[发明专利]一种载体姿态未知的旋转捷联惯导系统现场标定方法

权利要求书

1.一种载体姿态未知的旋转捷联惯导系统现场标定方法，其特征在于包括以下步骤：

(1)将光纤陀螺组件紧固于双轴转位机构的台面，保证陀螺仪坐标系与转位机构坐标系重合，实验开始前调整转位机构使其与载体坐标系一致；

(2)通过GPS确定载体的初始位置参数，并装订至导航计算机中；

(3)捷联惯导系统进行预热准备，采集光纤陀螺仪和石英加速度计输出的数据并对数据进行处理；

(4)利用加速度计敏感的重力加速度分量确定出载体水平姿态角；

由于载体相对导航坐标系存在固定姿态角，因此可以建立载体坐标系与导航坐标系转换矩阵

Cbn=C11C12C13C21C22C23C31C32C33]]>

=cosγcosψ-sinγsinθsinψ-cosθsinψsinγcosψ+cosγsinθsinψcosγsinψ+sinγsinθcosψcosθcosψsinγsinψ-cosγsinθcosψ-sinγcosθsinθcosγcosθ]]>

其中，γ、θ、ψ分别为载体的三个姿态角。当载体相对导航坐标系存在任意固定的角度时，利用加速度计敏感重力加速度分量确定出载体水平姿态角γ、θ，通过上式描述的载体姿态角与捷联矩阵中元素C_ij(i，j＝1，2，3)的函数关系确定出C₃₁、C₃₂、C₃₃。

(5)建立光纤陀螺仪简略误差模型；

与机械陀螺不同，光纤陀螺通过光的传输来敏感角速度的变化，不需要任何转动部件，其性能从理论上不受加速度的影响。因此，光纤陀螺的主要误差源包括陀螺仪标度因数误差、安装误差和零位误差，其误差模型为：

NgxNgyNgz=KgxKgxz-Kgxy-KgyzKgyKgyxKgzy-KgzxKgzωxωyωz+DxDyDz]]>

其中，N_gi(i＝x，y，z)为光纤陀螺组件的输出，K_gi(i＝x，y，z)为光纤陀螺标度因数，K_gij(i，j＝x，y，z且i≠j)为光纤陀螺安装误差，ω_i(i＝x，y，z)分别为载体坐标系三个坐标轴方向的角速率，D_i(i＝x，y，z)为光纤陀螺仪零位。

(6)利用双轴转位机构设计八位置转位方案；

根据三轴光纤陀螺组件静态误差数学模型，设计八位置现场标定方案，按照本发明所设计的路径编定双轴转位机构的转位程序，在工控机上设定转位机构控制程序，将转位机构相对载体坐标系分别定位在(0°，0°，0°)、(0°，0°，90°)、(0°，0°，180°)、(0°，0°，270°)、(0°，180°，0°)、(0°，180°，90°)、(0°，180°，180°)、(0°，180°，270°)八个位置，调用工控机转位机构程序实现对转位机构按如下具体转位方案进行控制：

1)输入转台角速率：C12ωN+C13ωUC22ωN+C23ωUC32ωN+C33ωU,]]>其中，ω_N＝ω_iecosL，ω_U＝ω_iesinL，ω_ie为地球自转角速率，L为当地地理纬度。工控机设定定位程序，定位(0°，0°，0°)，定位时间15分钟；

2)输入转台角速率：C22ωN+C23ωU-C12ωN-C13ωUC32ωN+C33ωU,]]>工控机设定定位程序，定位(0°，0°，90°)，定位时间15分钟；

3)输入转台角速率：C12ωN+C13ωU-C22ωN-C23ωU-C32ωN-C33ωU,]]>工控机设定定位程序，定位(0°，0°，180°)，定位时间15分钟；

4)输入转台角速率：-C22ωN-C23ωUC12ωN+C13ωUC32ωN+C33ωU,]]>工控机设定定位程序，定位(0°，0°，270°)，定位时间15分钟；

5)输入转台角速率：-C12ωN-C13ωUC22ωN+C23ωU-C32ωN-C33ωU,]]>工控机设定定位程序，定位(0°，180°，0°)，定位时间15分钟；

6)输入转台角速率：-C22ωN-C23ωU-C12ωN-C13ωU-C32ωN-C33ωU,]]>工控机设定定位程序，定位(0°，180°，90°)，定位时间15分钟；

7)输入转台角速率：C12ωN+C13ωU-C22ωN-C23ωU-C32ωN-C33ωU,]]>工控机设定定位程序，定位(0°，180°，180°)，定位时间15分钟；

8)输入转台角速率：C22ωN+C23ωUC12ωN+C13ωU-C32ωN-C33ωU,]]>工控机设定定位程序，定位(0°，180°，270°)，定位时间15分钟。

