CN116858280A - 一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及惯性导航技术领域，具体涉及一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，分为以下步骤：S1:确定坐标系，定义激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差模型；S2:设计改进的16次序旋转调制方案；S3:检验对激光陀螺g敏感性误差的调制效果，判断是否有效调制了g敏感性误差；S4:设计32次序双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方案；本发明可有效调制激光陀螺双轴旋转惯导系统中陀螺和加速度计的零偏、安装误差、标度因数误差、陀螺g敏感性误差以及由上述误差引起的姿态误差、速度误差，有效抑制各误差对导航精度的影响，提升惯导系统长航时导航的精度与可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及惯性导航技术领域，具体涉及一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，适用于激光陀螺双轴旋转惯导系统的系统误差综合调制与补偿场合。
背景技术
惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)简称惯导系统。激光陀螺惯导系统的核心是由三个激光陀螺和三个加速度计组成的惯性测量单元(InertialMeasurement Unit，IMU)，惯性测量单元可以测量舰船、车辆、飞行器等运载体相对于惯性空间的运动，并通过导航计算机实时计算出载体的姿态、速度和位置信息。由于惯导系统是一种基于牛顿第二定律的航位推算系统，因此存在导航误差随着时间积累的问题。在高精度惯导系统的工程应用中，通常利用旋转调制技术对惯导系统的误差进行抑制。旋转调制技术的原理是将惯导系统中的惯性测量单元固定于转位机构上，通过转位机构的周期性旋转，将惯性测量单元的误差调制成周期变化量，且一个周期内该变化量的积分为零，从而实现对误差的有效抑制，并提高惯导系统的导航定位精度。
惯性导航系统的工程应用中广泛使用双轴十六次序旋转调制方法，但是双轴十六次序旋转调制方法的设计中仅考虑了陀螺和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差，且传统的双轴十六次序旋转调制方法对安装误差的调制效果不佳。在高精度长航时激光陀螺惯导系统的研究中，激光陀螺g敏感性误差成为研究的重点之一，这也是现有旋转调制方法中均未考虑的误差。为了满足高精度长航时惯性导航的精度需求，在设计旋转调制路径时需将激光陀螺g敏感性误差纳入考虑，综合全参数误差模型进行误差调制。
发明内容
本发明提出一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，可有效调制激光陀螺双轴旋转惯导系统中陀螺和加速度计的零偏、安装误差、标度因数误差、陀螺g敏感性误差以及由上述误差引起的姿态误差、速度误差，有效抑制各误差对导航精度的影响，提升惯导系统长航时导航的精度与可靠性。
本发明采用的技术方案为，一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，分为以下步骤：
S1:确定坐标系，定义激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差模型
选取“东-北-天”地理坐标系作为导航坐标系，简记为“n系”，导航坐标系的x轴、y轴和z轴分别指向地理东向、北向和天向；以载体重心为原点，选取载体横向轴为载体坐标系x轴，选取载体纵向轴为载体坐标系y轴，选取载体立轴为载体坐标系z轴，简记为“b系”；根据右手坐标系法则，选取IMU的三个轴为IMU坐标系，简记为“s系”；选取三轴正交安装的激光陀螺的敏感轴为陀螺坐标系，简记为“g系”。
惯导系统中激光陀螺和加速度计的输出如下：
式中，是包含误差的激光陀螺输出角速度，/>是包含误差的加速度计输出比力值，ωs是无误差的激光陀螺角速度，fs是无误差的加速度计输出比力值，上标s表示测量值为IMU坐标系下的投影；I为3×3的单位矩阵；δKg表示激光陀螺的标度因数误差，δMg表示激光陀螺的安装误差，ε表示激光陀螺的常值零偏；δKa表示加速度计的标度因数误差，δMa表示加速度计的安装误差，▽表示加速度计的常值零偏；Γ表示激光陀螺g敏感性误差；关于激光陀螺与加速度计的常值零偏、标度因数误差、安装误差的定义可参考中国发明专利“双轴旋转惯导系统的十六位置误差调制方法”(ZL201811533520.3)；
激光陀螺g敏感性误差Γ可表示为：
式中，θij(i＝x,y,z；j＝x,y,z；i≠j)表示激光陀螺g敏感性形变角，IMU坐标系与陀螺坐标系间的各形变角θxz,θxy,θyz,θzy,θzx空间关系如图1所示，图中xs、ys、zs为IMU坐标系的三个轴，xg、yg、zg为陀螺坐标系的三个轴。
