CN114235005B - 一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法 - Google Patents

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CN114235005B CN202111394987.6A CN202111394987A CN114235005B CN 114235005 B CN114235005 B CN 114235005B CN 202111394987 A CN202111394987 A CN 202111394987A CN 114235005 B CN114235005 B CN 114235005B
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Abstract

一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法，针对型号进入某状态后长期加电且无法进行全参数标定的情况，涉及一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法，本方法可以获取六项对落点精度起决定性因素的诸元参数。长期加电状态为射面状态，通过惯性平台系统转动台体角度，并采集陀螺仪加矩电流原始数据。在原陀螺仪误差系数基础上，刷新六项诸元参数。该方法根据地标信息、系统参数及陀螺仪加矩电流进行计算，具有数学模型明确、方法简单、思路清晰，容易实现计算且准确的优点，可根据使用实时刷新六项诸元参数，极大提高弹体落点精度。

Description

一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法
技术领域
本发明涉及一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法，涉及型号战备某状态下，通过转动一个位置，获取影响飞行落点精度的六项关键诸元参数的陀螺仪误差系数标定的方法，本方法属于陀螺仪误差系数标定领域。
背景技术
陀螺仪在飞行器中，陀螺仪漂移是惯性导航系统的主要误差源之一，直接影响最终精度。陀螺仪本身存在漂移，在数年的长期加电过程中，陀螺仪误差系数与原始值偏差较大，以原始陀螺仪误差系数飞行，最终影响落点精度。然而，进行全流程标定试验，测试时间至少要1h，大大降低作战的机动性，贻误战机。本方法在长期加电阶段框架角位于射向角基础上，通过转动内部环架，保持某固定位置3至5分钟，通过公式可以计算获取，影响落点精度的六项陀螺仪误差系数，而这六项系数是影响落点精度的最主要的因素。该方法陀螺仪误差系数获取完全根据陀螺仪模型及加矩电流计算得到，因此结果精确；同时相对全流程自标定，本方法极大的减少标定时间，是战备状态下获取最新陀螺仪误差系数的有效办法，增大飞行任务机动性和精度的有效途径。
目前对长期加电状态下获取陀螺仪误差项的手段为自标定，通过平台转动多个位置，计算得到陀螺仪误差项系数，该方法的缺点耗时长，不适用于战备状态下及快速发射准备状态。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法，结合型号特殊的使用方式，在长期加电中加入位置转动，通过转动一个位置，结合三浮机电陀螺仪误差系数的静态误差数学模型，通过数据质量分析，将稳定的长期加电和转位状态下陀螺仪加矩量带入模型中，准确获取陀螺仪误差系数更新值。在飞行试验前将更新的陀螺仪误差系数作为诸元进行导航解算，解决了长期加电且无法进行自标定状态下，陀螺仪漂移对落点的影响，以提高飞行器的落点精度。
本发明的技术解决方案是：一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法，包括如下步骤：
步骤(1)，获取最近一次自标定的六项陀螺仪误差系数值及系统值，记六位置自标定中Y陀螺仪正置为Ⅰ位置，X陀螺仪负置为Ⅱ位置，统计自标定Ⅰ、Ⅱ位置的陀螺仪加矩电流均值I′x1、I′x2，同时赋值数据质量判据E；
步骤(2)，当弹体转向并长期保持射向位置，即弹体进入了长期加电状态，记该位置为热待机Ⅰ位置；
