CN112179340A - 一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法。利用冗余配置惯性测量单元常值误差由其各个传感器常值误差线性组合而成的特性，构建通用的冗余惯性测量单元常值误差模型，通过双轴旋转对冗余惯性测量单元进行常值误差调制，实现误差补偿。在此基础上，考虑实际导航中载体角运动对双轴旋转调制的影响，提出基于姿态角的双轴旋转方案实现导航系下的误差调制，有效隔离载体角运动，提升误差调制效果。该发明可对冗余配置惯性测量单元进行常值误差调制，同时在载体发生角运动的情况下仍然具备良好的调制效果，显著提高冗余配置惯性测量单元的导航精度。本发明属于惯性导航技术领域，可应用于冗余配置型惯性测量单元误差补偿。

Description

一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法
技术领域
本发明涉及一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法，适用于冗余配置型惯性测量单元误差补偿的场合。
技术背景
惯性导航是各类运载体实现自主导航的核心技术，因此惯性导航系统的导航精度和可靠性直接影响了运载体的导航性能。惯性导航系统导航精度和可靠性的提高可以通过提高惯性器件精度及可靠性来实现，然而，单纯提高惯性器件精度和可靠性将会使成本大幅提升，且精度和可靠性提升到一定程度后在技术上将难以实现，因此，在惯性器件精度和可靠性一定的情况下，如何提高惯性导航系统的导航精度及可靠性成为各研究机构研究的热点。
在提高系统可靠性方面，采用冗余惯性器件配置成为一个行之有效的方法，相对于传统的三轴正交配置惯导系统，冗余配置的惯性器件可大幅提高系统的可靠性，因此，在可靠性要求较高的领域其应用越来越广泛，如航天、航海等，从最初的四表冗余到六表冗余再到十二表冗余，冗余量越来越大，可靠性也越来越高。冗余惯性器件配置的惯导系统虽然也能通过数据融合等方式提高导航精度，但其提升幅度有限。在惯性导航领域，更广泛使用的提高系统精度的方法是旋转调制技术，旋转调制技术通过将惯性测量单元(InertialMeasurement Unit,IMU)绕单轴或多轴有规律的旋转，将惯性器件误差调制成周期变化的信号，以减弱其对导航精度的影响，旋转调制技术可在不提高惯性器件本身精度的基础上提高导航精度，增强惯导系统长航时高精度导航能力。
目前几乎所有使用旋转调制技术的惯导系统均采用常规的三轴正交惯性测量单元，而使用冗余惯性器件配置的惯导系统也未见到应用旋转调制技术的。公开资料显示，目前国内外仅有程建华团队对冗余惯导的旋转调制技术进行了相关的前期研究(程建华等.捷联惯导四面体冗余配置的双轴旋转调制方法[J].系统工程与电子技术；牟宏杰.冗余式捷联惯导系统旋转调制方法研究[D].哈尔滨工程大学)，然而这些研究对旋转调制的分析均基于具体的冗余结构，无法形成通用的分析模型，同时，其旋转调制仅基于载体系进行，在载体发生角运动时调制效果将明显降低。
发明内容
本发明解决的技术问题是：将高可靠性的冗余配置IMU与高精度的旋转调制技术结合，提出了一种可适用于所有冗余配置结构的双轴旋转调制方法，使惯性导航系统的导航精度和可靠性均得到较大的提升。本发明方法通过建立通用的冗余配置IMU常值误差模型，推导冗余配置IMU双轴旋转调制方程，实现冗余配置IMU的常值误差补偿；在此基础上，考虑实际导航中载体角运动对双轴旋转调制的影响，采用基于姿态角的双轴旋转方案实现导航系下的误差调制，有效隔离载体角运动，提升误差调制效果。
本发明的技术解决方案：
建立通用的冗余配置IMU常值误差模型，推导冗余配置IMU双轴旋转调制方程，实现冗余配置IMU的常值误差补偿。在此基础上，针对实际导航中载体角运动引起的误差调制效果减弱的问题，改进双轴旋转方案，采用基于姿态角的双轴旋转转位方案控制IMU旋转，实现导航系下的误差调制。具体步骤如下：
(1)IMU坐标系下等效的常值误差由其各个传感器常值误差线性组合而成，因此，通用的冗余配置IMU常值误差模型可表示如下：
Figure BDA0002718121540000021
Figure BDA0002718121540000031
其中，
Figure BDA0002718121540000032
分别为IMUx、y、z轴等效陀螺常值误差，
Figure BDA0002718121540000033
Figure BDA0002718121540000034
分别为IMUx、y、z轴等效加速度计常值误差，i为陀螺或加速度计的序号，n为陀螺或加速度计总数量，εi为第i个陀螺的常值误差，▽i为第i个加速度计的常值误差，kgxi、kgyi、kgzi分别为第i个陀螺常值误差在IMUx、y、z轴等效陀螺常值误差中的权重，kfxi、kfyi、kfzi分别为第i个加速度计常值误差在IMUx、y、z轴等效加速度计常值误差中的权重。
