王昆明,謝建,周召發(fā),趙典

(1.火箭軍工程大學(xué)兵器發(fā)射理論與技術(shù)國家重點學(xué)科實驗室,710025,西安;2.中國人民解放軍96113部隊,116105,遼寧大連)

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雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)的誤差參數(shù)標(biāo)定方法

王昆明1,謝建1,周召發(fā)1,趙典2

(1.火箭軍工程大學(xué)兵器發(fā)射理論與技術(shù)國家重點學(xué)科實驗室,710025,西安;2.中國人民解放軍96113部隊,116105,遼寧大連)

針對目前的雙軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差標(biāo)定方法參數(shù)標(biāo)定不全、速度較慢的問題,提出一種新的雙軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差參數(shù)標(biāo)定方法,以實現(xiàn)全參數(shù)、快速標(biāo)定,從而進(jìn)行誤差補(bǔ)償以有效提升慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航精度。首先通過研究雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差補(bǔ)償?shù)幕驹砗拖到y(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu),推導(dǎo)了初始時刻內(nèi)、外軸處于任意角度情況下的陀螺誤差方程;而后在對狀態(tài)方程進(jìn)行可觀測性分析的基礎(chǔ)上,設(shè)計了標(biāo)定路徑;最后通過濾波獲取標(biāo)定參數(shù)結(jié)果。該標(biāo)定方法無需外部基準(zhǔn),僅通過系統(tǒng)自身旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)即可快速實現(xiàn)對陀螺誤差全參數(shù)標(biāo)定,彌補(bǔ)了之前方法只能標(biāo)定部分參數(shù)的缺點,且有效縮短了標(biāo)定時間,仿真結(jié)果表明,相比之前方法需要幾十分鐘的標(biāo)定時間,該方法只要在6 min內(nèi)即可實現(xiàn)陀螺全參數(shù)標(biāo)定,是一種快速有效的標(biāo)定方案。

捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng);旋轉(zhuǎn)調(diào)制;系統(tǒng)級標(biāo)定;可觀測性分析;全參數(shù)

捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(strapdown inertial navigation system,SINS)是一種自主導(dǎo)航定位系統(tǒng),可以連續(xù)地提供包括姿態(tài)基準(zhǔn)在內(nèi)的全部導(dǎo)航參數(shù),具有非常好的短期精度和穩(wěn)定性,目前已被廣泛應(yīng)用于航天、航空、艦艇、導(dǎo)彈武器、地面車輛等載體上,但該系統(tǒng)的主要缺點是由于器件誤差的存在,導(dǎo)致導(dǎo)航定位誤差隨時間而不斷積累。解決這一問題的方法就是慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差標(biāo)定技術(shù)。標(biāo)定技術(shù)的目的是通過一定方法及設(shè)備來確定慣性器件的數(shù)學(xué)模型及其參數(shù),而后根據(jù)標(biāo)定結(jié)果對慣性器件誤差進(jìn)行補(bǔ)償,從而有效地提高慣性系統(tǒng)導(dǎo)航定位精度。目前通常的標(biāo)定方法是采用多軸轉(zhuǎn)臺或載體運(yùn)動來提供誤差激勵。采用多軸轉(zhuǎn)臺,則慣組只能在實驗室條件下進(jìn)行標(biāo)定;而采用載體運(yùn)動激勵,則要求載體必須以規(guī)定動作運(yùn)動,不僅過程復(fù)雜,而且往往由于載體運(yùn)動方式限制,導(dǎo)致只能標(biāo)定部分誤差[1]。

