构成的惯性测量单元(IMU)直接安装在载体上，它们分别敏感载体坐标系相对于惯性坐标系的角速率矢量和载体坐标系上的比力矢量/>系统中的陀螺仪敏感载体运动的角速率，为了消除载体运动对加速度计和陀螺仪的影响，必须首先按照误差模型对加速度计和陀螺仪的输出进行补偿，才能得到比较精确的载体相对于惯性系的角速率/>和比力/>其计算原理框图如图2所示。
惯性导系统中由于不存在实际代表水平面的平台，为了实现导航并获得姿态信息，就必须在导航计算机中用数学模型表示出与平台作用相同的“数学平台”，数学平台是由载体坐标系到导航坐标系的坐标转换矩阵表示的，陀螺稳定回路是通过不断测量载体相对于惯性空间的角运动，不断更新姿态矩阵实现的；比力计算则是把载体坐标系中的比力通过坐标转换投影到导航坐标系，并进行速度、位置计算。
由于在捷联式系统中，加速度计和陀螺仪直接固连于载体上，在所有误差中惯性仪表因载体运动引起的动态误差更为重要，因此，在图2中表示了必须对陀螺仪和加速度计的输出信号进行误差补偿，然后再进行导航解算。
(1)装订初始坐标
从系统原理框图2知，系统中加速度计经过积分运算求得速度、位置信息，在系统初始化对准前必须先装订载体初始位置坐标。初始坐标装订有以下3种方式：
1)在有已知标准点的位置，选用标准点位置坐标作为初始位置坐标装订；
2)在无标准点的位置，可以选用卫星定位设备测得的可靠位置坐标装订；
3)在没装订标准点坐标情况下，系统默认上一次导航保存的坐标为初始坐标。
(2)初始对准
系统启动后并不存在数学平台，系统进入导航工作前，必须进行初始对准，即确定导航解算的初始条件。初始对准的主要任务是确定载体坐标系和真实导航坐标系之间的初始方向余弦矩阵系统数学平台的水平基准是导航计算机根据加速度计所敏感重力加速度的水平分量用数学解析方法确定的，在完成水平基准的确定以后，根据陀螺仪所敏感地球自转角速度的信息，解析出系统数学平台所处的方位，完成系统的初始对准，即求出初始姿态矩阵/>
初始对准的要求主要是对准精度和对准时间。对准的精度直接关系到系统导航工作精度，对准时间直接关系到系统的反应时间。由初始对准的基本原理知，水平对准精度主要取决于加速度计的零位偏置，而方位对准的精度则主要取决于东北向陀螺漂移的大小。
系统初始对准分粗对准和精对准两个阶段。
第一阶段为粗对准阶段。粗对准阶段以重力矢量和地球角速率为信息，利用解析方法进行。系统工作10s后，根据加速度计信息解析得到横滚、俯仰姿态角，精度可达到1mil；工作60s后，根据陀螺敏感地球自转角速度，进行解析粗对准得到系统的方位角，方位角精度达到5mil，此时完成系统的粗对准阶段。
第二阶段为精对准阶段。系统精对准阶段是粗对准阶段的继续，这个阶段的主要任务是：在尽可能使“数学平台”趋于水平状态的同时，能自动检测出陀螺的漂移，并精确地估算方位角，为导航计算提供精确的初始条件，达到高精度定位定向导航工作。本系统中精对准阶段加入kalman滤波技术，建立了系统的误差方程和量测方程，精确的估计出系统的姿态角误差，并对粗对准阶段的姿态角加以修正，完成系统精对准阶段，同时完成系统的初始对准。本系统初始对准原理框图如图4示。
系统正常对准寻北精度达到1mil，姿态静态精度达到0.3mil，系统最终完成初始对准的时间为5min。
本系统初始对准中加入kalman滤波技术，能精确的估计出系统的姿态误差角，保证了系统寻北精度；同时大大提高了系统的抗环境能力，系统在初始对准过程中，工作人员可在车上轻微走动，载体发动机不必熄火，寻北精度仍可达到1mil。
系统初始对准根据用户需求可选正常对准和紧急快速对准。紧急快速对准实际上为粗对准阶段，直接生成姿态矩阵，进入导航状态；正常对准包括粗对准阶段和精对准阶段，加入滤波技术，可得到高精度的方位角和姿态角。紧急快速对准姿态角精度可达到1mil，方位角精度可达5mil。