(2)单陀螺或加速度计的常值误差在IMU坐标系下的投影表示如下：
Figure BDA0002718121540000035
Figure BDA0002718121540000036
其中，
Figure BDA0002718121540000037
分别为第i个陀螺常值误差在IMUx、y、z轴上的投影，
Figure BDA0002718121540000038
分别为第i个加速度计常值误差在IMUx、y、z轴上的投影，αi为第i个陀螺或加速度计敏感轴方向与IMUz轴方向的夹角；βi为第i个陀螺或加速度计敏感轴方向在IMUxy平面的投影与IMUx轴的夹角，sin为正弦函数，cos为余弦函数。
(3)双轴旋转机构旋转外框轴时单陀螺或加速度计的误差调制方程如下：
Figure BDA0002718121540000039
Figure BDA0002718121540000041
其中，
Figure BDA0002718121540000042
分别为第i个陀螺常值误差在载体系x、y、z轴上的投影，
Figure BDA0002718121540000043
分别为第i个加速度计常值误差在载体系x、y、z轴上的投影，Ω为旋转机构旋转角速率，t为旋转时间。
(4)双轴旋转机构旋转内框轴时单陀螺或加速度计的误差调制方程如下：
Figure BDA0002718121540000044
Figure BDA0002718121540000045
(5)控制双轴旋转机构按照一定的转位次序先后旋转内外框轴，可将陀螺或加速度计常值误差在载体系下调制成周期变化的信号，对其积分后仍然不发散，实现对单陀螺或加速度计常值误差的补偿。
(6)根据步骤(1)可知冗余配置IMU等效常值误差可表示为其各个传感器常值误差的线性组合，根据步骤(5)可知双轴旋转可实现对单陀螺或加速度计常值误差的补偿，而线性组合并不改变其补偿特性，双轴旋转仍然可实现对IMU等效常值误差的补偿。
(7)设计基于姿态角的双轴旋转转位方案如下：
(a)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度；
(b)IMU绕内框轴在俯仰通道逆时针旋转180度；
(c)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度；
(d)IMU绕内框轴在俯仰通道顺时针旋转180度；
(e)IMU绕内框轴在俯仰通道顺时针旋转180度；
(f)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度；
(g)IMU绕内框轴在俯仰通道逆时针旋转180度；
(h)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度。
(8)根据导航解算的当前姿态角和预定的下一周期姿态角，计算本周期内外框轴需旋转的角度，控制电机进行旋转，即可实现冗余配置IMU在导航系下的旋转调制。
本发明所述的冗余配置IMU配置结构包含但不限于三轴正交多表结构、斜置冗余结构、正棱锥结构、正四面体结构、正十二面体结构、十八面体结构等。
本发明所述的加速度计包含应用于IMU中的所有类型的加速度计，包含但不限于摆式积分陀螺加速度计、力平衡式加速度计、振弦加速度计、振梁加速度计和单晶硅微加工加速度计等。所述的陀螺仪包含应用于IMU中的所有类型的陀螺仪，包含但不限于挠性陀螺、磁浮陀螺、液浮陀螺、静电陀螺、三浮陀螺、二浮陀螺、微机电陀螺、激光陀螺和光纤陀螺等。
本发明的发明原理是：利用冗余配置型IMU常值误差由其各个传感器常值误差线性组合而成的特性，构建通用的冗余IMU常值误差模型，通过双轴旋转对冗余配置型IMU进行常值误差调制，实现误差补偿。在此基础上，考虑实际导航中载体角运动对双轴旋转调制的影响，采用基于姿态角的双轴旋转方案实现导航系下的误差调制，有效隔离载体角运动，提升误差调制效果。
本发明的方案与现有方案比，主要优点在于：将冗余配置型IMU常值误差调制成周期变化的信号，使其积分后不发散，提高其导航精度；本发明旋转调制方法不局限于某种具体的冗余结构IMU，而是适用所有冗余结构的IMU，同时基于姿态角的旋转方案可降低载体角运动对旋转调制的影响，提升调制效果。
附图说明
图1具体实施方案图；
图2单惯性器件敏感轴与IMU坐标系关系图；
图3载体静止情况下旋转与未旋转速度误差对比图；
图4载体静止情况下旋转与未旋转位置误差对比图；
图5载体运动情况下姿态变化图；
图6载体运动情况下传统旋转与基于姿态角旋转速度误差对比图；
图7载体运动情况下传统旋转与基于姿态角旋转位置误差对比图。
具体实施方案
本发明的具体实施方案如图1所示，具体实施步骤如下：
(1)根据冗余配置型IMU常值误差由其各个传感器常值误差线性组合而成的特性，构建通用的冗余IMU常值误差模型：
Figure BDA0002718121540000061
Figure BDA0002718121540000062