激光陀螺g敏感性形变角由比力及形变系数决定：
式中，分别表示沿IMU坐标系的三个轴xs、ys、zs三个轴向的无误差的比力值，定义/>τxx,τxy,τxz,τyx,τyy,τyz,τzx,τzy,τzz表示沿激光陀螺敏感轴不同方向的形变系数，各形变系数的具体定义可参考文献(Wang L,Wu W,Li G,et al.Ringlaser gyro g-sensitive misalignment calibration in linear vibrationenvironments.[J].Sensors,2018,18(2):601.)。
将式(4)代入式(3)，可得：
S2:设计改进的16次序旋转调制方案
次序1：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω1＝[ωs 0 0]T；
次序2：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω2＝[0 0 -ωs]T；
次序3：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω3＝[ωs 0 0]T；
次序4：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω4＝[0 0 -ωs]T；
次序5：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω5＝[0 0 ωs]T；
次序6：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω6＝[-ωs 0 0]T；
次序7：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω7＝[0 0 ωs]T；
次序8：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω8＝[-ωs 0 0]T；
次序9：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω9＝[-ωs 0 0]T；
次序10：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω10＝[0 0 ωs]T；
次序11：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω11＝[-ωs 0 0]T；
次序12：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω12＝[0 0 ωs]T；
次序13：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω13＝[0 0 -ωs]T；
次序14：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω14＝[ωs 0 0]T；
次序15：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω15＝[0 0 -ωs]T，
次序16：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω16＝[ωs 0 0]T；
次序1至次序16旋转过程中，每个次序的姿态矩阵至/>分别为：
式中，t是旋转时间，
次序1至次序16旋转过程中的每个次序的无误差的加速度计输出比力值至/>分别为：
其中，ωi为次序i旋转时双轴转位机构旋转的角速度向量，ωs表示IMU绕轴旋转的角速度，g表示当地重力加速度；
次序1至次序16旋转过程中每个次序的激光陀螺g敏感性误差Γ1至Γ16分别为：
S3:检验对激光陀螺g敏感性误差的调制效果，判断是否有效调制了g敏感性误差
S3.1从次序1到次序16，激光陀螺g敏感性误差Γ在一个旋转周期内引起的姿态误差φΓ为：
式中，φΓ_i为次序i过程中由该次序激光陀螺g敏感性误差Γi引起的姿态误差，其计算公式为：
式中，T为一个次序旋转的时间，T＝180/ωs。
将至/>Γ1至Γ16、/>至/>代入式(7)，可以分别计算出每个旋转次序过程中由安装误差引起的姿态误差φΓ_i：
φΓ_1＝φΓ_3＝φΓ_14＝φΓ_16＝[0 0 -(τyx+τzx)gπ/2]T
φΓ_2＝φΓ_10＝[2gτyy 2gτxx 0]T，φΓ_4＝φΓ_12＝[2gτyy -2gτxx 0]T
φΓ_5＝φΓ_13＝[-2gτyy 2gτxx 0]T,φΓ_7＝φΓ_15＝[-2gτyy -2gτxx 0]T
φΓ_6＝φΓ_8＝φΓ_9＝φΓ_11＝[0 0 (τyx+τzx)gπ/2]T
φΓ_i中，第1行表示俯仰角姿态误差，第2行表示横滚角姿态误差，第3行表示方位角姿态误差；将φΓ_1至φΓ_16代入式(6)，计算出一个旋转周期内引起的姿态误差φΓ：