目前捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的一個重要趨勢是旋轉(zhuǎn)調(diào)制技術(shù),通過增加轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu),利用機(jī)構(gòu)的旋轉(zhuǎn),實現(xiàn)部分器件誤差的調(diào)制抵消。整體看來,慣性器件誤差引起的導(dǎo)航姿態(tài)角誤差和速度誤差被調(diào)制成周期性震蕩誤差,而不會隨著時間發(fā)散[2-4]。旋轉(zhuǎn)調(diào)制捷聯(lián)慣導(dǎo)增加了轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu),就相當(dāng)于提供了轉(zhuǎn)臺,這就使不依靠外界轉(zhuǎn)臺等條件而實現(xiàn)自主標(biāo)定成為可能。對于單軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制系統(tǒng),由于僅提供了一個旋轉(zhuǎn)自由度,無法完全激勵分離出所有誤差參數(shù),而雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)的雙軸轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)就相當(dāng)于雙軸速率轉(zhuǎn)臺,可以提供更多的姿態(tài)和角速度激勵,從而實現(xiàn)慣性器件誤差的全參數(shù)標(biāo)定。這樣一來,研究雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的自主標(biāo)定方法,對于補(bǔ)償減小慣性器件誤差、提高系統(tǒng)導(dǎo)航定位精度從而最終提升載體定位性能就具有十分重要的意義。

近年來,針對雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的標(biāo)定方法,國內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了很多研究:文獻(xiàn)[5]提出一種雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)八位置標(biāo)定方法,可實現(xiàn)姿態(tài)未知條件下的誤差標(biāo)定,但其采用地球自轉(zhuǎn)角速度來激勵陀螺安裝誤差及標(biāo)度因數(shù),導(dǎo)致標(biāo)定時間過長;文獻(xiàn)[6]采用可觀測性分析方法,對文獻(xiàn)[5]類的八位置標(biāo)定方法進(jìn)行了優(yōu)化,提升了標(biāo)定速度;文獻(xiàn)[7]提出了一種雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)工程實現(xiàn)方案,并對其系統(tǒng)誤差特性進(jìn)行了分析及仿真,提出了一種系統(tǒng)級自標(biāo)校方案,實現(xiàn)了部分誤差的估計補(bǔ)償;文獻(xiàn)[8]分析了雙軸旋轉(zhuǎn)式SINS誤差傳播特性,并利用奇異值分解法對系統(tǒng)的可觀測程度進(jìn)行了分析,據(jù)此設(shè)計了系統(tǒng)的自主標(biāo)定方案及濾波算法,但其無法標(biāo)定與陀螺z軸相關(guān)的誤差;文獻(xiàn)[9]設(shè)計了一種雙軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制系統(tǒng)多位置編排方案,可以標(biāo)定除了3個安裝誤差外的所有其余誤差,但其要求轉(zhuǎn)位步驟多,方案編排較為復(fù)雜。

針對目前方法標(biāo)定速度較慢、標(biāo)定參數(shù)不全的問題,本文在上述文獻(xiàn)基礎(chǔ)上,推導(dǎo)了初始框架為任意角度下的雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)陀螺誤差公式,并據(jù)此建立了狀態(tài)方程,通過可觀測性分析提出了一種新的系統(tǒng)級標(biāo)定方案,實現(xiàn)了全部陀螺參數(shù)的標(biāo)定,最后通過仿真驗證了方法的有效性。

1 坐標(biāo)系定義

(1)導(dǎo)航坐標(biāo)系(n系):該坐標(biāo)系隨地球的自轉(zhuǎn)和載體的運(yùn)動相對慣性系運(yùn)動,本文采用東-北-天導(dǎo)航坐標(biāo)系。

(2)載體坐標(biāo)系(b系):該坐標(biāo)系與基座固聯(lián),定義當(dāng)轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)位于轉(zhuǎn)角零位時,Oxb與外環(huán)軸重合,Ozb與內(nèi)環(huán)軸重合,Oxb指向基座的右方,Oyb與Oxb、Ozb成右手直角坐標(biāo)系。

(3)慣性器件敏感坐標(biāo)系(s系):該坐標(biāo)系的原點位于慣性敏感元件中心,當(dāng)轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)位于轉(zhuǎn)角零位時,s系與b系對應(yīng)坐標(biāo)軸重合。

(4)初始慣性器件敏感坐標(biāo)系(s0系):初始時刻的慣性器件敏感坐標(biāo)系。

2 雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)陀螺的誤差方程

雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)一般采用如圖1所示的機(jī)械結(jié)構(gòu)。

圖1 雙軸旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)圖[3]