步骤(3)，采集一组5分钟的热待机Ⅰ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i1；
步骤(4)，计算i1方差和电流均值分别记为S1、I1(Ix1,Iy1,Iz1)；若S1>E，则继续采集热待机Ⅰ位置陀螺仪加矩电流数据；若S1≤E，则进行步骤(5)；
步骤(5)，在热待机Ⅰ位置状态下，平台绕台体轴转动270°，其余框架角度均为0，记该位置为热待机Ⅱ位置；
步骤(6)，采集一组5分钟的热待机Ⅱ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i2；
步骤(7)，计算i2的方差和电流均值分别记为S2、I2(Ix2,Iy2,Iz2)，若S2>E，则继续采集热待机Ⅱ位置陀螺仪加矩电流数据；若S2≤E，则进行步骤(8)；
步骤(8)，计算预测的陀螺仪误差系数。
进一步地，当前平台系统的陀螺的六项误差系数分别为DFx、Dxx、DFy、Dyy、DFz、Dzx，陀螺仪力矩器系数K＝[kx,ky,kz]，数据质量判据E＝[Ex,Ey,Ez]，地速we，当地纬度自标定Ⅰ和Ⅱ位置电流均值I1'＝[Ix1',Iy1',Iz]1,I2'＝[Ix2',Iy2',Iz2']。
进一步地，步骤(4)和步骤(7)中，采集陀螺仪加矩电流的均值和标准差的计算方法为：
均值为：
其中/>
标准差为
进一步地，所述步骤(8)中，陀螺仪误差系数包括：
DFx'＝DFx-kxIx1+kxI'x1+ωN(cosαp-cosαp')
Dxx'＝Dxx+(DFx-DFx')+kxIx2-kxIx2'
DFy'＝DFy-kyIy2+kyI′y2+ωNcosα′p-ωNcosαp
Dyy'＝Dyy-kyIy1+kyI'y1+(DFy-D′Fy)
D′Fz＝DFz-kzIz1+kzIz1'+kzIz2'+ωNsinαp-ωNsinα′p
D′zx＝Dzx-kzIz2+kzI'z2+(DFz-D′Fz)+ωNsinαp-ωNsinα′p
其中，ki(i＝x,y,z)为i陀螺力矩器系数，I′i1,I′i2，为自标定Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，Ii1,Ii2为热待机Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，DFi(i＝x,y,z)为当前的i陀螺仪常值项误差系数，D'Fi(i＝x,y,z)为i陀螺仪常值项误差初值，Dij(i,j＝x,y,z)为陀螺仪一次项误差系数，ωN为北向地速，αp′为射向指向，αp为长期加电射向方位角。
一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元系统，包括：
第一模块，获取最近一次自标定的六项陀螺仪误差系数值及系统值，记六位置自标定中Y陀螺仪正置为Ⅰ位置，X陀螺仪负置为Ⅱ位置，统计自标定Ⅰ、Ⅱ位置的陀螺仪加矩电流均值I′x1、I′x2，同时赋值数据质量判据E；
第二模块，当弹体转向并长期保持射向位置，即弹体进入了长期加电状态，记该位置为热待机Ⅰ位置；
第三模块，采集一组5分钟的热待机Ⅰ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i1；
第四模块，计算i1方差和电流均值分别记为S1、I1(Ix1,Iy1,Iz1)；若S1>E，则继续采集热待机Ⅰ位置陀螺仪加矩电流数据；若S1≤E，则进行步骤(5)；
第五模块，在热待机Ⅰ位置状态下，平台绕台体轴转动270°，其余框架角度均为0，记该位置为热待机Ⅱ位置；
第六模块，采集一组5分钟的热待机Ⅱ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i2；
第七模块，计算i2的方差和电流均值分别记为S2、I2(Ix2,Iy2,Iz2)，若S2>E，则继续采集热待机Ⅱ位置陀螺仪加矩电流数据；若S2≤E，则进行步骤(8)；
第八模块，计算预测的陀螺仪误差系数。