(3)导航解算
系统导航解算阶段，主要是在初始对准基础上对系统的姿态矩阵、位置矩阵和速度进行实时更新计算，从而在系统更新周期内将系统的方位角、姿态角、速度、位置信息等信息实时计算出，并发送给综合管理计算机。
1)姿态矩阵更新
系统将地球自转角速度结合位置矩阵/>投影到导航坐标系得到/>加上位移角速率/>(Δωn可选)得到导航坐标系下的角速度修正量/>通过/>矩阵转换到载体坐标系下的角速度修正量/>结合陀螺仪敏感的角速度信息/>计算可得到实时的姿态更新矩阵。
2)速度计算
系统速度由比力微分方程积分得到。/>是由加速度计测量的载体坐标系下的比力信息/>通过/>转换得到的导航坐标系下的比力信息。是哥氏加速度，由地球自转和载体运动合成而成，是小量，在计算中忽略不计。是牵连加速度，由于载体在地球表面运动而形成，gn是重力加速度矢量。其中，为有害加速度，必须从加速度计等效输出中扣除，才能得到实时的载体速度。
3)位置矩阵更新
系统接收里程计里程信息结合姿态矩阵/>将里程信息转换到导航坐标系，得到导航坐标系下的里程分量/>除以时间周期得到载体的平均速度，用于修正通过加速度计比力积分的速度(此速度随时间发撒)，得到/>然后，通过载体速度/>除以地球半径计算得到位移角速率/>位置矩阵/>的运动微分方程/>对时间积分计算得到实时的位置更新矩阵。由于高度通道在纯惯导中是发散的，所以用高度计敏感的高度信息实时更新系统高程。
气压高度计
在短时间内气压和温度变化不大的情况下，气压高度计测量的高度值相对稳定，其高度中间误差小于10m。因此，利用气压高度计测量的高度相对误差值实时修正系统高度信息。
里程计
系统结合里程计输出的里程信息，利用航位推算法得到载体的速度与位置坐标，实时修正系统中的速度与位置坐标。
系统/卫星组合导航
卫星导航优缺点
GPS优点：GPS是一种高精度全球定位、三维实时导航的卫星导航系统。其具有导航定位的全球性、高精度、误差不随时间积累和成本低的优点使之成为一种先进的导航系统。
GPS缺点：
a)动态环境中可靠性差。GPS接收机的工作受动态环境影响，当载体的机动超过GPS接收机的动态范围时，GPS接收机会失锁，从而不能工作，或者定位误差过大而不能使用。
b)GPS定位是非自主式的，其应用受到相关国家和政府的GPS政策和外界环境多方面限制，容易受到外面环境干扰，桥梁、坑道、水下、林区、建筑密集区都将在一定程度上限制GPS应用。
c)数据输出频率低是GPS动态应用的另一个主要问题，不同于惯性导航，GPS是纯粹的集合定位方法，无法测量重力矢量，也不能直接测定航行姿态信息。
惯性导航系统(INS)定位优缺点
惯性导航系统定位优点：
a)完全自主式，保密性强，只需利用自身惯性元件的观测量求位置、速度等导航参数，不受外界条件及其他政策性人为因素的影响。
b)既不发射信号，又不接收信号，不存在电磁波传播问题，因而没有无线电干扰，也没有大气折射问题。
c)无通视问题。
d)全天候，不受天气限制。
e)多功能。惯导系统能提供的导航参数齐全，即可定位、测速，又能输出姿态信息，还可以测定重力异常、垂线偏差等。
惯性导航系统定位的缺点：存在误差随时间积累增长的问题。
INS/GPS组合导航
可见，GPS与惯性导航系统(INS)都是先进的导航方法，二者各有优缺点，谁也代替不了谁，两种系统组合起来使用，可以取长补短，充分发挥各自的长处。
用GPS和惯性导航系统输出的位置、速度之差作为量测值，经卡尔曼滤波器估计惯性导航系统误差，然后对惯性导航系统进行校正。其原理框图见图5示。
技术方案设计
硬件方案设计
导航系统包括：母板、DSP信号处理器、周长稳流控制器、抖动控制器、电源模块、时统模块等。导航系统原理框图见图6示。
