王夢(mèng)楠 李書成 許晨光 張蕓蕓 崔天祥

裝配·檢測(cè)

制導(dǎo)火箭慣性組件在線校準(zhǔn)方法研究

王夢(mèng)楠1李書成2許晨光1張蕓蕓2崔天祥3

（1.西安航天三沃機(jī)電設(shè)備有限責(zé)任公司，西安 710025；2.陜西中天火箭技術(shù)股份有限公司，西安 710025；3.哈爾濱工業(yè)大學(xué)，哈爾濱 150001）

很多制導(dǎo)火箭慣性組件采用MEMS器件，針對(duì)MEMS器件貯存期間零位會(huì)產(chǎn)生漂移影響武器作戰(zhàn)性能的問題，為實(shí)現(xiàn)慣性組件零位的在線校準(zhǔn)，本文在對(duì)慣性組件校準(zhǔn)原理分析的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了一套基于工業(yè)機(jī)器人系統(tǒng)和上位機(jī)測(cè)控軟件的校準(zhǔn)系統(tǒng)，以及相應(yīng)的校準(zhǔn)方法和校準(zhǔn)流程，并進(jìn)行了誤差分析。實(shí)物測(cè)試結(jié)果表明，使用該校準(zhǔn)方法進(jìn)行校準(zhǔn)與傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法得到的結(jié)果接近，滿足校準(zhǔn)要求。該系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)慣性組件零位的在線校準(zhǔn)，避免了傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法需要拆卸的環(huán)節(jié)，能夠滿足產(chǎn)品交付后長(zhǎng)期服役期內(nèi)制導(dǎo)火箭慣性組件校準(zhǔn)的需要。

慣性組件；在線校準(zhǔn)；制導(dǎo)火箭；工業(yè)機(jī)器人

1 引言

伴隨著世界軍事的變革與高新技術(shù)的廣泛應(yīng)用，現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的作戰(zhàn)形態(tài)和作戰(zhàn)理念正在發(fā)生變化，“基于效果作戰(zhàn)”的戰(zhàn)爭(zhēng)效益觀逐漸被世界各國(guó)所接受。制導(dǎo)火箭具有體積小、重量輕、作戰(zhàn)實(shí)現(xiàn)成本低、命中精度高等優(yōu)勢(shì)，在當(dāng)今局部戰(zhàn)爭(zhēng)，尤其是反恐戰(zhàn)爭(zhēng)中廣泛應(yīng)用，年需求總量快速上升，成為近年來國(guó)內(nèi)相關(guān)科研單位的重點(diǎn)發(fā)展方向。

現(xiàn)階段制導(dǎo)火箭慣性組件（以下簡(jiǎn)稱“慣組”）大都采用MEMS器件，例如MEMS加速度計(jì)和MEMS陀螺儀。MEMS慣性器件具有體積小、功耗低和可靠性高等明顯的優(yōu)勢(shì)，但是在長(zhǎng)期儲(chǔ)存過程中存在零位漂移的問題。慣組的零位漂移會(huì)直接影響命中精度，關(guān)系作戰(zhàn)效能，因此需要定期地對(duì)慣性組件進(jìn)行校準(zhǔn)。傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法是將慣組從制導(dǎo)火箭上拆卸通過高精度轉(zhuǎn)臺(tái)進(jìn)行校準(zhǔn)。該校準(zhǔn)方法實(shí)施過程復(fù)雜，實(shí)施難度大，同時(shí)在拆卸過程中存在不可避免的安全隱患，批量維護(hù)成本高，上述問題增加了后期的維護(hù)難度，給制導(dǎo)火箭的應(yīng)用造成了一定的困難。

為解決以上問題，在對(duì)慣組在線校準(zhǔn)方法展開分析的基礎(chǔ)上，提出了一種適用于制導(dǎo)火箭慣組在線校準(zhǔn)的校準(zhǔn)方法，設(shè)計(jì)了專用的校準(zhǔn)系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠在整機(jī)條件下完成慣組的測(cè)試和校準(zhǔn)，免去慣組拆卸過程，提高校準(zhǔn)效率，降低維護(hù)成本，同時(shí)避免了傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法安全隱患等問題，使制導(dǎo)火箭的維護(hù)更為便捷。

2 慣組在線校準(zhǔn)原理

MEMS慣性組件一般包括MEMS加速度計(jì)和MEMS陀螺儀。在長(zhǎng)期儲(chǔ)存過程中存在零位漂移的問題。慣組的零位漂移會(huì)直接影響命中精度，因此需要定期地對(duì)慣組進(jìn)行校準(zhǔn)。