式(8)表明，经过一个16次序旋转，由激光陀螺g敏感性误差Γ引起的姿态误差φΓ可被有效调制为0。
S3.2从次序1到次序16，激光陀螺g敏感性误差在一个旋转周期内引起的姿态误差φΓ与外界加速度相耦合，产生的速度误差δvΓ为：
式中，fn为外界真实比力值在导航坐标系下的投影，静态情况下fn＝[00g]T，其中fn×表示求fn的斜对称矩阵；将φΓ_1至φΓ_16代入式(9)，可得：
利用传统十六次序旋转调制方案(Yuan B,Liao D,Han S.Error compensationof an optical gyro INS by multi-axis rotation[J].Measurement Science andTechnology,2012,23(2):025102.)进行导航时，姿态误差与外界加速度相耦合产生的速度误差δv′Γ为：
式(10)和式(11)的第1行均表示俯仰角姿态误差的积分，第2行均表示横滚角姿态误差的积分，第3行均表示方位角姿态误差的积分。对比式(10)和式(11)可知，S2改进的16次序旋转方案中，俯仰角姿态误差积分的幅值比传统旋转方法下降16τyygT，横滚角姿态误差积分的幅值比传统旋转方法下降8τxxgT，方位角姿态误差积分的幅值比传统旋转方法下降16(τyx+τzx)gπT，被调制为0。因此在外界比力相同的情况下，采用S2改进的16次序旋转方案的速度误差δvΓ也将更小，由于惯导系统定位误差是速度误差关于时间的积分，因此相对应的定位误差也将更小。
经过上述检验，通过S2改进的16次序旋转调制方案可以减小由激光陀螺g敏感性误差引起的姿态误差φΓ，以及姿态误差φΓ与外界加速度相耦合产生的速度误差。
此外，可利用参考文献(Zha F,Chang L,He H.Comprehensive errorcompensation for dual-axis rotational inertial navigation system[J].IEEESensors Journal,2020,20(7):3788-3802.)中的误差推导方法对陀螺与加表的零偏、安装误差、标度因数误差的调制效果进行同样的检验，通过检验可以证明S2改进的16次序旋转调制方案可以有效调制激光陀螺与加速度计的零偏、安装误差、标度因数误差。
S4:基于S2改进的16次序旋转调制方案，设计32次序双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方案
通过S3的分析，基于S2改进的16次序旋转调制方案，设计一种对g敏感性误差调制效果更佳的32次序旋转方案，具体旋转次序如下：
次序1至次序16与S2相同；
次序17：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω17＝[0 0 -ωs]T，次序17旋转过程中的姿态矩阵
次序18：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω18＝[ωs 0 0]T，次序18旋转过程中的姿态矩阵
次序19：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω19＝[0 0 -ωs]T，次序19旋转过程中的姿态矩阵
次序20：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω20＝[ωs 0 0]T，次序20旋转过程中的姿态矩阵
次序21：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω21＝[-ωs 0 0]T，次序21旋转过程中的姿态矩阵
次序22：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω22＝[0 0 ωs]T，次序22旋转过程中的姿态矩阵
次序23：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω23＝[-ωs 0 0]T，次序23旋转过程中的姿态矩阵
次序24：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω24＝[0 0 ωs]T，次序24旋转过程中的姿态矩阵
次序25：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω25＝[0 0 ωs]T，次序25旋转过程中的姿态矩阵
次序26：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω26＝[-ωs 0 0]T，次序26旋转过程中的姿态矩阵
次序27：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω27＝[0 0 ωs]T，次序27旋转过程中的姿态矩阵
