专利名称：一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法
技术领域：
本发明涉及一种调制型光纤陀螺捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法，属于惯性技术领域中减小导航信息误差的抑制方法。
背景技术：
捷联惯导系统SINS作为能够连续输出载体速度、姿态、位置信息的全自主导航系统被广泛应用于航空、航天、航海等领域。其主要是利用陀螺仪和加速度计测量载体的角运动和线运动信息，经导航解算后得到导航信息。然而，由于惯性组件输出值与测量值总是存在一定偏差，即存在惯性组件常值偏差，导致系统解算定位误差随导航时间的增长而逐渐发散，影响系统导航精度，制约了捷联惯导系统的长时间导航能力。为了提高系统定位精度，一方面可以提高惯性元件精度，但是由于受加工技术水平的限制，无限制地提高元件精度是很难实现的；另一方面就是采取捷联惯性导航系统的误差抑制技术，自动抵消惯性器件的误差对系统精度的影响。这样就可以应用现有精度的惯性元件构成较高精度的捷联惯性导航系统。旋转调制技术作为一种误差抑制技术，主要是通过旋转机构带动惯性组件按照已经设定好的旋转方案旋转，使得惯性组件常值偏差沿导航系投影呈周期振荡形式，一个旋转周期内积分结果为零，进而抵消惯性组件常值输出误差对定位误差影响，提高导航精度。虽然旋转调制能够抑制系统发散式定位误差，但又为系统解算姿态信息带来了与旋转周期有关的新振荡误差，使姿态精度降低，制约了该信息的可用性。并且旋转周期越长，该姿态误差振荡幅值越大。

《中国惯性技术学报》2009年17卷第I期由翁海娜等人撰写的《旋转式光学陀螺捷联惯导系统的旋转方案设计》，针对惯性测量组件输出误差的特性，设计单轴正反转停和双轴转位的系统旋转方案；《北京航空航天大学学报》2012年38卷第4期由杨国梁等人撰写的《基于双轴旋转的惯导系统误差自补偿技术》，提出了一种通过单元体的连续正反旋转，双单元体结构的误差自补偿方案，可以实现对所有方向上陀螺常值漂移的调制；公开号为101514899的中国发明专利在2009年8月26日公开的《基于单轴旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法》，主要针对旋转调制这一环境，设计了单轴正反转停旋转方案，该方案能够有效地抑制与水平轴惯性组件常值偏差。以上文献都是提出了能够抑制定位误差的旋转方案，但并没有分析研究旋转状态下，系统解算姿态信息的精度和姿态误差的形式，也没有给出相应的误差抑制方案。

发明内容
本发明针对旋转状态下的姿态误差的抑制，提出了一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法。本发明方法依据旋转调制下导航参数设计原则，在制定旋转方案的基础上设计导航参数，通过调整修正控制角速率值来消除系统解算姿态信息中与旋转调制有关的姿态误差，提高姿态精度，增强系统解算姿态信息的适用性。
—种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法，包括如下步骤:步骤1:旋转机构带动惯性组件旋转至惯性组件(Inertial Measurement Unit,简称MU)坐标系与载体坐标系重合的位置，有C丨=I，其中b表示载体坐标系，s表示IMU坐标系，C表示s系到b系转换矩阵，I表示单位阵；步骤2:将光纤陀螺捷联惯导系统进行充分预热后，旋转机构带动惯性组件以角速度ω进行单轴正反转停运动；惯性组件采用四个转停次序为一个旋转周期的旋转方案；步骤3:依据导航参数设计原则，根据惯性组件的旋转调制周期T设计导航参数；
具体是:首先，确定导航解算过程中固有频率Otl的取值范围.ω <ωχ.^., CO1表示惯性组
件的旋转调制周期的调制频率Q1 = 2 π /T ; ξ为光纤陀螺捷联惯导系统阻尼系数，取值范围O I ;k表示光纤陀螺捷联惯导系统解算姿态误差角受IMU常值偏差的影响降低倍数；
然后，确定根据下式确定导航参数1、K2, KE、Kn和Ku:
权利要求
1.一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法，其特征在于，包括以下步骤: 步骤1:旋转机构带动惯性组件旋转至惯性组件(MU)坐标系与载体坐标系重合的位置，有C =1，其中b表不载体坐标系，s表不IMU坐标系,C丨表不S系到b系转换矩阵，I表示单位阵； 步骤2:将光纤陀螺捷联惯导系统进行充分预热后，旋转机构带动惯性组件以角速度ω进行单轴正反转停运动，惯性组件采用四个转停次序为一个旋转周期的旋转方案； 步骤3:根据惯性组件的旋转调制周期T设计导航参数，具体是: 首先，确定导航解算过程中固有频率ω(!的取值范围:
2.根据权利要求1所述的一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法，其特征在于，步骤2中所述的惯性组件采用四个转停次序为一个旋转周期的旋转方案，具体是: 次序1，IMU从A点出发顺时针转动90°，到达位置C，停位时间I；； 次序2，IMU从C点出发顺时针转动180。，到达位置B,停位时间Tr ； 次序3，IMU从B点出发逆时针转动90°，到达位置D，停位时间I；； 次序4，IMU从D点出发逆时针转动180°，到达位置A，停位时间I；； 惯性组件的旋转调制周期
3.根据权利要求1所述的一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法，其特征在于，所述的步骤5具体为: 首先更新角速度:< =<-(C;f (ωχ)-(C:f < ,其中，i表示地心惯性系，e表示地球坐标系；C:表示s系到η系转换矩阵；〃表示矩阵转置；()(m = n, i, e, P1 = s, e, n, q=s, η)表示P1系相对m系的旋转角速度在q系投影为地球自转角速度在η系投影的更新公式为:< =[0 Qcosφ Qsin^f ; 的更新公式为
4.根据权利要求1或3所述的一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法，其特征在于，所述的步骤6具体是: 将加速度计测量比力通过转换矩阵C:转换:r=c:r;其中，fn、fs分别表示加速度计测量比力在η系和S系投影； 利用微分方程求解载体运动速度:
全文摘要
本发明提供了一种调制型捷联惯性导航系统姿态误差抑制方法，旋转机构带动惯性组件旋转至IMU坐标系与载体坐标系重合的位置，惯性组件进行单轴正反转停运动，依据旋转调制下导航参数设计原则，设计导航参数，实时采集光纤陀螺仪和石英加速度计测量载体运动的角速度和线加速度，修正控制角速率，利用IMU测量信息以及修正的控制角速率进行导航解算，得到载体姿态信息，更新载体运动速度，得到解算的速度误差，将得到的载体姿态信息和速度误差作为系统最终输出的导航信息。本发明方法消除了解算姿态信息中与旋转调制有关的振荡误差，提高了导航精度，增强了系统解算姿态信息的适用性。
文档编号G01C21/16GK103090865SQ20131000349
公开日2013年5月8日 申请日期2013年1月6日 优先权日2013年1月6日
发明者孙枫, 王秋滢, 齐昭, 高伟, 高峰 申请人:哈尔滨工程大学