其中，
Figure BDA0002718121540000063
分别为IMUx、y、z轴等效陀螺常值误差，
Figure BDA0002718121540000064
Figure BDA0002718121540000065
分别为IMUx、y、z轴等效加速度计常值误差，i为陀螺或加速度计的序号，n为陀螺或加速度计总数量，εi为第i个陀螺的常值误差，▽i为第i个加速度计的常值误差，kgxi、kgyi、kgzi分别为第i个陀螺常值误差在IMUx、y、z轴等效陀螺常值误差中的权重，kfxi、kfyi、kfzi分别为第i个加速度计常值误差在IMUx、y、z轴等效加速度计常值误差中的权重。
(2)如图2所示，推导单陀螺或加速度计的常值误差在IMU坐标系下的投影：
Figure BDA0002718121540000071
Figure BDA0002718121540000072
其中，
Figure BDA0002718121540000073
分别为第i个陀螺常值误差在IMUx、y、z轴上的投影，
Figure BDA0002718121540000074
分别为第i个加速度计常值误差在IMUx、y、z轴上的投影，αi为第i个陀螺或加速度计敏感轴方向与IMUz轴方向的夹角；βi为第i个陀螺或加速度计敏感轴方向在IMUxy平面的投影与IMUx轴的夹角，sin为正弦函数，cos为余弦函数。
(3)推导双轴旋转机构旋转外框轴时单陀螺或加速度计的误差调制方程如下：
Figure BDA0002718121540000075
Figure BDA0002718121540000076
其中，
Figure BDA0002718121540000077
分别为第i个陀螺常值误差在载体系x、y、z轴上的投影，
Figure BDA0002718121540000078
分别为第i个加速度计常值误差在载体系x、y、z轴上的投影，Ω为旋转机构旋转角速率，t为旋转时间。
可以看出，外框轴按照一定规律进行旋转时，可将单个陀螺或加速度计常值误差在载体系x、y轴上的投影调制成周期变化的信号，使其积分后不发散，实现常值误差的调制。
(4)推导双轴旋转机构旋转内框轴时单陀螺或加速度计的误差调制方程如下：
Figure BDA0002718121540000081
Figure BDA0002718121540000082
可以看出，内框轴按照一定规律进行旋转时，可将单个陀螺或加速度计常值误差在载体系y、z轴上的投影调制成周期变化的信号，使其积分后不发散，实现常值误差的调制。
(5)控制双轴旋转机构按照一定的转位次序先后旋转内外框轴，可将陀螺或加速度计常值误差在载体系下调制成周期变化的信号，对其积分后仍然不发散，实现对单陀螺或加速度计常值误差的补偿。
(6)根据步骤(1)可知冗余配置IMU等效常值误差可表示为其各个传感器常值误差的线性组合，根据步骤(5)可知双轴旋转可实现对单陀螺或加速度计常值误差的补偿，而线性组合并不改变其补偿特性，双轴旋转仍然可实现对IMU等效常值误差的补偿。
(7)以上的旋转调制均基于载体系或者假设载体静止的情况下进行，然而实际导航中，载体往往会发生角运动，IMU角运动为载体角运动和旋转机构旋转运动的叠加，由于载体角运动的无规律性，传统的基于载体系的旋转方案大多数情况下无法将IMU常值误差调制为周期信号，极端情况下还可能会毫无调制效果，因此需设计基于姿态角的双轴旋转转位方案使IMU在导航系下周期性的规律旋转，具体如下：
(a)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度；
(b)IMU绕内框轴在俯仰通道逆时针旋转180度；
(c)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度；
(d)IMU绕内框轴在俯仰通道顺时针旋转180度；
(e)IMU绕内框轴在俯仰通道顺时针旋转180度；
(f)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度；
(g)IMU绕内框轴在俯仰通道逆时针旋转180度；
(h)IMU绕外框轴在航向通道逆时针旋转180度。
在载体俯仰角和横滚角幅值不太大的情况下，控制外框轴可近似认为控制IMU的航向角，控制内框轴可近似认为控制IMU的俯仰角，通过控制航向角和俯仰角有规律的变化，可使IMU实现在导航系下的旋转调制，进而排除载体角运动的影响，提升误差调制效果。
(8)根据导航解算的当前姿态角和预定的下一周期姿态角，计算本周期内外框轴需旋转的角度，控制电机进行旋转，即可实现冗余配置IMU在导航系下的旋转调制。