利用计算机采集三轴陀螺组件在各个位置上的输出。

(7)利用Matlab软件对计算机采集的陀螺组件在八个不同位置上的输出数据进行处理，得到陀螺组件的各项误差参数和载体的航向信息。

1)将位置1的三轴陀螺输出减位置3的三轴陀螺输出：

δNgx13=Ngx1+Ngx3=-2Kgxy(C32ωN+C33ωU)+2DxδNgy13=Ngy1+Ngy3=2Kgyx(C32ωN+C33ωU)+2DyδNgz13=Ngz1+Ngz3=2Kgz(C32ωN+C33ωU)+2Dz]]>

2)将位置5的三轴陀螺输出减位置7的三轴陀螺输出：

δNgx57=Ngx5+Ngx7=2Kgxy(C32ωN+C33ωU)+2DxδNgy57=Ngy5+Ngy7=-2Kgyx(C32ωN+C33ωU)+2DyδNgz57=Ngz5+Ngz7=-2Kgz(C32ωN+C33ωU)+2Dz]]>

3)将位置2的三轴陀螺输出减位置6的三轴陀螺输出：

δNgx26=Ngx2+Ngx6=-2Kgxz(C12ωN+C13ωU)+2DxδNgy26=Ngy2+Ngy6=-2Kgy(C12ωN+C13ωU)+2DyδNgz26=Ngz2+Ngz6=2Kgzx(C12ωN+C13ωU)+2Dz]]>

4)将位置4的三轴陀螺输出加位置8的三轴陀螺输出：

δNgx48=Ngx4+Ngx8=2Kgxz(C12ωN+C13ωU)+2DxδNgy48=Ngy4+Ngy8=2Kgy(C12ωN+C13ωU)+2DyδNgz48=Ngz4+Ngz8=-2Kgzx(C12ωN+C13ωU)+2Dz]]>

5)将位置1减位置3得到的三轴陀螺输出分别与位置5减位置7得到的三轴陀螺输出相加减：

δNgx13+δNgx57=4DxδNgy13+δNgy57=4DyδNgz13+δNgz57=4Dz]]>

δNgx13-δNgx57=-4Kgxy(C32ωN+C33ωU)δNgy13-δNgy57=4Kgyx(C32ωN+C33ωU)δNgz13-δNgz57=4Kgz(C32ωN+C33ωU)]]>

由于C₃₂ω_N+C₃₃ω_U为固定值，得到陀螺仪中的误差参数：K_gxy、K_gyx、K_gz、D_x、D_y、D_z。

6)将位置2减位置6得到的三轴陀螺输出分别与位置4减位置8得到的三轴陀螺输出相减：δNgx26-δNgx48=-4Kgxz(C12ωN+C13ωU)δNgy26-δNgy48=-4Kgy(C12ωN+C13ωU)δNgz26-δNgz48=4Kgzx(C12ωN+C13ωU)]]>

结合载体坐标系与导航坐标系转换矩阵，将上式与位置1和位置2处水平陀螺仪的输出方程建立方程组：

δNgx26-δNgx48=-4Kgxz(-cosθsinψωN+sinγcosψωU+cosγsinθsinψωU)δNgy26-δNgy48=-4Kgy(-cosθsinψωN+sinγcosψωU+cosγsinθsinψωU)δNgz26-δNgz48=4Kgzx(-cosθsinψωN+sinγcosψωU+cosγsinθsinψωU)Ngx1=Kgx(-cosθsinψωN+sinγcosψωU+cosγsinθsinψωU)-Kgxy(C32ωN+C33ωU)+Kgxz(cosθcosψωN+sinγsinψωU-cosγsinθcosψωU)+DxNgy1=-Kgyz(-cosθsinψωN+sinγcosψωU+cosγsinθsinψωU)+Kgyx(C32ωN+C33ωU)+Kgy(cosθcosψωN+sinγsinψωU-cosγsinθcosψωU)+DyNgx2=-Kgxz(-cosθsinψωN+sinγcosψωU+cosγsinθsinψωU)-Kgxy(C32ωN+C33ωU)+Kgx(cosθcosψωN+sinγsinψωU-cosγsinθcosψωU)+DxNgy2=-Kgy(-cosθsinψωN+sinγcosψωU+cosγsinθsinψωU)+Kgyx(C32ωN+C33ωU)-Kgyz(cosθcosψωN+sinγsinψωU-cosγsinθcosψωU)+Dy]]>

通过连立求解可以确定陀螺仪模型中的误差参数：K_gx、K_gy、K_gxz、K_gzx、K_gyz、ψ

通过对以上几个位置陀螺组件输出的数据进行处理，可以精确激励出陀螺组件的12个误差参数和载体航向信息，至此陀螺组件的标定工作完成。