进一步地，当前平台系统的陀螺的六项误差系数分别为DFx、Dxx、DFy、Dyy、DFz、Dzx，陀螺仪力矩器系数K＝[kx,ky,kz]，数据质量判据E＝[Ex,Ey,Ez]，地速we，当地纬度自标定Ⅰ和Ⅱ位置电流均值I1'＝[Ix1',Iy1',Iz]1,I2'＝[Ix2',Iy2',Iz2']。
进一步地，第四模块和第七模块中，采集陀螺仪加矩电流的均值和标准差的计算方法为：
均值为：
其中/>
标准差为
进一步地，所述第八模块中，陀螺仪误差系数包括：
DFx'＝DFx-kxIx1+kxI'x1+ωN(cosαp-cosαp')
Dxx'＝Dxx+(DFx-DFx')+kxIx2-kxIx2'
DFy'＝DFy-kyIy2+kyI′y2+ωNcosα′p-ωNcosαp
Dyy'＝Dyy-kyIy1+kyI'y1+(DFy-D′Fy)
D′Fz＝DFz-kzIz1+kzIz1'+kzIz2'+ωNsinαp-ωNsinα′p
D′zx＝Dzx-kzIz2+kzI'z2+(DFz-D′Fz)+ωNsinαp-ωNsinα′p
其中，ki(i＝x,y,z)为i陀螺力矩器系数，I′i1,I′i2，为自标定Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，Ii1,Ii2为热待机Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，DFi(i＝x,y,z)为当前的i陀螺仪常值项误差系数，D'Fi(i＝x,y,z)为i陀螺仪常值项误差初值，Dij(i,j＝x,y,z)为陀螺仪一次项误差系数，ωN为北向地速，αp′为射向指向，αp为长期加电射向方位角。
一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述的计算机程序被处理器执行时实现所述一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法的步骤。
一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述的处理器执行所述的计算机程序时实现所述一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法的步骤。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明更新的陀螺仪误差系数准确，其根据陀螺仪误差系数模型，推导各变量之间的数学关系式，通过采集的原始数据精确计算获取陀螺仪误差系数的更新值。
(2)本发明在长期加电状态下仅转动一个位置，极大减少了标定的时长，标定时间最多可压缩至5分钟，满足长期加电使用状态下快速发射要求。
(3)本发明采用了数据质量判据以甄别数据质量，决策数据取舍。相对现有自标定技术在功能正常情况下，原始数据全部用于计算的方法，本发明获取的误差系数可有效抑制干扰及数据异常帧等因素，能真实反映陀螺仪的误差系数。经试验验证，其偏差范围为0.0002°/s至0.0096°/s。
(4)本发明可根据试验流程，自主设计试验流程及陀螺仪误差系数的更新频率。
(5)本发明可更新对落点精度影响因素较大的6组数据(全流程自标定可标定12组数据，其中3组数据变化极小可认为不变)，方法效率极高。
(6)本发明思路简明，算法简单，编程容易，可以在线进行计算，获取最新的诸元装订值，用于飞行试验。
附图说明
图1为本发明方法流程图；
图2为采用本发明获得的Dfx项预测与标定结果对比图；
图3为采用本发明获得的Dxx项预测与标定结果对比图；
图4为采用本发明获得的Dfy项预测与标定结果对比图；
图5为采用本发明获得的Dyy项预测与标定结果对比图；
图6为采用本发明获得的Dfz项预测与标定结果对比图；
图7为采用本发明获得的Dzx项预测与标定结果对比图；
图2至7中红色为用本发明获取的陀螺仪误差系数更新至，黑色为全流程自标定得到的陀螺仪误差系数更新值(用于验证本发明的正确性和实用性)。
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法做进一步详细的说明，具体实现方式可以包括步骤如下(如图1～7所示)：
(1)获取最近一次系统自标定的六项陀螺仪误差系数值及自标定Ⅰ、Ⅱ位置的电流均值I′1、I′2及其他平台信息，同时赋值数据质量判据E；