(1)

式中:θsx、θsz分別為s系下外、內(nèi)軸旋轉(zhuǎn)角度,可通過測角機(jī)構(gòu)測出。

定義陀螺輸出角速度誤差模型為[11-12]

(2)

(3)

(4)

(5)

對于旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng),有

(6)

將式(6)代入式(2),有

(7)

(8)

由于初始時刻雙軸轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)姿態(tài)一般不在轉(zhuǎn)角零位,為不失一般性,考慮內(nèi)、外軸處于任意角度下的情況。

(1)當(dāng)慣組繞轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)內(nèi)軸旋轉(zhuǎn)時,s系到b系的轉(zhuǎn)換矩陣為

(9)

(10)

(11)

(12)

將式(12)代入式(8),可得

(13)

式中:X1=(-θgxysinθsx0+θgxzcosθsx0)cosθszωsz-(Kgysinθsx0ωsz-θgyzcosθsx0)sinθszωsz;X2=(-θgxysinθsx0+θgxzcosθsx0)sinθszωsz+(Kgysinθsx0ωsz-θgyzcosθsx0)cosθszωsz;X3=θgzysinθsx0ωsz+Kgzcosθsx0ωsz。

可見繞內(nèi)軸旋轉(zhuǎn)時,可以激勵與y、z軸陀螺相關(guān)的誤差系數(shù),而無法激勵與x軸陀螺相關(guān)的誤差系數(shù)Kgx、θgyx、θgzx。這是由于系統(tǒng)繞內(nèi)軸旋轉(zhuǎn)時,慣組x軸方向上沒有角速度輸入,因而無法對相關(guān)誤差實施激勵。文獻(xiàn)[7]相當(dāng)于設(shè)定了初始時刻θsx0=0,則式(13)退化為文獻(xiàn)[7]中式(6),導(dǎo)致與y軸陀螺相關(guān)的誤差系數(shù)Kgy、θgxy、θgzy不可觀測。故為保證參數(shù)可激勵,應(yīng)使sinθsx0值及cosθsx0值不為零或小值以避免無法標(biāo)定或誤差過大。

(2)當(dāng)慣組繞轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)外軸旋轉(zhuǎn)時,有

(14)

(15)

(16)

式中:Y1=Kgxcosθsz0ωsx+θgxysinθsz0ωsx;Y2=(-Kgycosθsx+θgzysinθsx)sinθsz0ωsx+(θgyxcosθsx+θgzxsinθsx)cosθsz0ωsx;Y3=(-Kgysinθsx-θgzycosθsx)sinθsz0ωsx+(θgyxsinθsx-θgzxcosθsx)cosθsz0ωsx。

當(dāng)系統(tǒng)繞外軸旋轉(zhuǎn)時,與z軸陀螺相關(guān)的誤差系數(shù)Kgz、θgxz、θgyz無法激勵。為保證與x軸陀螺相關(guān)的誤差系數(shù)可激勵,應(yīng)使θsz0值不為90°及270°以及二者附近的值。

可見,設(shè)定合理的初始角度情況下,慣組分別繞轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)內(nèi)、外軸旋轉(zhuǎn)時,所有的陀螺參數(shù)都可以得到耦合。

綜上,雙軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制技術(shù)引入的旋轉(zhuǎn)角速率可以有效激勵陀螺安裝誤差和標(biāo)度因數(shù)誤差,靜基座下,載體本身的角速率及零偏等對系統(tǒng)安裝誤差和標(biāo)度因數(shù)誤差的作用相對轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn)角速率的作用很小,可以忽略。設(shè)置不同的初始角度和轉(zhuǎn)位方案,可分別激勵出3個陀螺的誤差參數(shù)。

3 可觀測性分析

系統(tǒng)級標(biāo)定之前,為確保參數(shù)可標(biāo)定,首先要進(jìn)行可觀測性分析,進(jìn)而確定參數(shù)標(biāo)定路徑。接下來建立系統(tǒng)誤差狀態(tài)方程。