次序28：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω28＝[-ωs 0 0]T，次序28旋转过程中的姿态矩阵
次序29：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω29＝[ωs 0 0]T，次序29旋转过程中的姿态矩阵
次序30：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω30＝[0 0 -ωs]T，次序30旋转过程中的姿态矩阵
次序31：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω31＝[ωs 0 0]T，次序31旋转过程中的姿态矩阵
次序32：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω32＝[0 0 -ωs]T，次序32旋转过程中的姿态矩阵
上述次序1至次序32为xs与zs双轴交替旋转；
利用上述32次序旋转调制方法，可实现双轴旋转惯导系统的全参数误差综合调制。
将xs轴替换为ys轴后也可以进行ys与zs双轴交替旋转，调制效果与xs与zs双轴交替旋转相同。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
1.本发明综合考虑了激光陀螺双轴旋转惯导系统的全误差模型，包括激光陀螺和加速度计的常值零偏、标度因数误差、安装误差以及激光陀螺g敏感性误差；
2.本发明可以有效调制激光陀螺和加速度计的常值零偏、标度因数误差、安装误差、激光陀螺g敏感性误差以及由上述误差引起的姿态误差、速度误差，进一步抑制各误差对导航精度的影响，使激光陀螺双轴旋转惯导系统导航精度上升，为旋转惯导系统在高精度长航时导航提供了技术基础；
3.本发明在不改变激光陀螺机械结构的情况下，有效提升了导航速度精度与定位误差，相比于在机械结构上进行优化，节约了研发成本。
附图说明
图1为激光陀螺g敏感性误差形变角示意图；
图2为本发明32次序双轴旋转方法示意图；
图3为仿真试验速度误差对比图；
图4为仿真试验定位误差对比图。
具体实施方式
为详细说明本发明公开的技术方案，下面结合具体实施例做进一步的阐述，此处描述的具体实施例仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
本发明的可行性和有效性通过双轴旋转惯导仿真系统进行验证，导航仿真将本发明与广泛使用的传统十六次序双轴旋转方案进行对比，仿真条件如下：仅考虑器件的非随机误差，激光陀螺和加速度计添加的误差如表1所示；初始经度、纬度、高度分别为112.9201°，28.2209°，50m；初始东北天速度均为0m/s。仿真时长48小时，仿真结果如图3和图4所示。图4为48小时仿真试验的速度误差对比图，δVE为东向速度误差，δVN为北向速度误差，从图中可以看出，本发明32次序方案的东向速度误差与北向速度误差始终小于传统16次序方案；图4为48小时仿真试验的定位误差对比图，δL为纬度误差，δλ为经度误差，从图中可以看出，本发明32次序方案的纬度误差与经度误差始终小于传统16次序方案。
因此，本发明的优势在于，可以有效调制激光陀螺惯导系统的常值零偏、标度因数误差、安装误差以及激光陀螺g敏感性误差。相对于传统旋转调制方案，本发明的安装误差调制效果更好，并首次将激光陀螺g敏感性误差纳入旋转方案的设计，并将其成功调制，将激光陀螺g敏感性误差对导航精度影响最大程度降低，如表1所示：
表1误差仿真设定值
Claims (2)
1.一种激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，其特征在于，该方法分为以下步骤：
S1:确定坐标系，定义激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差模型
选取“东-北-天”地理坐标系作为导航坐标系，简记为“n系”，导航坐标系的x轴、y轴和z轴分别指向地理东向、北向和天向；以载体重心为原点，选取载体横向轴为载体坐标系x轴，选取载体纵向轴为载体坐标系y轴，选取载体立轴为载体坐标系z轴，简记为“b系”；根据右手坐标系法则，选取IMU的三个轴为IMU坐标系，简记为“s系”；选取三轴正交安装的激光陀螺的敏感轴为陀螺坐标系，简记为“g系”；
惯导系统中激光陀螺和加速度计的输出如下：
式中，是包含误差的激光陀螺输出角速度，/>是包含误差的加速度计输出比力值，ωs是无误差的激光陀螺角速度，fs是无误差的加速度计输出比力值，上标s表示测量值为IMU坐标系下的投影；I为3×3的单位矩阵；δKg表示激光陀螺的标度因数误差，δMg表示激光陀螺的安装误差，ε表示激光陀螺的常值零偏；δKa表示加速度计的标度因数误差，δMa表示加速度计的安装误差，▽表示加速度计的常值零偏；Γ表示激光陀螺g敏感性误差；
激光陀螺g敏感性误差Γ可表示为：
式中，θij(i＝x,y,z；j＝x,y,z；i≠j)表示激光陀螺g敏感性形变角；