慣組的在線校準(zhǔn)，即在不拆卸的條件下，通過制導(dǎo)火箭電氣接口進(jìn)行供電和測(cè)試，外部設(shè)備提供簡(jiǎn)單的角位置運(yùn)動(dòng)，給慣組提供測(cè)試激勵(lì)，以此對(duì)慣組的陀螺零位和加速度計(jì)零位進(jìn)行簡(jiǎn)單標(biāo)定，使慣組零位指標(biāo)可以回歸到指標(biāo)要求范圍以內(nèi)。

2.1 空間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換

MEMS慣組的姿態(tài)均可用三個(gè)姿態(tài)角描述：為繞軸旋轉(zhuǎn)為俯仰角；為繞軸旋轉(zhuǎn)為翻滾角；為繞軸旋轉(zhuǎn)為航向角,可任意設(shè)置。則慣組姿態(tài)之間的坐標(biāo)變換如下：

設(shè)初始坐標(biāo)系為東-北-天地理坐標(biāo)系（X指東，Y指北，Z指天），其繞軸旋轉(zhuǎn)角度可得到坐標(biāo)系1，再繞軸旋轉(zhuǎn)角度得到坐標(biāo)系2，最后繞軸旋轉(zhuǎn)角度得到機(jī)體坐標(biāo)系，其變換矩陣即為MEMS慣組的空間姿態(tài)矩陣：

2.2 加速度計(jì)校準(zhǔn)原理

分析MEMS加速度計(jì)誤差的形成原因，鑒于工程應(yīng)用中二次誤差對(duì)加速度計(jì)精度影響較小，可忽略二次方有關(guān)誤差系數(shù)，則誤差模型方程為：

式中，A、A、A為MEMS加速度計(jì)的實(shí)際測(cè)量值，單位為g；a、a、a為MEMS加速度計(jì)的理論輸出值，單位為g；a0、a0、a0為MEMS加速度計(jì)的零偏，單位為g；K、K、K為MEMS加速度計(jì)的刻度因子；S1、S2、S1、S2、S1、S2為MEMS加速度計(jì)的安裝誤差系數(shù)，安裝誤差在慣組生產(chǎn)時(shí)補(bǔ)償，補(bǔ)償后安裝誤差很小，因此使用過程通常不需要再次補(bǔ)償。對(duì)于所有的靜止姿態(tài)，根據(jù)力學(xué)分解原理，MEMS加速度計(jì)的重力加速度在各軸的輸出值滿足如下關(guān)系：

當(dāng)MEMS加速度計(jì)處于靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)，在，，三軸的輸出滿足：

式中，為矩陣轉(zhuǎn)置。

將式（1）、式（2）、式（3）代入式（4），得到

在MEMS加速度計(jì)靜止?fàn)顟B(tài)下，分別測(cè)得其在六個(gè)不同姿態(tài)下的輸出值A、A、A，代入式（5）得到六個(gè)方程，利用牛頓迭代法可以解算出加速度計(jì)的零偏和標(biāo)度因子。使用該更新后的參數(shù)，就可以修正加速度計(jì)零位。

2.3 陀螺儀校準(zhǔn)原理

制導(dǎo)火箭上慣組MEMS陀螺的角速度零位指標(biāo)遠(yuǎn)大于地球自轉(zhuǎn)角速度，在靜止?fàn)顟B(tài)下陀螺的g值敏感度（小于0.02°/s/g）對(duì)零位的影響也基本可以忽略，因此在慣組靜止時(shí)MEMS陀螺輸出的角速度，即可近似為MEMS陀螺的零位偏差，可通過軟件直接予以修正。

3 校準(zhǔn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

3.1 系統(tǒng)組成

根據(jù)上節(jié)對(duì)慣組在線校準(zhǔn)原理的論述，結(jié)合高精度工業(yè)機(jī)器人位置重復(fù)性高、可靠性高的技術(shù)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一套專用的校準(zhǔn)系統(tǒng)：基于工業(yè)機(jī)器人系統(tǒng)，輔以高精度傾角傳感器，通過遠(yuǎn)程控制柜控制，實(shí)現(xiàn)整體條件下慣組的在線校準(zhǔn)。