各部分功能见下：
(1)母板
对各硬件功能板起通讯和供电作用。
(2)(激光陀螺和加速度计)DSP信号处理器
对激光陀螺输出信号进行预处理，将正弦信号转换为方波脉冲信号，完成信号采集。同时完成对加速度计信号采集、处理器的温度补偿和输出数据。
加速度计信号采集以TMS320F28335作为中央外理器，以18位高精度四路同步快速采样的AD7608作为AD转换芯片，为导航系统提供精确的输入信息。
F28335采用多总线的哈佛结构、七级逻辑流水线，极大地加快了处理器的处理速度，为加速度计信号采集提供了快速准确的控制和处理能力。F28335通过FPGA实时读取加速度计数据，软件滤波后通过串口传输给火控计算机进行导航解算。由于要保证三路加速度的信号的实时性、同步性，采用FPGA对AD芯片进行逻辑控制、并且把ADS1274输出的四路24位数据进行串并转换，使得F28335的16位数据总线直接从FPGA读取转换结果。
激光陀螺信号处理器的CPU采用C6747来实现AD的转换控制和读取，陀螺数据的读取与处理。对激光陀螺输出的SIN、COS信号采用FPGA芯片A3P250进行鉴相、倍频、计数、同步控制等设计。F28335对数据进行处理后通过串口把陀螺数据输出给导航计算机后进行导航解算。
(3)周长稳流控制器
激光陀螺的激光腔长必须保持稳定，才能使谐振腔固有频率稳定,因受到温度漂移和结构刚度的不均匀的影响，将会改变激光腔长，通过设计稳频控制器达到系统的稳频。
稳频控制器的设计采用单片机控制D/A转换器MAX526以一定步长(如20mv)，产生0～5V连续电压；0～5V输入电压经高压放大器放大40倍后，成为0～200V连续可调电压加在压电晶体上。在压电晶体调节激光陀螺腔长连续变化的同时，单片机控制12位A/D转换器获取相应激光陀螺输出光强辐值，然后与经过扫模系统得到的光强输出最大值进行比较,再将控制信号经D/A驱动调节激光陀螺的腔长变化，从而使激光陀螺的光强输出达到最大值，进而达到稳频的目的。
(4)抖动控制器
对激光陀螺施加抖动控制，克服激光陀螺的闭锁死区。
由于激光陀螺存在自锁现象，当外界角速度值未超过一定的阈值时，输出将为零。所以采用抖动偏频的方式消除闭锁效应，但同时相应地会在陀螺输出脉冲中带入抖动噪声引起的误差，因此必须用抖动解调方法把抖动引起的数据扣除。因为激光陀螺抖动参考信号的频率是相对固定的，以比它高2倍以上(2KHZ的采样频率或1KHZ的采样频率)的频率采样激光陀螺输出，然后进行相应的数字滤波处理，将能有效消除机械抖动对陀螺输出的影响，同时还可以抑制一些随机噪声的干扰，扩展激光陀螺的有效带宽。
(5)电源模块
为系统工作提供直流电压+5V,±15V，±65V，+200V，－1500V，+2800V。
(6)时统模块
时统模块安放在DSP信号处理板上，时统模块接收主系统的同步信号，同时发送给DSP6747,DSP信号处理器接收到同步信号，立即发送姿态信息给时统模块，时统模块将信息处理后发送给主系统。
软件方案设计
系统软件设计主要包括系统初始对准和导航解算、误差标定、信号采集和用户终端等功能，由于整个导航导航系统控制电路较多，且要求解算周期短，我们对整个系统软件的开发如图7的7个子软件模块，各个软件完成相应的功能。
安装在车载式捷联惯性导航系统的软件
系统导航软件在DSP信号处理器上的CPU上运行，由于系统对实时性要求高，系统在响应中断时间等方面必须满足快速更新要求，故采用DOS操作系统，C语言编程。
(1)周长控制软件
本软件为嵌入式控制软件，程序片安装在周长控制器上，完成对周长的扫描和控制；在系统开机时，激光陀螺工作正常后，给激光陀螺控制处理板一个电平信号，然后对周长实时跟踪和控制。
(2)信号处理软件