激光陀螺g敏感性形变角由比力及形变系数决定：
式中，分别表示沿IMU坐标系的三个轴xs、ys、zs三个轴向的无误差的比力值，定义/>τxx,τxy,τxz,τyx,τyy,τyz,τzx,τzy,τzz表示沿激光陀螺敏感轴不同方向的形变系数；
将式(4)代入式(3)，可得：
S2:设计改进的16次序旋转调制方案
次序1：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω1＝[ωs 0 0]T；
次序2：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω2＝[0 0 -ωs]T；
次序3：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω3＝[ωs 0 0]T；
次序4：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω4＝[0 0 -ωs]T；
次序5：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω5＝[0 0 ωs]T；
次序6：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω6＝[-ωs 0 0]T；
次序7：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω7＝[0 0 ωs]T；
次序8：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω8＝[-ωs 0 0]T；
次序9：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω9＝[-ωs 0 0]T；
次序10：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω10＝[0 0 ωs]T；
次序11：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω11＝[-ωs 0 0]T；
次序12：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω12＝[0 0 ωs]T；
次序13：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω13＝[0 0 -ωs]T；
次序14：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω14＝[ωs 0 0]T；
次序15：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω15＝[0 0 -ωs]T，
次序16：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω16＝[ωs 0 0]T；
次序1至次序16旋转过程中，每个次序的姿态矩阵至/>分别为：
式中，t是旋转时间，
次序1至次序16旋转过程中的每个次序的无误差的加速度计输出比力值至/>分别为：
其中，ωi为次序i旋转时双轴转位机构旋转的角速度向量，ωs表示IMU绕轴旋转的角速度，g表示当地重力加速度；
次序1至次序16旋转过程中每个次序的激光陀螺g敏感性误差Γ1至Γ16分别为：
S3:检验对激光陀螺g敏感性误差的调制效果，判断是否有效调制了g敏感性误差
S3.1从次序1到次序16，激光陀螺g敏感性误差Γ在一个旋转周期内引起的姿态误差φΓ为：
式中，φΓ_i为次序i过程中由该次序激光陀螺g敏感性误差Γi引起的姿态误差，其计算公式为：
式中，T为一个次序旋转的时间，T＝180/ωs；
将至/>Γ1至Γ16、/>至/>代入式(7)，可以分别计算出每个旋转次序过程中由安装误差引起的姿态误差φΓ_i：
φΓ_1＝φΓ_3＝φΓ_14＝φΓ_16＝[0 0 -(τyx+τzx)gπ/2]T
φΓ_2＝φΓ_10＝[2gτyy 2gτxx 0]T,φΓ_4＝φΓ_12＝[2gτyy -2gτxx 0]T
φΓ_5＝φΓ_13＝[-2gτyy 2gτxx 0]T,φΓ_7＝φΓ_15＝[-2gτyy -2gτxx 0]T
φΓ_6＝φΓ_8＝φΓ_9＝φΓ_11＝[0 0 (τyx+τzx)gπ/2]T
φΓ_i中，第1行表示俯仰角姿态误差，第2行表示横滚角姿态误差，第3行表示方位角姿态误差；将φΓ_1至φΓ_16代入式(6)，计算出一个旋转周期内引起的姿态误差φΓ：
式(8)表明，经过一个16次序旋转，由激光陀螺g敏感性误差Γ引起的姿态误差φΓ可被有效调制为0；
S3.2从次序1到次序16，激光陀螺g敏感性误差在一个旋转周期内引起的姿态误差φΓ与外界加速度相耦合，产生的速度误差δvΓ为：
式中，fn为外界真实比力值在导航坐标系下的投影，静态情况下fn＝[0 0 g]T，其中fn×表示求fn的斜对称矩阵；将φΓ_1至φΓ_16代入式(9)，可得：