(2)保持长期加电状态，射向位置，记为热待机Ⅰ位置；
(3)采集1组5分钟的热待机Ⅰ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i1；
(4)计算i1的方差和电流均值分别记为S1、I1(Ix1,Iy1,Iz1)，若S1>E，则继续采集热待机Ⅰ位置陀螺仪加矩电流数据；若S1≤E，进行步骤(5)；
(5)在热待机Ⅰ位置状态下，平台绕台体轴转动270°，其余框架角度均为0，记该位置为热待机Ⅱ位置；
(6)采集1组5分钟的热待机Ⅱ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据；
(7)计算热待机Ⅱ位置陀螺仪加矩电流方差和电流均值分别记为S2、I2(Ix2,Iy2,Iz2)，若S2>E，则继续采集热待机Ⅱ位置陀螺仪加矩电流数据；若S2≤E，进行步骤(8)；
(8)将带入公式计算预测的陀螺仪误差系数。
所述步骤(1)，获取最近一次系统自标定的六项陀螺仪误差系数值及自标定Ⅰ、Ⅱ位置的电流均值I′1、I′2及其他平台信息、数据质量判据E，具体包括：陀螺的六项误差系数DFx、Dxx、DFy、Dyy、DFz、Dzx，陀螺仪力矩器系数ki＝[kx,ky,kz]，地速we，当地纬度射向指向αp′，自标定Ⅰ、Ⅱ位置电流均值I1'＝[Ix1',Iy1',Iz1]',I2'＝[Ix2',Iy2',Iz2']；赋值数据质量判据E＝[Ex,Ey,Ez]。
进一步的，记长期加电状态记为热待机Ⅰ位置，并采集5分钟陀螺仪加矩电流原始值i1；
进一步的，计算三只陀螺仪的加矩电流的均值I1＝[Ix1,Iy1,Iz1]和加矩电流的方差S1＝[Sx1,Sy,1Sz]1，均值计算公式为方差计算公式为/>将S1与E进行比较，若S1≤E，判定数据质量好，均值可用于计算。否则，舍弃改组数据，继续采5分钟。
进一步的，在热待机Ⅰ位置状态下台体轴转动270°，记为热待机Ⅱ位置。
进一步的，同样热待机Ⅱ位置稳定状态下采集5分钟陀螺仪加矩电流原始值i2。
进一步的，计算三只陀螺仪的加矩电流的均值I2＝[Ix2,Iy2,Iz2]和加矩电流的方差S2＝[Sx2,Sy2,Sz2]，均值计算公式为方差计算公式为/>将S2与E进行比较，若S2≤E，判定数据质量好，均值可用于计算。否则，舍弃改组数据，继续采5分钟。
所述步骤(8)的：利用步骤(1)中系统初值和步骤(4)和(7)的计算值，带入陀螺误差系数公式，获取六项陀螺仪误差系数的更新值，六项陀螺仪误差系数计算公式为
DFx'＝DFx-kxIx1+kxI'x1+ωN(cosαp-cosαp') (1)
Dxx'＝Dxx+(DFx-DFx')+kxIx2-kxIx2' (2)
DFy'＝DFy-kyIy2+kyI′y2+ωNcosα′p-ωNcosαp (3)
Dyy'＝Dyy-kyIy1+kyI'y1+(DFy-D′Fy) (4)
D′Fz＝DFz-kzIz1+kzIz1'+kzIz2'+ωNsinαp-ωNsinα′p (5)
D′zx＝Dzx-kzIz2+kzI'z2+(DFz-D′Fz)+ωNsinαp-ωNsinα′p (6)
ωN为北向地速，αp′为射向指向，αp为长期加电射向方位角。
实施例：
下面以实例来表述该方法的实施情况：该方法通过软件编程实现，通过试验方式进行正确性验证。软件具体实施如下：
增加一个“快速自标定”指令。
两位置标定时，进行标识判断，若为最新一次自标定后首次估计，估计结果直接赋值为最新一次自标定结果；否则重新进行估计解算。
①采集长期加电状态陀螺加矩电流数据，进行平滑处理和数据有效性判断，存贮并实时更新。
“射向装订好”状态下，开始采集陀螺加矩电流，每5分钟计算一个加矩电流均值及标准差。均值用于估计解算，标准差用于对数据质量的判定，标准差超过数据质量判据则数据舍弃不用。各值均保留5组；
②设置初始状态并采集初始数据
自标定后首次射向装订好5min后，发送及“快速自标定”指令；
接到指令后，平台Z轴转动270°，转动到位好后采集5分钟陀螺加矩电流，计算加矩电流均值及标准差；
③进行误差系数估计解算
若此时为自标定结束后首次估计，估计结果即为标定结果；
若此时数据不满足解算要求，估计结果即为上次估计结果；