信号处理软件为嵌入式控制软件，程序片安装在DSP信号处理器上，实现对3个加速度计的信号采集与处理，同时完成对3个激光陀螺的控制、信号采集与处理，采集数据通过FPGA传输给CPU2进行导航解算。
(3)定位定向装置标定软件
系统标定软件安装在PC计算机中，与系统标定终端控制软件配套。系统在正式使用之前必须系统中激光陀螺和加速度计的安装误差、比例系数和零偏标定，对加速度计和陀螺仪数据进行误差补偿，标定完成后使系统的姿态以系统机箱底板为参考面输出。
理论上加速度计坐标系和陀螺坐标系应该和载体坐标系重合，但是实际上，在系统组装时总存在安装误差，使得加速度计坐标系和陀螺坐标系成为非正交坐标系，存在安装耦合误差。
系统标定软件根据陀螺和加速度计的输出误差模型，从惯性导航基本方程出发推导了捷联惯导系统的系统级标定的误差参数标定模型，建立了导航速度输出误差与惯性器件误差参数之间的关系。通过在精密三轴转台上设计多位置翻滚实验的位置编排原则，标定软件可自动计算出系统中激光陀螺和加速度计的零偏、比例系数和安装误差等共24个参数，并自动生成配置文件，该文件可直接供导航解算软件使用。
(4)标定终端控制软件
系统标定终端控制软件安装在调试PC机中，与系统标定软件共同完成系统中激光陀螺和加速度计的安装误差、比例系数和零偏。
(5)系统导航软件
系统导航软件安装在CPU2上，接收DSP信号处理器传输的激光陀螺和加速度计的数据，同时接收里程计和高度计信息，完成系统的初始对准和导航算解，解算出载体姿态、位置坐标、航向、速度和里程信息，接收到时统模块的同步信号时立即将姿态等信息传输给时统模块。系统姿态信息(横滚、俯仰、角速度等)输出频率为100Hz，其它信息(如位置、载体速度、行驶里程等)输出频率为1Hz。
在系统上的安装误差标定软件
安装误差标定控制软件安装在工装计算机中，完成对系统安装姿态角误差、里程计安装误差和刻度因子的标定。
系统首次安装在载体上时，必须先标定出系统与载体底板(面)的横滚、俯仰姿态误差角Δγ和Δθ，使系统姿态输出与载体姿态一致，同时，还需标定出系统轴线与载体中轴线之间的安装误差夹角Δφ和里程计刻度因子kL(即里程计输出的1个脉冲所对应的里程，单位为米/脉冲)，提高系统导航精度。同时将标定结果自动存入系统配置文件供导航解算调用。
在系统上的终端控制软件
终端控制软件安装在综合管理计算机上，在系统显示终端控制软件中，用户输入载体的初始位置坐标，同时，根据需要选择正常对准或快速对准完成系统的初始对准；完成初始对准后，还可选择导航方式，默认状态为里程计组合导航。
车载式捷联惯性导航系统安装误差角标定
系统首次安装在载体上时，必须标定系统安装底面与载体的横滚、俯仰姿态误差角Δγ和Δθ，使系统输出姿态与载体姿态一致，达到准确的姿态控制。另外，还必须标定系统轴线与载体中轴线之间的方位误差夹角Δφ和里程计刻度因子kL，提高系统导航定位精度。具体标定方法如下：
系统在载体上安装完成后，载体静止不动，首先用高精度水平仪将载体底板(面)横滚、俯仰两个方向都调水平，然后，系统开机，在综合管理计算机上打开安装误差控制软件，输入标定设定的初始点和终点两个位置的标准坐标，进行初始对准，完成对准后进入导航状态，此时系统测量出的横滚、俯仰姿态角即为系统与载体之间的姿态误差角Δγ和Δθ，通过控制软件上的姿态误差角按键将其自动存入系统配置文件，完成姿态误差角的标定。
系统已处于导航状态，移动载体到预设的终点位置，通过控制软件上的里程计误差角按键，自动计算出系统轴线与载体中轴线之间的方位误差夹角Δφ和里程计刻度因子kL，自动存入系统配置文件，完成系统里程计安装误差和里程计刻度因子标定。
电磁兼容性设计
系统的电磁兼容性设计，在总体设计时使各硬件单元的电磁发射降到最低，主要从以下几方面设计保证：