为了验证本发明方法的有效性和优越性，模拟载体静止情况下冗余配置IMU的敏感数据，分别进行直接导航解算和双轴旋转调制下的导航解算，对比其导航精度；模拟载体发生角运动的情况下冗余配置IMU的敏感数据，分别对其进行传统双轴旋转调制和基于姿态角的双轴旋转调制，通过导航解算对比其导航精度。仿真条件如下：以正四面体冗余结构为例，仅考虑常值误差，四个陀螺常值误差依次分别为0.1°/h、0.11°/h、0.12°/h、0.13°/h，四个加速度计常值误差依次分别为5×10-4m/s2、5.5×10-4m/s2、6×10-4m/s2、6.5×10-4m/s2；初始横滚角为0°，初始俯仰角为0°，初始航向角为180°，忽略惯导初始对准误差；初始经度为116.67°，初始纬度为40.35°，初始高度为45m；初始东北天速度均为0m/s；仿真时间6000s。载体静止情况下的仿真结果如图3和图4所示，其中实线表示载体静止情况下IMU未进行旋转调制的导航误差，点虚线表示载体静止情况下IMU进行双轴旋转调制的导航误差，δve为东向速度误差，δvn为北向速度误差，δλ为经度误差，δL为纬度误差，t为时间。未旋转的情况下，速度误差最大超过了3m/s，位置误差最大将近10000m；而应用双轴旋转调制之后，其速度误差控制在0.04m/s以内，且呈周期变化，位置误差最大也不超过60m，导航精度显著提高。载体运动情况下的仿真结果如图5-图7所示，在载体运动仿真中，设置俯仰角和横滚角小幅度随机变化，航向角以1°/s的角速率幅值发生变化，每100s随机改变其正负值，载体姿态变化如图5，其中γ为横滚角，θ为俯仰角，ψ为航向角，t为时间。图6为传统旋转方式和基于姿态角旋转方式下速度误差的对比，其中实线表示采用传统旋转方式的导航误差，点虚线表示采用基于姿态角旋转方式的导航误差，δve为东向速度误差，δvn为北向速度误差，δλ为经度误差，δL为纬度误差，t为时间。可以看出传统基于载体系的旋转调制对速度误差的调制效果较差，速度误差无规律变化且存在发散趋势，而基于姿态角的旋转调制，其速度误差呈周期变化，且幅值小于前者。图7为传统旋转方式和基于姿态角旋转方式下位置误差的对比，其中实线表示采用传统旋转方式的导航误差，点虚线表示采用基于姿态角旋转方式的导航误差，δve为东向速度误差，δvn为北向速度误差，δλ为经度误差，δL为纬度误差，t为时间。可以看出，后者位置误差远小于前者，说明基于姿态角的旋转调制可有效提升载体角运动中误差调制的效果。整体上来说，在冗余配置IMU的基础上应用双轴旋转调制技术可大幅提升其导航精度，同时，改进的基于姿态角的旋转方案又可以很好的适应载体发生角运动的情况，保证了误差调制效果。
因此，本发明方法可极大提升冗余配置惯性测量单元的导航精度，为高可靠性高精度的自主导航提供了技术基础。
本发明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (4)

1.一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法，其特征在于建立通用的冗余配置惯性测量单元常值误差模型，推导冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方程，实现冗余配置惯性测量单元的常值误差补偿，具体包括以下步骤：
(1)惯性测量单元坐标系下等效的常值误差由其各个传感器常值误差线性组合而成，因此，通用的冗余配置惯性测量单元常值误差模型可表示如下：
Figure FDA0002718121530000011
Figure FDA0002718121530000012
其中，
Figure FDA0002718121530000013
分别为惯性测量单元x、y、z轴等效陀螺常值误差，
Figure FDA0002718121530000014
Figure FDA0002718121530000015
分别为惯性测量单元x、y、z轴等效加速度计常值误差，i为陀螺或加速度计的序号，n为陀螺或加速度计总数量，εi为第i个陀螺的常值误差，▽i为第i个加速度计的常值误差，kgxi、kgyi、kgzi分别为第i个陀螺常值误差在惯性测量单元x、y、z轴等效陀螺常值误差中的权重，kfxi、kfyi、kfzi分别为第i个加速度计常值误差在惯性测量单元x、y、z轴等效加速度计常值误差中的权重；
(2)单陀螺或加速度计的常值误差在惯性测量单元坐标系下的投影表示如下：
Figure FDA0002718121530000016
Figure FDA0002718121530000021
其中，
Figure FDA0002718121530000022
分别为第i个陀螺常值误差在惯性测量单元x、y、z轴上的投影，
Figure FDA0002718121530000023
分别为第i个加速度计常值误差在惯性测量单元x、y、z轴上的投影，αi为第i个陀螺或加速度计敏感轴方向与惯性测量单元z轴方向的夹角，βi为第i个陀螺或加速度计敏感轴方向在惯性测量单元xy平面的投影与惯性测量单元x轴的夹角，sin为正弦函数，cos为余弦函数；
(3)双轴旋转机构旋转外框轴时单陀螺或加速度计的误差调制方程如下：