利用传统十六次序旋转调制方案进行导航时，姿态误差与外界加速度相耦合产生的速度误差δv′Γ为：
式(10)和式(11)的第1行均表示俯仰角姿态误差的积分，第2行均表示横滚角姿态误差的积分，第3行均表示方位角姿态误差的积分；对比式(10)和式(11)可知，S2改进的16次序旋转方案中，俯仰角姿态误差积分的幅值比传统旋转方法下降16τyygT，横滚角姿态误差积分的幅值比传统旋转方法下降8τxxgT，方位角姿态误差积分的幅值比传统旋转方法下降16(τyx+τzx)gπT，被调制为0；因此在外界比力相同的情况下，采用S2改进的16次序旋转方案的速度误差δvΓ也将更小，由于惯导系统定位误差是速度误差关于时间的积分，因此相对应的定位误差也将更小；
经过上述检验，通过S2改进的16次序旋转调制方案可以减小由激光陀螺g敏感性误差引起的姿态误差φΓ，以及姿态误差φΓ与外界加速度相耦合产生的速度误差；
此外，S2改进的16次序旋转调制方案可以有效调制激光陀螺与加速度计的零偏、安装误差、标度因数误差；
S4:基于S2改进的16次序旋转调制方案，设计32次序双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方案
通过S3的分析，基于S2改进的16次序旋转调制方案，设计一种对g敏感性误差调制效果更佳的32次序旋转方案，具体旋转次序如下：
次序1至次序16与S2相同；
次序17：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω17＝[0 0 -ωs]T，次序17旋转过程中的姿态矩阵
次序18：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω18＝[ωs 0 0]T，次序18旋转过程中的姿态矩阵
次序19：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω19＝[0 0 -ωs]T，次序19旋转过程中的姿态矩阵
次序20：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω20＝[ωs 0 0]T，次序20旋转过程中的姿态矩阵
次序21：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω21＝[-ωs 0 0]T，次序21旋转过程中的姿态矩阵
次序22：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω22＝[0 0 ωs]T，次序22旋转过程中的姿态矩阵
次序23：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω23＝[-ωs 0 0]T，次序23旋转过程中的姿态矩阵
次序24：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω24＝[0 0 ωs]T，次序24旋转过程中的姿态矩阵
次序25：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω25＝[0 0 ωs]T，次序25旋转过程中的姿态矩阵
次序26：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω26＝[-ωs 0 0]T，次序26旋转过程中的姿态矩阵
次序27：IMU绕zs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω27＝[0 0 ωs]T，次序27旋转过程中的姿态矩阵
次序28：IMU绕xs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω28＝[-ωs 0 0]T，次序28旋转过程中的姿态矩阵
次序29：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω29＝[ωs 0 0]T，次序29旋转过程中的姿态矩阵
次序30：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω30＝[0 0 -ωs]T，次序30旋转过程中的姿态矩阵
次序31：IMU绕xs轴旋转+180度，转位机构的旋转角速度ω31＝[ωs 0 0]T，次序31旋转过程中的姿态矩阵
次序32：IMU绕zs轴旋转-180度，转位机构的旋转角速度ω32＝[0 0 -ωs]T，次序32旋转过程中的姿态矩阵
上述次序1至次序32为xs与zs双轴交替旋转；
利用上述32次序旋转调制方法，可实现双轴旋转惯导系统的全参数误差综合调制。
2.一种根据权利要求1所述激光陀螺双轴旋转惯导系统全参数误差综合调制方法，其特征在于：将xs轴替换为ys轴后也可以进行ys与zs双轴交替旋转，调制效果与xs与zs双轴交替旋转相同。