若非前两种情况，重新进行估计解算。
④解算完成后，上传估算结果。
以上软件实现部分结束，下面为试验具体实施情况:
使用某平台开展了该方法验证试验。试验模拟平台在连续通电过程中，获取自标定初始结果后，进入长期加电状态，保持一段时间后进行一次快速获取陀螺仪关键误差系数的试验，并在之后进行一次常规的全流程自标定，标定结果作为评判误差的基准，为增加验证有效性，获取多次子样，试验在连续通电的情况下重复三次。
本发明的方法误差如表1所示，本方法与全流程自标定结果的对比曲线如图2-图7所示。
表1本发明的方法误差
表1中，本方法与全流程自标定结果(作为基准)的偏差反应了本发明的方法误差，试验数据表明方法误差总体优于0.004°/h，最大不超过0.01°/h。
本发明的实现原理是：首先获取最近一次标定结果数值、统计值，回读惯性平台存储的陀螺力矩器系数、地标信息等系统初值。其次，将长期加电陀螺仪加矩电流作为原始数据Ⅰ，平台台体转动一个角度并计原始数据Ⅱ。计算原始数据均值及标准差，若标准差小于数据质量判据，判定数据质量好，可用于诸元数据的计算，反之，则舍弃数据并继续采集数据至数据质量在合格范围内。最后将两个位置的陀螺仪加矩电流均值及系统初值带入公式中，获得六项诸元更新值。该方法具有拟合误差精度高、思路简单明了，编程容易实现的优点，在不影响快速发射的前提下，更新对落点精度影响明显的六项陀螺仪诸元，提高了飞行器的落点精度。
根据附图以及上述实施例数据分析可以得知：本发明可以有效地更新关于陀螺仪的六项诸元参数，本发明的物理意义明确，公式推导正确，因此本发明的获取的陀螺仪的六项诸元参数与全流程标定结果基本一致。
本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行图1所述的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤(1)，获取最近一次自标定的六项陀螺仪误差系数值及系统值，记六位置自标定中Y陀螺仪正置为Ⅰ位置，X陀螺仪负置为Ⅱ位置，统计自标定Ⅰ、Ⅱ位置的陀螺仪加矩电流均值I′x1、I′x2，同时赋值数据质量判据E；
步骤(2)，当弹体转向并长期保持射向位置，即弹体进入了长期加电状态，记该位置为热待机Ⅰ位置；
步骤(3)，采集一组5分钟的热待机Ⅰ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i1；
步骤(4)，计算i1方差和电流均值分别记为S1、I1(Ix1,Iy1,Iz1)；若S1>E，则继续采集热待机Ⅰ位置陀螺仪加矩电流数据；若S1≤E，则进行步骤(5)；
步骤(5)，在热待机Ⅰ位置状态下，平台绕台体轴转动270°，其余框架角度均为0，记该位置为热待机Ⅱ位置；
步骤(6)，采集一组5分钟的热待机Ⅱ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i2；
步骤(7)，计算i2的方差和电流均值分别记为S2、I2(Ix2,Iy2,Iz2)，若S2>E，则继续采集热待机Ⅱ位置陀螺仪加矩电流数据；若S2≤E，则进行步骤(8)；
步骤(8)，计算预测的陀螺仪误差系数；
当前平台系统的陀螺的六项误差系数分别为DFx、Dxx、DFy、Dyy、DFz、Dzx，陀螺仪力矩器系数K＝[kx,ky,kz]，数据质量判据E＝[Ex,Ey,Ez]，地速we，当地纬度自标定Ⅰ和Ⅱ位置电流均值I1'＝[Ix1',Iy1',Iz1'],I2'＝[Ix2',Iy2',Iz2']；
所述步骤(8)中，陀螺仪误差系数包括：
DFx'＝DFx-kxIx1+kxI'x1+ωN(cosαp-cosαp')
Dxx'＝Dxx+(DFx-DFx')+kxIx2-kxIx2'
DFy'＝DFy-kyIy2+kyIy′2+ωNcosα′p-ωNcosαp
Dyy'＝Dyy-kyIy1+kyI'y1+(DFy-D′Fy)
D′Fz＝DFz-kzIz1+kzIz1'+kzIz2'+ωNsinαp-ωNsinα′p
D′zx＝Dzx-kzIz2+kzI'z2+(DFz-D′Fz)+ωNsinαp-ωNsinα′p