Figure FDA0002718121530000024
Figure FDA0002718121530000025
其中，
Figure FDA0002718121530000026
分别为第i个陀螺常值误差在载体系x、y、z轴上的投影，
Figure FDA0002718121530000027
分别为第i个加速度计常值误差在载体系x、y、z轴上的投影，Ω为旋转机构旋转角速率，t为旋转时间；
(4)双轴旋转机构旋转内框轴时单陀螺或加速度计的误差调制方程如下：
Figure FDA0002718121530000028
Figure FDA0002718121530000029
(5)控制双轴旋转机构按照一定的转位次序先后旋转内外框轴，可将陀螺或加速度计常值误差在载体系下调制成周期变化的信号，对其积分后仍然不发散，实现对单陀螺或加速度计常值误差的补偿；
(6)根据步骤(1)可知冗余配置惯性测量单元等效常值误差可表示为其各个传感器常值误差的线性组合，根据步骤(5)可知双轴旋转可实现对单陀螺或加速度计常值误差的补偿，而线性组合并不改变其补偿特性，双轴旋转仍然可实现对惯性测量单元等效常值误差的补偿。
2.根据权利要求1所述的一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法，其特征还在于所述的转位次序是根据传统八次序转位改进的基于姿态角进行旋转的转位，具体如下：
(1)惯性测量单元绕外框轴使其航向通道逆时针旋转180度；
(2)惯性测量单元绕内框轴使其俯仰通道逆时针旋转180度；
(3)惯性测量单元绕外框轴使其航向通道逆时针旋转180度；
(4)惯性测量单元绕内框轴使其俯仰通道顺时针旋转180度；
(5)惯性测量单元绕内框轴使其俯仰通道顺时针旋转180度；
(6)惯性测量单元绕外框轴使其航向通道逆时针旋转180度；
(7)惯性测量单元绕内框轴使其俯仰通道逆时针旋转180度；
(8)惯性测量单元绕外框轴使其航向通道逆时针旋转180度。
3.根据权利要求1所述的一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法，其特征还在于所述的冗余配置惯性测量单元配置结构包含但不限于三轴正交多表结构、斜置冗余结构、正棱锥结构、正四面体结构、正十二面体结构、十八面体结构等。
4.根据权利要求1所述的一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法，其特征还在于所述的惯性测量单元中的加速度计和陀螺仪包含应用于惯性测量单元中的所有类型的加速度计和陀螺仪，其中，加速度计包含但不限于摆式积分陀螺加速度计、力平衡式加速度计、振弦加速度计、振梁加速度计和单晶硅微加工加速度计等；陀螺仪包含但不限于挠性陀螺、磁浮陀螺、液浮陀螺、静电陀螺、三浮陀螺、二浮陀螺、微机电陀螺、激光陀螺和光纤陀螺等。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113029140A (zh) * 2021-04-13 2021-06-25 中国人民解放军国防科技大学 一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法
CN114137627A (zh) * 2021-11-25 2022-03-04 九江中船仪表有限责任公司（四四一厂） 一种隔离重力仪双轴角运动的控制方法
CN114323064A (zh) * 2021-11-16 2022-04-12 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种冗余旋转惯导系统双轴转位机构自标定方法
CN115574817A (zh) * 2022-12-08 2023-01-06 中国人民解放军国防科技大学 一种基于三轴旋转式惯导系统的导航方法及导航系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8156806B1 (en) * 2007-12-10 2012-04-17 Milli Sensor Systems & Actuators Inertial measurement unit for spin-stabilized aerial vehicles, and method of providing guidance information using same
CN104251708A (zh) * 2013-06-27 2014-12-31 北京自动化控制设备研究所 一种新的惯导快速双位置对准方法
US20170185099A1 (en) * 2015-05-13 2017-06-29 Whirlpool Corporation Multi-function appliance knob incorporating multiple rotation modulating mechanisms