(1)电路设计：主要从滤波、屏蔽、接地、增加抗干扰专用设备等几方面考虑。利用电磁干扰特性，减少系统内电磁辐射，尽量选用电磁辐射弱、干扰小的器件，对敏感度高的器件进行隔离和防护；
(2)结构设计：对系统供电部分、电源模块部分采用屏蔽罩，对敏感器件单元采用隔离，整个机箱只有顶盖和尾盖开口，其余焊接部分都经过转接处理等优化设计，从系统整体布局到各硬件单元布局，利用结构设计控制、抑制、隔离各单元间的电磁干扰；
(3)综合布线设计：系统内电源电线使用板间布线来代替，缩短各类信号线走线长度并相互屏蔽，母板上的信号线均远离敏感器件单元，防止空间干扰到敏感器件单元的正常工作。
(4)工艺设计：利用先进工艺技术、材料对系统进行设计，提高其电磁兼容性；
(5)静电防护设计：系统设计防止静电降低其功能。
系统工作流程
系统操作流程图见图8所示。
(1)连接好系统电源线、数据线，定位定向系统工作准备正常后回馈数据给管理计算机，定位定向系统发给管理计算机。
(2)初始对准：管理计算机接收到定位定向系统准备正常信息后，可以选择装订初始坐标(北京—54坐标系)信息或直接应急启动。
a、选择装订初始坐标：需要装订初始坐标信息，不装订为上次导航保存的位置坐标信息。
b、选择应急启动，定位定向系统发给管理计算机，系统反馈数据，寻北时间为60秒。
c、在进入初始对准后，基本保持车辆平稳，定位定向系统出现异常情况。
d、重复初始对准，在初始对准过程中，用户可根据需要再选择正常启动或应急启动，只能交差进行；进入导航之后，可以重复(2)步操作。
(3)导航：定位定向系统初始对准完成后自动进入导航状态后，默认为里程计组合导航，定位定向系统发给管理计算机，周期性输出：车体姿态、姿态角速度、初始坐标、速度里程；进入导航后，车辆可以自由开动。
在导航过程中，选择GPS组合导航，管理计算机发给定位定向系统；收到GPS组合导航控制后，定位定向系统发给管理计算机，回馈数据；也可以根据用户需要返回操作步骤(2)继续寻北。
车载式捷联惯性导航系统性能
系统姿态初始化反应时间快
在紧急情况下，可采用快速对准，初始姿态只需10s，系统初始对准时间只需要60s，在系统寻北完成后，根据陀螺和加速度计量测值直接生成姿态矩阵，即可进入导航状态。此时的横滚、俯仰姿态角精度可达到1mil，方位角对准精度可达到5mil，对应急状况下的姿态控制仍满足要求，大大提高了紧急状况下的系统作战快速反应能力。
系统姿态稳定性精度高
系统在初始化对准软件设计中，采用自适应Kalman滤波技术，对初始对准的航向角和姿态角进行误差修正，提高了系统的精度。在进入导航后，系统靠陀螺敏感三个方向的转角实时更新姿态矩阵，进行姿态解算，得到实时的姿态角。在数据采样上采用实时解调技术，与数字滤波相比，数据没有延迟，无滞后效应，系统具备良好的动态实时性。精对准后只需5min，系统自动进入导航状态，此时的横滚、俯仰姿态角精度可达到0.2mil，方位角对准精度可达到0.5mil。
捷联惯性导航组件安装误差标定
系统采用的是捷联式惯性导航系统，是将激光陀螺和加速度计直接固定安装在系统中，始终以系统底板(面)为参考平面，最终提供的姿态信息为系统机箱底板的姿态信息。
理论上加速度计坐标系和陀螺坐标系应该和载体坐标系重合，但实际在系统组装时总存在安装误差，使得加速度计坐标系和陀螺坐标系成为非正交坐标系，存在安装耦合误差。
我们开发了一套先进的系统标定软件，根据陀螺和加速度计的输出误差模型，从惯性导航基本方程出发推导了捷联惯导系统的系统级标定的误差参数标定模型，建立了导航速度输出误差与惯性器件误差参数之间的关系。通过在精密三轴转台上设计多位置翻滚实验的位置编排原则，标定软件可自动计算出系统中激光陀螺和加速度计的零偏、比例系数和安装误差等共24个参数，并自动生成配置文件，该文件可直接供导航解算软件使用。