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102788598A (zh) * | 2012-08-16 | 2012-11-21 | 辽宁工程技术大学 | 基于三轴旋转的光纤捷联惯导系统误差抑制方法 |
| CN108981751A (zh) * | 2018-08-16 | 2018-12-11 | 昆山天地睿航智能科技有限公司 | 一种双轴旋转惯导系统的八位置在线自标定方法 |
| CN109211269A (zh) * | 2018-08-16 | 2019-01-15 | 昆山天地睿航智能科技有限公司 | 一种双轴旋转惯导系统姿态角误差标定方法 |
| CN109459063A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-03-12 | 中国人民解放军海军工程大学 | 双轴旋转惯导系统的十六位置误差调制方法 |
| CN114877915A (zh) * | 2022-06-09 | 2022-08-09 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种激光陀螺惯性测量组件g敏感性误差标定装置及方法 |
| CN115143993A (zh) * | 2022-07-01 | 2022-10-04 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于三轴转台的激光陀螺惯导系统g敏感性误差标定方法 |
-
2023
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102788598A (zh) * | 2012-08-16 | 2012-11-21 | 辽宁工程技术大学 | 基于三轴旋转的光纤捷联惯导系统误差抑制方法 |
| CN108981751A (zh) * | 2018-08-16 | 2018-12-11 | 昆山天地睿航智能科技有限公司 | 一种双轴旋转惯导系统的八位置在线自标定方法 |
| CN109211269A (zh) * | 2018-08-16 | 2019-01-15 | 昆山天地睿航智能科技有限公司 | 一种双轴旋转惯导系统姿态角误差标定方法 |
| CN109459063A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-03-12 | 中国人民解放军海军工程大学 | 双轴旋转惯导系统的十六位置误差调制方法 |
| CN114877915A (zh) * | 2022-06-09 | 2022-08-09 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种激光陀螺惯性测量组件g敏感性误差标定装置及方法 |
| CN115143993A (zh) * | 2022-07-01 | 2022-10-04 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于三轴转台的激光陀螺惯导系统g敏感性误差标定方法 |
Non-Patent Citations (6)
| Title |
|---|
| YU XUDONG , WANG ZICHAO, FAN HUIYING, WEI GUO, AND WANG LIN: "Suppression of the G-sensitive drift of laser gyro in dual-axis rotational inertial navigation system", JOURNAL OF SYSTEMS ENGINEERING AND ELECTRONICS, vol. 32, no. 4, pages 822 - 830 * |
| 周金亮;: "激光陀螺双轴旋转调制惯导误差调制机理分析", 光学与光电技术, vol. 18, no. 03, pages 100 - 104 * |
| 姜睿;杨功流;陈雅洁;王晶;周潇;: "基于双轴旋转惯导的激光陀螺仪与g有关偏置自标定法", 中国惯性技术学报, vol. 25, no. 05, pages 664 - 669 * |
| 秦冲;陈家斌;韩勇强;宋春雷;王明杰;: "双轴旋转式激光捷联惯导系统的转位方案研究", 导航定位与授时, vol. 3, no. 04, pages 19 - 24 * |
| 纪志农;刘冲;蔡善军;徐海刚;周章华;: "一种改进的双轴旋转惯导系统十六位置旋转调制方案", 中国惯性技术学报, vol. 21, no. 01, pages 46 - 50 * |
| 谢元平，范会迎，王子超，罗 晖，于旭东: "双轴旋转调制捷联惯导系统旋转方案优化设计", 中国惯性技术学报, vol. 29, no. 4, pages 421 - 436 * |
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