圖1所示為校準(zhǔn)系統(tǒng)主體結(jié)構(gòu)，主要包括：測(cè)試平臺(tái)、工業(yè)機(jī)器人、夾具、傾角傳感器、遠(yuǎn)程控制柜（含上位機(jī)控制軟件）等組成部分。

圖1 校準(zhǔn)系統(tǒng)主體結(jié)構(gòu)示意圖

機(jī)器人能夠通過專用夾具夾取并固定被測(cè)產(chǎn)品，遠(yuǎn)程控制柜控制機(jī)器人抓取被測(cè)產(chǎn)品達(dá)到不同的位置和姿態(tài)。同時(shí)夾具上安裝有高精度傾角傳感器作為角度基準(zhǔn)，通過角度基準(zhǔn)與慣組輸出的比對(duì)，實(shí)現(xiàn)慣組的測(cè)試和校準(zhǔn)。

為安全保障，采用人機(jī)分離遠(yuǎn)程操控模式，分為機(jī)器人工作區(qū)域和安全測(cè)試區(qū)域，如圖2所示，即測(cè)試人員在測(cè)試平臺(tái)安裝被測(cè)產(chǎn)品，安裝完成后，撤離到安全區(qū)域，在測(cè)試間遠(yuǎn)程有線操控完成測(cè)試任務(wù)。機(jī)器人工作區(qū)域作為產(chǎn)品的測(cè)試現(xiàn)場(chǎng)，現(xiàn)場(chǎng)設(shè)備主要包括測(cè)試平臺(tái)、工業(yè)機(jī)器人、安全監(jiān)測(cè)系統(tǒng)和電源柜，現(xiàn)場(chǎng)所有線纜匯集到電源柜內(nèi)，經(jīng)橋架引入測(cè)試間遠(yuǎn)程控制柜。遠(yuǎn)程控制柜內(nèi)安裝有工控機(jī)、程控電源等設(shè)備，用于測(cè)試人員遠(yuǎn)程操控。

圖2 電氣系統(tǒng)總體布局圖

3.2 上位機(jī)軟件設(shè)計(jì)

根據(jù)校準(zhǔn)需求，上位機(jī)軟件需要具備制導(dǎo)火箭測(cè)試功能、慣組校準(zhǔn)功能以及工業(yè)機(jī)器人/傾角傳感器的遠(yuǎn)程控制功能。本文使用LabWindows/CVI編寫了上位機(jī)軟件，具有良好的可擴(kuò)展性，方便系統(tǒng)研制階段的功能開發(fā)，同時(shí)編寫了慣組校準(zhǔn)子程序，用于慣組零位參數(shù)的計(jì)算和下載。圖3所示為慣組校準(zhǔn)子程序界面，該軟件能夠?qū)崿F(xiàn)慣組測(cè)試、參數(shù)計(jì)算、參數(shù)更新等功能。

圖3 慣組校準(zhǔn)軟件

4 校準(zhǔn)誤差分析

根據(jù)前文論述，慣組在線校準(zhǔn)的原理是通過外部設(shè)備，即機(jī)器人將慣組置于幾個(gè)不同姿態(tài)保持靜止，計(jì)算出各軸的加速度零位偏差和陀螺的零位偏差，通過軟件予以修正達(dá)到在線校準(zhǔn)的目的，即慣組實(shí)際姿態(tài)角度與測(cè)量角度的偏差，那么校準(zhǔn)誤差主要是加速度計(jì)的校準(zhǔn)誤差，陀螺儀的校準(zhǔn)誤差較小。

由于慣組安裝在制導(dǎo)火箭內(nèi)部，角度信息測(cè)量通過外接傳感器得到，分析后認(rèn)為校準(zhǔn)過程中誤差主要來自兩個(gè)方面：不同姿態(tài)角度的測(cè)量誤差以及安裝誤差。此外，根據(jù)慣組加速度計(jì)的校準(zhǔn)公式，需要將重力加速度1g的分量分離，因此對(duì)不同姿態(tài)的控制精度也有要求，控制精度越低，校準(zhǔn)效果越差。

4.1 安裝誤差

根據(jù)某型號(hào)制導(dǎo)火箭的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，制導(dǎo)火箭與夾具之間采用滑軌式的安裝方式：夾具通過T型滑道和左、右夾爪實(shí)現(xiàn)對(duì)制導(dǎo)火箭滑塊的定位。因此安裝誤差來源于夾具和滑塊的定位誤差以及滑塊與慣組的定位誤差：慣組基準(zhǔn)是制導(dǎo)火箭軸線，滑塊下表面到軸線的公差帶為0.05mm，是夾具的主要定位面，兩個(gè)側(cè)面之間的距離公差帶為0.2mm，是夾具的輔助定位面，夾具自身加工誤差為0.05mm，夾具長(zhǎng)度300mm，根據(jù)上述結(jié)構(gòu)公差，可以計(jì)算出由安裝造成的慣組角度偏差不大于0.05°。