3.1 狀態(tài)方程

本文主要考慮陀螺誤差,對于加速度計,暫不考慮安裝誤差及標(biāo)度因數(shù)誤差,只考慮常值零偏,則加速度計輸出誤差可表示為

(17)

已知靜基座條件下捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)和速度誤差模型為

(18)

(19)

根據(jù)上述的陀螺及加速度計誤差模型,可得出捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)15階誤差狀態(tài)方程為

(20)

式中

X=[φEφNφUΔVEΔVNΔVUKgyKgz

(21)

其中φE、φN、φU為姿態(tài)誤差角φ在東、北、天方向的分量;

(22)

其中

(23)

(24)

(25)

(26)

(27)

(28)

(29)

(30)

3.2 基于分段線性定常系統(tǒng)方法的可觀測分析

可觀測性分析是進(jìn)行系統(tǒng)級標(biāo)定的必要條件之一,只有保證誤差狀態(tài)量可觀測,標(biāo)定時卡爾曼濾波器才能收斂,而且收斂的時間和精度取決于系統(tǒng)的可觀測度,可觀測度越高,標(biāo)定效果越好。此外,標(biāo)定路徑也是依據(jù)可觀測性分析設(shè)計的。下面就根據(jù)分段線性定常系統(tǒng)(piece-wise constant system,PWCS)可觀測性分析方法進(jìn)行可觀測性分析。

雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)本質(zhì)上是一個線性時變系統(tǒng),通過PWCS分析方法,將系統(tǒng)在不同時間區(qū)間內(nèi)看成是線性定常系統(tǒng),并利用提取可觀測矩陣(stripped observability matrix,SOM)對系統(tǒng)可觀性進(jìn)行分析,結(jié)果如下。

當(dāng)慣組繞轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)內(nèi)軸旋轉(zhuǎn)時,對SOM矩陣進(jìn)行可觀測性分析可知:在單一位置,勻速繞內(nèi)軸旋轉(zhuǎn)時,系統(tǒng)SOM矩陣的秩都為9,系統(tǒng)不完全可觀;第2時間段,改變轉(zhuǎn)速ωsz,則系統(tǒng)SOM矩陣的秩上升為12,仍不完全可觀,且增加時間段,繼續(xù)改變ωsz,SOM矩陣的秩保持12不變;若在上述基礎(chǔ)上改變θsx0,則系統(tǒng)SOM矩陣的秩上升為15,系統(tǒng)完全可觀?？梢?通過設(shè)置內(nèi)、外軸不同轉(zhuǎn)位方式,即可實現(xiàn)對參數(shù)的估計。

這里要注意,若θsx0改變180°,則SOM矩陣的秩降為12,這可以從分析式(3)得出:θsx0改變180°,則式(3)中與y、z軸陀螺相關(guān)的誤差系數(shù)大小不變,但符號同時改變,導(dǎo)致SOM矩陣對應(yīng)行線性相關(guān),矩陣的秩下降。為保證參數(shù)可觀,θsx0改變量應(yīng)避開180°及其附近值。采用相同分析方法,當(dāng)慣組繞轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)外軸旋轉(zhuǎn)時,也可得出相同結(jié)論。

3.3 標(biāo)定路徑分析

由上述可觀測性分析可以得出陀螺誤差標(biāo)定路徑,以內(nèi)軸為例說明如下。

首先控制內(nèi)軸旋轉(zhuǎn),即提供轉(zhuǎn)速激勵,然后反向旋轉(zhuǎn),相當(dāng)于改變轉(zhuǎn)速ωsz,而后繞外軸轉(zhuǎn)過一定角度,即改變θsx0,內(nèi)軸繼續(xù)保持正、反轉(zhuǎn),重復(fù)上述步驟直至誤差得到估計,這樣就完成了標(biāo)定路徑設(shè)計。

由于陀螺誤差方程(3)、(6)中并不包含陀螺常值漂移ε,為將其標(biāo)定出來,可利用雙軸轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu),采用二位置方法對其進(jìn)行標(biāo)定,標(biāo)定方法如下。

對式(2)所得的陀螺安裝誤差進(jìn)行補(bǔ)償后,在靜止位置有

(31)