姿态输出延时分析
系统接到时统模块同步信号指令，立即发送姿态数据给时统模块，此时发送的数据为系统已经计算完成的姿态数据，传输给时统模块的姿态存在延时滞后。由于同步信号频率为1000Hz，所以姿态数据发送频率为1000Hz。
系统接收到同步信号开始采样，采样时间为1ms，当接收到下一个同步信号时，定位定向系统重新开始采样，同时进行导航解算，并发送上一次解算的姿态给时统模块。这种情况下，传输给时统模块的姿态存在一个固定延时为T＝1ms+△t，即系统的采样周期(1ms)加上系统传输给时统模块的时间(为小量△t)。姿态延时分析时序图见图9。
可靠性与维修性设计
可靠性设计
为保证系统在持续时间内无故障正常工作，系统中的关键设备、软件和数据尽可能采取冗余、动态备份设计，系统中的局部故障不影响系统的关键功能。保证系统的任务可靠性设计如下：
a)系统设备和软件功能模块都具有自检自诊断功能；
b)系统具有排错和排误功能，具有排除误操作功能；
c)在与里程组合导航中，当系统检测到里程计出现错误时，系统位置坐标可用惯性系统解算得到，或人工切换到惯性系统与GPS组合导航状态；
d)在与GPS的组合导航中，当系统检测到GPS出现错误时，系统位置坐标可用惯性系统解算得到，或人工切换到惯性系统与里程计组合导航状态；
e)当系统检测出里程计、GPS都出现错误时，系统自动进入纯惯性导航系统状态。
为了分配、预计系统的基本可靠性，应正确建立可靠性模型。根据系统寿命剖面和功能结构，建立各硬件设备的可靠性模型，对可靠性进行预计，判断是否满足可靠性指标。通过对系统可靠性预计，为可靠性指标的分配提供依据。
系统及惯性系统基本可靠性为其组成设备的串联模型。根据公式(1)可计算其基本可靠性。
式中：MTBFi为各单体设备的可靠性，n为设备数量。
维修性设计
系统自动检测功能
a)各设备及其硬件功能板都有较强的自检功能，通过检测程序的运行能判定系统各部分是否工作正常，若有故障，可定位到具体设备或功能板；
b)系统内的主要插件板都具有测试点或硬件检测口，若有故障，可定位到该板的功能部件；
c)各设备设置统一的维修检测接口，便于采用仪器进行检测。
标准化设计
系统及其器件的设计、选购以及信息标准、通信协议、软件开发等都符合标准化要求。选用的工具、紧固件、元器件符合标准要求，减少品种规格，提高其复用率。各系统的电气接口应统一标准，有利于检测和维修。
防差错及识别标记设计
采用在设备的接头、检测点、硬件测试口等上面作出识别记号，避免维修中因出差错而发生事故。如：容易发生误操作的零部件应有明显的操作顺序号码和方向标记；各种元器件均有编制统一的代号，且明显易观察；组件、部件都有名称、图号等标记；开关、旋钮等控制元件应标明其作用和操作方向。
快速装拆维修设计
系统中各单体设备布局上避免维修时交叉作业，能快速安装与拆卸，便于维修。系统尾部盖板和顶部盖板可拆卸，分别便于检测系统供电部分和各硬件功能板是否正常工作，且方便维修、更换。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (9)

1.一种捷联惯性导航的误差补偿方法，陀螺仪和加速度计构成惯性测量单元，惯性测量单元安装在敏感载体上，载体坐标系相对于其惯性坐标系角速率矢量为载体坐标系的比力矢量为/>其特征在于，包括以下步骤，
S1：装订载体初始位置坐标；
S2：在S1后，系统进行初始化对准，确定导航解算的初始条件，确定载体坐标系和真实导航坐标系之间的初始方向余弦矩阵
S3：对系统的姿态矩阵、位置矩阵和速度进行实时更新计算，实时修正系统中的速度与位置坐标：
姿态矩阵更新，包括以下步骤：
T1：地球自转角速度结合位置矩阵/>投影到导航坐标系得到/>