其中，ki为i陀螺力矩器系数，I′i1,I′i2，为自标定Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，Ii1,Ii2为热待机Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，DFi为当前的i陀螺仪常值项误差系数，D'Fi为i陀螺仪常值项误差初值，Dij为陀螺仪一次项误差系数，ωN为北向地速，αp′为射向指向，αp为长期加电射向方位角，i,j＝x,y,z。
2.一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元系统，其特征在于，包括：
第一模块，获取最近一次自标定的六项陀螺仪误差系数值及系统值，记六位置自标定中Y陀螺仪正置为Ⅰ位置，X陀螺仪负置为Ⅱ位置，统计自标定Ⅰ、Ⅱ位置的陀螺仪加矩电流均值I′x1、I′x2，同时赋值数据质量判据E；
第二模块，当弹体转向并长期保持射向位置，即弹体进入了长期加电状态，记该位置为热待机Ⅰ位置；
第三模块，采集一组5分钟的热待机Ⅰ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i1；
第四模块，计算i1方差和电流均值分别记为S1、I1(Ix1,Iy1,Iz1)；若S1>E，则继续采集热待机Ⅰ位置陀螺仪加矩电流数据；若S1≤E，则进行步骤(5)；
第五模块，在热待机Ⅰ位置状态下，平台绕台体轴转动270°，其余框架角度均为0，记该位置为热待机Ⅱ位置；
第六模块，采集一组5分钟的热待机Ⅱ位置下的陀螺仪加矩电流原始数据i2；
第七模块，计算i2的方差和电流均值分别记为S2、I2(Ix2,Iy2,Iz2)，若S2>E，则继续采集热待机Ⅱ位置陀螺仪加矩电流数据；若S2≤E，则进行步骤(8)；
第八模块，计算预测的陀螺仪误差系数；
当前平台系统的陀螺的六项误差系数分别为DFx、Dxx、DFy、Dyy、DFz、Dzx，陀螺仪力矩器系数K＝[kx,ky,kz]，数据质量判据E＝[Ex,Ey,Ez]，地速we，当地纬度自标定Ⅰ和Ⅱ位置电流均值I1'＝[Ix1',Iy1',Iz1'],I2'＝[Ix2',Iy2',Iz2']；
所述第八模块中，陀螺仪误差系数包括：
DFx'＝DFx-kxIx1+kxI'x1+ωN(cosαp-cosαp')
Dxx'＝Dxx+(DFx-DFx')+kxIx2-kxIx2'
DFy'＝DFy-kyIy2+kyIy′2+ωNcosα′p-ωNcosαp
Dyy'＝Dyy-kyIy1+kyI'y1+(DFy-D′Fy)
D′Fz＝DFz-kzIz1+kzIz1'+kzIz2'+ωNsinαp-ωNsinα′p
Dz′x＝Dzx-kzIz2+kzI'z2+(DFz-DF′z)+ωNsinαp-ωNsinα′p
其中，ki为i陀螺力矩器系数，I′i1,I′i2，为自标定Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，Ii1,Ii2为热待机Ⅰ、Ⅱ位置i陀螺加矩电流均值，DFi为当前的i陀螺仪常值项误差系数，D'Fi为i陀螺仪常值项误差初值，Dij为陀螺仪一次项误差系数，ωN为北向地速，αp′为射向指向，αp为长期加电射向方位角，i,j＝x,y,z。
3.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1所述方法的步骤。
4.一种适用于长期加电下快速更新六项陀螺仪诸元设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1所述方法的步骤。
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Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3918309A (en) * 1972-03-31 1975-11-11 Bendix Corp Redundant inertial measurement system with improved failure-detection capability