繞內(nèi)軸旋轉(zhuǎn)時,令初始位置為位置1,內(nèi)軸轉(zhuǎn)過一定角度后停止于位置2,在位置1時,s0系到s系的姿態(tài)矩陣為

(32)

位置1的陀螺輸出角速度為

(33)

在位置2時,s0系到s系的姿態(tài)矩陣為

(34)

位置2的陀螺輸出角速度為

(35)

聯(lián)立以上4式可解出陀螺常值零漂εx、εy分別為

(36)

(37)

同理,繞外軸旋轉(zhuǎn)時,可解出陀螺常值零漂為

(38)

可見,根據(jù)式(36)～式(38),可由2個位置時的陀螺輸出角速度計算出陀螺常值零漂。由于陀螺常值漂移很小,要適量延長陀螺采樣時間,通過誤差累加以提高標(biāo)定精度。

4 系統(tǒng)級誤差標(biāo)定及仿真

4.1 標(biāo)定方法

下面將根據(jù)雙軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制慣導(dǎo)系統(tǒng)的實際情況,根據(jù)上節(jié)的標(biāo)定路徑,設(shè)計了一套外場條件下的系統(tǒng)級標(biāo)定方案,標(biāo)定過程如下:

(1)測定內(nèi)、外軸初始角度值θsz0、θsx0,若為前述特殊角度范圍,則控制轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動相應(yīng)轉(zhuǎn)軸45°以避開范圍,并以轉(zhuǎn)位后的角度作為初始角度值;

(2)進(jìn)行粗對準(zhǔn),約2 min;

(3)控制內(nèi)軸轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)進(jìn)行勻速180°正反轉(zhuǎn),同時進(jìn)行導(dǎo)航及標(biāo)定濾波計算;

(4)內(nèi)軸停轉(zhuǎn),靜止10 min,進(jìn)行陀螺零漂及加速度計零偏標(biāo)定;

(5)外軸轉(zhuǎn)位45°,轉(zhuǎn)位時只進(jìn)行導(dǎo)航計算;

(6)重復(fù)步驟3、5,直至完成相應(yīng)參數(shù)標(biāo)定;

(7)交換內(nèi)、外軸轉(zhuǎn)位方式,按照步驟3到6的順序標(biāo)定相應(yīng)參數(shù)。

4.2 仿真標(biāo)定及分析

為驗證標(biāo)定效果,采用MATLAB環(huán)境進(jìn)行仿真標(biāo)定。在仿真慣性器件信息之前,先對標(biāo)定模型參數(shù)進(jìn)行設(shè)置。地理緯度取為L=34.246°,重力加速度取為g=9.801 665 m/s2,為不失一般性,設(shè)置初始姿態(tài)角為(10°,20°,30°),內(nèi)、外軸初始角度值θsz0=120°、θsx0=30°;初始姿態(tài)對準(zhǔn)誤差取中等精度慣組靜基座對準(zhǔn)誤差(1′,1′,4′),加速度計零偏均設(shè)置為9.8×10-4m/s2,隨機(jī)噪聲均設(shè)置為9.8×10-5m/s2;陀螺零漂均設(shè)置為0.01(°)/h,隨機(jī)噪聲均設(shè)置為0.001(°)/h,安裝誤差及標(biāo)度因數(shù)誤差矩陣分別設(shè)置為

(39)

(40)

轉(zhuǎn)位方式采用上節(jié)給出的方案,轉(zhuǎn)速為1 r/min,通過仿真實驗,給出了陀螺標(biāo)誤差估計曲線,結(jié)果分別如圖2到圖7中曲線所示,對比的直線為誤差預(yù)設(shè)值。圖2、圖3為標(biāo)度因數(shù)誤差估計曲線,圖4、圖5為安裝誤差估計曲線,圖6、圖7為3個加速度計零偏估計曲線。