CN107202596A (zh) * 2017-05-08 2017-09-26 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 一种动态补偿的双轴imu转动及转轴控制策略
CN108871326A (zh) * 2018-07-09 2018-11-23 北京航空航天大学 一种单轴旋转调制惯性-天文深组合导航方法
CN110749338A (zh) * 2019-10-22 2020-02-04 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种惯性测量单元偏轴-旋转复合转位误差标定方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8156806B1 (en) * 2007-12-10 2012-04-17 Milli Sensor Systems & Actuators Inertial measurement unit for spin-stabilized aerial vehicles, and method of providing guidance information using same
CN104251708A (zh) * 2013-06-27 2014-12-31 北京自动化控制设备研究所 一种新的惯导快速双位置对准方法
US20170185099A1 (en) * 2015-05-13 2017-06-29 Whirlpool Corporation Multi-function appliance knob incorporating multiple rotation modulating mechanisms
CN107202596A (zh) * 2017-05-08 2017-09-26 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 一种动态补偿的双轴imu转动及转轴控制策略
CN108871326A (zh) * 2018-07-09 2018-11-23 北京航空航天大学 一种单轴旋转调制惯性-天文深组合导航方法
CN110749338A (zh) * 2019-10-22 2020-02-04 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种惯性测量单元偏轴-旋转复合转位误差标定方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
LIU ZENGJUN等: "An Improved Rotation Scheme for Dual-Axis Rotational Inertial Navigation System", 《IEEE SENSORS JOURNAL》 *
李仔冰: "双轴旋转式光纤捷联惯导系统的误差特性研究", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士)信息科技辑》 *
许昊天 等: "双轴连续旋转调制捷联惯导系统大失准角初始对准技术", 《导航与控制》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113029140A (zh) * 2021-04-13 2021-06-25 中国人民解放军国防科技大学 一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法
CN114323064A (zh) * 2021-11-16 2022-04-12 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种冗余旋转惯导系统双轴转位机构自标定方法
CN114323064B (zh) * 2021-11-16 2023-10-13 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种冗余旋转惯导系统双轴转位机构自标定方法
CN114137627A (zh) * 2021-11-25 2022-03-04 九江中船仪表有限责任公司（四四一厂） 一种隔离重力仪双轴角运动的控制方法
CN114137627B (zh) * 2021-11-25 2023-09-22 九江中船仪表有限责任公司（四四一厂） 一种隔离重力仪双轴角运动的控制方法
CN115574817A (zh) * 2022-12-08 2023-01-06 中国人民解放军国防科技大学 一种基于三轴旋转式惯导系统的导航方法及导航系统

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