4.2 姿態(tài)控制精度

實(shí)際校準(zhǔn)時(shí)，機(jī)器人抓取制導(dǎo)火箭依次達(dá)到幾個(gè)固定的姿態(tài)用于慣組標(biāo)校，如表1所示。機(jī)器人的運(yùn)動(dòng)空間軌跡采用規(guī)劃固定軌跡實(shí)現(xiàn)，對(duì)于每個(gè)姿態(tài)規(guī)劃固定運(yùn)動(dòng)軌跡并進(jìn)行位置標(biāo)定，標(biāo)定后機(jī)器人具有極高的位置重復(fù)性，多次實(shí)際測(cè)試表明，姿態(tài)控制精度優(yōu)于0.1°。

表1 依次達(dá)到的設(shè)定姿態(tài) (°)

4.3 角度測(cè)量誤差

慣組校準(zhǔn)需要確定的姿態(tài)角度信息，包括滾轉(zhuǎn)、俯仰兩個(gè)方向。在機(jī)器人末端夾具上安裝滾轉(zhuǎn)、俯仰兩個(gè)方向傾角傳感器，選用單軸傾角傳感器，量程180°，分辨力0.001°，角度測(cè)量誤差優(yōu)于0.05°。傾角傳感器輸出采用數(shù)字信號(hào)MODBUS接口，不引入輸出傳遞誤差，機(jī)器人位置控制由機(jī)器人內(nèi)部的碼盤控制。傾角傳感器安裝在夾具上，安裝后在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)用激光跟蹤儀對(duì)傾角傳感器零位進(jìn)行標(biāo)定，保證兩軸的垂直度。由此，測(cè)試系統(tǒng)位置姿態(tài)角度測(cè)量誤差即傾角傳感器自身的測(cè)量誤差不大于0.05°。

通過上述誤差分析，綜合測(cè)試系統(tǒng)各環(huán)節(jié)累積的角度誤差不大于0.1°，由此造成的加速度計(jì)校準(zhǔn)誤差不大于0.002g，滿足實(shí)際的校準(zhǔn)需求。

5 傳感器的校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)

5.1 校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)過程

通過上位機(jī)讀取慣組和傾角傳感器輸出，慣組校準(zhǔn)子程序計(jì)算慣組零位和校準(zhǔn)參數(shù)，并將校準(zhǔn)指令下傳到慣組，達(dá)到慣組測(cè)試校準(zhǔn)的目的。具體校準(zhǔn)方法及操作過程如下：

a. 通過遠(yuǎn)程控制柜控制機(jī)器人將夾具放置在測(cè)試平臺(tái)的規(guī)定位置，隨后操作人員將被測(cè)制導(dǎo)火箭安裝至夾具內(nèi)，連接測(cè)試電纜，檢查無誤后，離開現(xiàn)場(chǎng)；

b. 通過遠(yuǎn)程控制柜控制機(jī)器人帶動(dòng)夾具，抓取被測(cè)產(chǎn)品依次達(dá)到如表1所示的六個(gè)固定位置，安裝在夾具上的傾角傳感器實(shí)時(shí)測(cè)量制導(dǎo)火箭的姿態(tài)信息；

c. 每達(dá)到一個(gè)固定姿態(tài)，通過遠(yuǎn)程控制柜讀取并記錄傾角傳感器和被測(cè)產(chǎn)品慣組的輸出，完成全部六個(gè)姿態(tài)的測(cè)試后，上位機(jī)慣組校準(zhǔn)軟件比對(duì)傾角傳感器和慣組的輸出，計(jì)算校準(zhǔn)參數(shù)并下載，完成對(duì)慣組的在線校準(zhǔn)；

d. 校準(zhǔn)完畢后，通過遠(yuǎn)程控制柜控制機(jī)器人帶動(dòng)夾具，將被測(cè)產(chǎn)品放回至測(cè)試平臺(tái)，操作人員進(jìn)入現(xiàn)場(chǎng)，將被測(cè)產(chǎn)品從夾具上拆卸，運(yùn)送至指定位置。