圖2 Kgx誤差估計曲線

所有參數(shù)具體的標(biāo)定結(jié)果如表1所示。

由標(biāo)定曲線可看出,加速度計零偏及陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差標(biāo)定效果較好,分別于100 s、200 s內(nèi)即收斂到真值附近。陀螺安裝誤差收斂速度稍慢,也在350 s左右收斂至真值附近。相對于文獻(xiàn)[7]中Kgz、θgxz、θgyz不可標(biāo)定,本文設(shè)計的方法實現(xiàn)了陀螺全部參數(shù)的標(biāo)定,相對于文獻(xiàn)[5]中采用較小的地球自轉(zhuǎn)角速度激勵,導(dǎo)致每個固定位置停頓長達(dá)15 min,標(biāo)定耗時過長,而本文方法采用轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動激勵,從而大大增強(qiáng)了激勵效果,提升了標(biāo)定速度。

(a)Kgy

(b)Kgz圖3 Kgy、Kgz誤差估計曲線

(a)θgxy (b)θgzy

(c)θgxz (d)θgyz 圖4 θgxy、θgzy、θgxz、θgyz誤差估計曲線

(a)θgyx

(b)θgzx圖5 θgyx、θgzx誤差估計曲線

圖6 y、x誤差估計曲線

(a)y、y

(b)y、z圖7 y、z誤差估計曲線

從表1可以看出,仿真值和真值相比,最大誤差在7%以內(nèi),精度較高。

表1 標(biāo)定結(jié)果

5 結(jié) 論

雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)可由內(nèi)部的雙軸轉(zhuǎn)位機(jī)構(gòu)提供不同姿態(tài),實現(xiàn)對慣性器件誤差的充分激勵,從而實現(xiàn)的自主標(biāo)定。根據(jù)這一特點,本文在分析雙軸旋轉(zhuǎn)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上,通過可觀測性分析,設(shè)計了一種新的系統(tǒng)級標(biāo)定方案,無需外部基準(zhǔn),通過系統(tǒng)自身旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)即可實現(xiàn)對陀螺全部參數(shù)的標(biāo)定,具有較強(qiáng)的工程意義。本課題組下一步的工作重點是研究如何將本文方法具體應(yīng)用到雙軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng),解決濾波參數(shù)調(diào)整、抗干擾等問題,以實現(xiàn)外場條件下的陀螺誤差快速自標(biāo)定。

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(編輯 劉楊)

A Calibration Method of Error Parameters for Dual-Axial Rotary Strapdown Inertial Navigation Systems

WANG Kunming1,XIE Jian1,ZHOU Zhaofa1,ZHAO Dian2

(1. State Key Discipline Laboratory of Armament Launch Theory and Technology, Rocket Force Engineering University, Xi’an 710025, China; 2. Unit 96113 of the PLA, Dalian, Liaoning 116105, China)

A new systematic calibration method is proposed to solve the problems that current modulate methods can only modulate parts of parameters of dual-axis rotary modulation strapdown inertial navigation systems and their speeds are slow, and to realize the fast self-calibration of all gyroscopes errors of dual-axis rotary modulation strapdown inertial navigation systems The method compensates errors to improve the accuracy of navigation systems. At first, it is based on the error compensation fundamental and mechanical structure of dual-axis rotation SINS that equations of gyroscopes errors are deduced when both the inside and outside axes are in any direction at initial time. Then, the calibration route is designed through observability analysis, and dimension error parameters are finally acquired by filter. The method can rapidly calibrate all gyroscopes errors by just using the self rotating mechanism without external standard. The method overcomes the shortages of existing methods that only calibrate part of all parameters, and cuts down calibration time effectively. Simulation results show that the method realizes the calibration of all parameters of gyroscopes errors just in 6 minutes while existing methods cost tens of minutes to calibrate, and that the method is fast and feasible.

strapdown inertial navigation system; rotary modulation; systematic calibration; observability analysis; all parameters

2016-01-19。

王昆明(1988—),男,博士生;謝建(通信作者),男,教授,博士生導(dǎo)師。

國家自然科學(xué)基金資助項目(41174162)。

時間:2016-07-21

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20160721.2214.010.html

10.7652/xjtuxb201610023

U666.1

A

0253-987X(2016)10-0153-08