CN101231178A (zh) * 2008-02-28 2008-07-30 北京航空航天大学 挠性陀螺仪最优八位置标定方法
CN101377422A (zh) * 2008-09-22 2009-03-04 北京航空航天大学 挠性陀螺仪静态漂移误差模型最优二十四位置标定方法
CN103175530A (zh) * 2013-03-04 2013-06-26 北京航空航天大学 一种航空遥感惯性稳定平台耦合力矩估计与补偿方法
CN105659824B (zh) * 2012-07-13 2014-08-27 北京航天控制仪器研究所 一种基于晃动基座的捷联惯性导航系统初始对准方法
CN104101361A (zh) * 2014-05-26 2014-10-15 北京航天控制仪器研究所 一种惯性平台角度传感器误差标定补偿方法
CN105334349A (zh) * 2014-08-12 2016-02-17 上海新跃仪表厂 一种液浮加速度计闭环测试系统及其测试方法
CN107356265A (zh) * 2017-07-10 2017-11-17 哈尔滨工业大学 一种基于陀螺飞轮力矩线圈电流的偶不平衡量辨识方法
CN108286988A (zh) * 2017-12-27 2018-07-17 北京航天控制仪器研究所 一种高精度机械陀螺仪伺服综合测试系统及方法
CN111950123A (zh) * 2020-07-08 2020-11-17 北京航天控制仪器研究所 一种陀螺仪误差系数曲线拟合预测方法及系统
CN113311803A (zh) * 2021-05-17 2021-08-27 北京航空航天大学 一种基于核主元分析的在轨航天器飞轮故障检测方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3918309A (en) * 1972-03-31 1975-11-11 Bendix Corp Redundant inertial measurement system with improved failure-detection capability
CN101231178A (zh) * 2008-02-28 2008-07-30 北京航空航天大学 挠性陀螺仪最优八位置标定方法
CN101377422A (zh) * 2008-09-22 2009-03-04 北京航空航天大学 挠性陀螺仪静态漂移误差模型最优二十四位置标定方法
CN105659824B (zh) * 2012-07-13 2014-08-27 北京航天控制仪器研究所 一种基于晃动基座的捷联惯性导航系统初始对准方法
CN103175530A (zh) * 2013-03-04 2013-06-26 北京航空航天大学 一种航空遥感惯性稳定平台耦合力矩估计与补偿方法
CN104101361A (zh) * 2014-05-26 2014-10-15 北京航天控制仪器研究所 一种惯性平台角度传感器误差标定补偿方法
CN105334349A (zh) * 2014-08-12 2016-02-17 上海新跃仪表厂 一种液浮加速度计闭环测试系统及其测试方法
CN107356265A (zh) * 2017-07-10 2017-11-17 哈尔滨工业大学 一种基于陀螺飞轮力矩线圈电流的偶不平衡量辨识方法
CN108286988A (zh) * 2017-12-27 2018-07-17 北京航天控制仪器研究所 一种高精度机械陀螺仪伺服综合测试系统及方法
CN111950123A (zh) * 2020-07-08 2020-11-17 北京航天控制仪器研究所 一种陀螺仪误差系数曲线拟合预测方法及系统
CN113311803A (zh) * 2021-05-17 2021-08-27 北京航空航天大学 一种基于核主元分析的在轨航天器飞轮故障检测方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
惯性平台测漂方案的研究;李巍;曾鸣;于志伟;;哈尔滨商业大学学报(自然科学版)(第01期);68-71, 128 *

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