如圖4所示，為慣組實(shí)物校準(zhǔn)測(cè)試，圖中制導(dǎo)火箭為測(cè)試用產(chǎn)品。

圖4 慣組在線校準(zhǔn)過程

5.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖5 校準(zhǔn)軟件顯示更新后慣組內(nèi)部的參數(shù)

在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行慣組校準(zhǔn)測(cè)試，使用慣組校準(zhǔn)軟件通過表1的六個(gè)位置測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)計(jì)算，得到校準(zhǔn)參數(shù)如圖5所示。

給慣組燒寫校準(zhǔn)參數(shù)后，校準(zhǔn)參數(shù)成功寫入慣組，并存儲(chǔ)在計(jì)算計(jì)上，如6所示。

圖6 存入最新的標(biāo)定參數(shù)

校準(zhǔn)后進(jìn)行零位復(fù)測(cè)，將被測(cè)制導(dǎo)火箭水平靜止放置在水平臺(tái)上，三軸陀螺和三軸加速度計(jì)輸出平均值分別為：-0.08°/s、-0.041°/s 、0.018°/s、-0.00231g、0.00245g、0.99403g。陀螺零位小于0.1°/s，加速度計(jì)零位小于5mg。陀螺零位偏差、加速度計(jì)零位偏差均比校準(zhǔn)前減小了50%。

測(cè)試結(jié)果表明，使用該校準(zhǔn)系統(tǒng)和校準(zhǔn)方法能夠進(jìn)行慣性組件的在線校準(zhǔn)，校準(zhǔn)結(jié)果達(dá)到了技術(shù)要求。與傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法（慣組拆卸后校準(zhǔn)）的校準(zhǔn)結(jié)果對(duì)比，校準(zhǔn)參數(shù)較為接近（加速度計(jì)誤差小于3mg），證明該方法可以作為慣組免拆卸零位校準(zhǔn)的一種有效手段。

6 結(jié)束語

本文在對(duì)慣組在線校準(zhǔn)原理分析的基礎(chǔ)上，結(jié)合高精度工業(yè)機(jī)器人位置重復(fù)性高、可靠性高的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一套基于工業(yè)機(jī)器人系統(tǒng)和上位機(jī)測(cè)控軟件的校準(zhǔn)系統(tǒng)。實(shí)測(cè)結(jié)果表明，該系統(tǒng)能夠在整機(jī)條件下實(shí)現(xiàn)慣組的在線校準(zhǔn)，校準(zhǔn)結(jié)果與傳統(tǒng)轉(zhuǎn)臺(tái)校準(zhǔn)方法的校準(zhǔn)結(jié)果一致，校準(zhǔn)精度能夠滿足使用要求，可以作為慣組免拆卸零位校準(zhǔn)的一種有效手段。該方法避免了傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法需要將慣組拆卸的環(huán)節(jié)，提高了校準(zhǔn)效率和操作人員的安全性，能夠滿足制導(dǎo)火箭交付后服役期內(nèi)制導(dǎo)火箭校準(zhǔn)的需要，為制導(dǎo)火箭的廣泛應(yīng)用提供了技術(shù)支撐。

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Study on Methods of Online Calibration for IMU of Guided Rocket

Wang Mengnan1Li Shucheng2Xu Chenguang1Zhang Yunyun2Cui Tianxiang3

(1.Xi’an Sunvalor Mechanical and Electrical Equipment Co., Ltd., Xi’an 710025; 2. Shanxi Zhongtian Rocket Technology Co., Ltd., Xi’an 710025; 3.Harbin Institute of Technology, Harbin 150001)

MEMS devices are mostly used in the IMU of guided rocket, the zero position of the devices will drift during long-term storage, which will affect the operational performance of guided rocket. In order to realize the on-line calibration of the IMU on the guided rocket, a new kind of calibration system and method are designed in this paper based on industrial robot and software. The test results show that the online calibration method is consistent with the traditional calibration method, could meet the calibration requirements. The system can realize the online calibration of the IMU on the guided rocket without dismantlement, could meet the needs of calibration of the IMU on the guided rocket in the long service period.

IMU；online calibration；guided rocket；industrial robot

王夢(mèng)楠（1989），碩士，測(cè)試計(jì)量技術(shù)與儀器專業(yè)；研究方向：測(cè)試計(jì)量技術(shù)及儀器、航天航空特種測(cè)試技術(shù)。

2020-06-03