T2：结合位移角速率得到导航坐标系下的角速度修正量/>
T3：通过矩阵转换到载体坐标系下的角速度修正量/>
T4：结合陀螺仪敏感的角速度信息得到实时的姿态更新矩阵；
位置矩阵更新，包括以下步骤：
M1：通过里程计里程信息结合姿态矩阵/>将里程信息转换到导航坐标系，得到导航坐标系下的里程分量/>
M2：用里程分量除以时间周期得到载体的平均速度，用于修正通过加速度计比力积分的速度，得到/>
M3：通过载体速度除以地球半径计算得到位移角速率/>
M4：通过位置矩阵的运动微分方程/>对时间积分计算得到实时的位置矩阵更新；
速度计算：
其中：是由加速度计测量的载体坐标系下的比力信息/>通过/>转换得到的导航坐标系下的比力信息；/>是哥氏加速度；/>是牵连加速度，gn是重力加速度矢量；
为有害加速度，从加速度计等效输出中扣除，得到实时的载体速度；
S4：利用气压高度计测量的高度相对误差值实时修正系统高度信息。
2.根据权利要求1所述的捷联惯性导航的误差补偿方法，其特征在于，所述S1过程中，装订载体初始位置坐标包括以下三种方式：
①在有已知标准点的位置的情况下，选用标准点位置坐标作为初始位置坐标装订；
②在无标准点的位置的情况下，选用卫星定位设备测得的可靠位置坐标装订；
③在没装订标准点坐标情况下，系统默认上一次导航保存的坐标为初始坐标。
3.根据权利要求1或2所述的捷联惯性导航的误差补偿方法，其特征在于，所述S2过程中，初始姿态矩阵的计算包括以下步骤:
V1：根据加速度计所敏感重力加速度的水平分量确定系统数学平台的水平基准；
V2：根据陀螺仪所敏感地球自转角速度的信息，解析出系统数学平台所处的方位；
V3：完成系统的初始对准，得到初始姿态矩阵
4.一种捷联惯性导航系统，其特征在于，包括权利要求1至3任一所述的捷联惯性导航的误差补偿方法。
5.根据权利要求4所述的捷联惯性导航系统，其特征在于，所述导航系统包括母板、DSP信号处理器、周长稳流控制器、抖动控制器和时统模块；DSP信号处理器分别与陀螺仪和加速度计信号连接；母板对各硬件功能板起通讯和供电作用；DSP信号处理器对陀螺输出信号进行预处理，将正弦信号转换为方波脉冲信号，完成信号采集，同时完成对加速度计信号采集、处理器的温度补偿和输出数据；周长稳流控制器用于使系统稳频；对陀螺仪施加抖动控制，克服陀螺仪的闭锁死区；时统模块接收主系统的同步信号，同时发送给DSP信号处理器,DSP信号处理器接收到同步信号，立即发送姿态信息给时统模块，时统模块将信息处理后发送给主系统。
6.根据权利要求5所述的捷联惯性导航系统，其特征在于，所述陀螺仪为激光陀螺仪。
7.根据权利要求5或6所述的捷联惯性导航系统，其特征在于，所述DSP信号处理器包括CPU1、CPU2和分别与CPU1、CPU2信号连接的FPGA；CPU1和CPU2分别对加速度计和陀螺仪进行信号采集。
8.根据权利要求7所述的捷联惯性导航系统，其特征在于，所述CPU1以TMS320F28335作为中央外理器，以18位高精度四路同步快速采样的AD7608作为AD转换芯片；CPU2采用C6747实现AD的转换控制和读取，陀螺仪数据的读取与处理，对激光陀螺输出的SIN、COS信号采用FPGA芯片A3P250进行鉴相、倍频、计数、同步控制设计；F28335对数据进行处理后通过串口把陀螺数据输出给导航计算机后进行导航解算。
9.一种组合导航系统，其特征在于，包括权利要求4至8任一所述的捷联惯性导航系统，还包括GPS导航系统，用GPS导航系统和惯性导航系统输出的位置之差和速度之差作为量测值，经卡尔曼滤波器估计惯性导航系统误差，进而对惯性导航系统进行校正。
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