一种带转位机构的捷联惯导系统标度因数实时补偿方法与流程

【技术领域】

本发明属于捷联惯性领域，涉及一种带转位机构的捷联惯导系统标度因数实时补偿方法。

背景技术：

捷联惯导系统通常使用陀螺仪作为敏感地球自转角速度的测量部件,其初始对准精度主要取决于陀螺零偏稳定性和陀螺随机游走等陀螺精度指标。二位置法和多位置法等初始对准算法,虽然可以有效消除陀螺常值零偏的影响,但对陀螺随机游走和零偏漂移等误差的抑制效果并不明显，一般来讲，采用精度为0.005(°)/h的激光陀螺可以达到100"的初始对准精度；若要进一步提高初始对准精度，需要激光陀螺的精度优于0.001(°)/h，目前国产激光陀螺可供选用的批量成熟产品的精度仅达到0.005(°)/h的水平，还不能满足研制高精度定向的要求，因此必须寻求其它的初始对准技术方案。激光陀螺速率偏频技术是通过转位机构带动激光陀螺匀速转动，相当于给激光陀螺加入了一个低频、大幅度的抖动，从而达到克服激光陀螺过锁区的目的，使激光陀螺长时间工作在锁区以外，同机械抖动方式相比过锁区的次数明显减少，从而达到减少随机游走误差，提高使用精度的目的。

激光陀螺在速率偏频工作模式下，内部腔体温度变化和锁区不稳定性等因素会使激光陀螺的标度因数相比机械抖动模式下发生变化，使得初始对准结果随着测试时间而发生单向漂移。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种带转位机构的捷联惯导系统标度因数实时补偿方法。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

一种带转位机构的捷联惯导系统标度因数实时补偿方法，包括以下步骤：

1)确定标度因数变化对初始对准精度影响的关键因素；

2)确定标度因数在初始对准过程中变化情况；

3)标度因数实时补偿。

本发明进一步的改进在于：

步骤1)确定标度因数变化对初始对准精度影响的关键因素的具体方法如下：

以obt为原点建立捷联惯导系统的三维坐标系，其中xbt、ybt和zbt分别为坐标系的三个轴，gx、gy和gz分别为激光陀螺的三个轴；

obtgx、obtgy、obtgz与obtxbt之间的夹角均为54.74°，则激光陀螺坐标系g到转位机构台面坐标系p的转换矩阵为：

从t＝0时刻开始，转位机构以恒定的角速度ω开始连续转动，则转位机构台面坐标系到载体系b的变化矩阵为：

不考虑其他误差因素的影响，t时刻三个陀螺敏感轴的输入角速率为：

其中，n系为导航坐标系，b0为t＝0时刻载体坐标系，ωie为地球自转角速度；此时l为当地纬度；

静基座下三个陀螺的理论采样值表示为：

由(3)、(4)式可知，在整圈的转动周期内，标度因数对激光陀螺的输出的影响：

速率偏频激光陀螺捷联惯导系统的天向标度因数变化，直接影响天向激光陀螺的输出，从而影响初始对准精度；

步骤2)确定标度因数在初始对准过程中变化情况的具体方法如下：

激光陀螺的标度因数表示为：

其中：k为标度因数，s为标度因数为修正项，a为陀螺腔内光束所围的面积，m为陀螺腔长，λ为光波长；

步骤3)标度因数实时补偿的具体方法如下：

引入速率偏频激光陀螺捷联惯导系统的转位机构的测角信息，采集速率偏频激光陀螺的数据，同时采集转位机构的测角信息，使转位机构的测角信息和激光陀螺的采集同步，利用转位机构的测角信息，将正向转动的陀螺脉冲累加和和反向转动的陀螺脉冲累加和相减，如(7)式所示，实时计算每次初始对准过程中激光陀螺的标度因数，然后代入到初始对准算法中进行初始对准解算：

式中：e1z为天向陀螺的标度因数，nz⁺为正向转动脉冲数，nz-为反向转动脉冲数，n为平滑后的转动圈数，t为转动时间，π为圆周率。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明引入捷联惯导系统的转位机构的测角信息，提出了一种标度因数实时补偿技术，使速率偏频激光陀螺定位定向系统在外界晃动干扰、一次通电和多次通电等实际使用情况下，标度因数变化对初始对准结果带来的误差减为最小。本发明能够在速率偏频激光陀螺捷联惯导系统冷启动或热启动，标度因数的变化趋势随着内部和外部温度及其他条件发生变化时，利用转位机构测角信息对标度因数实时估计，可以有效估计速率偏频激光陀螺捷联惯导系统的标度因数存在的缓慢变化现象，达到实时补偿的目的，从而提高初始对准精度。

【附图说明】

图1是标度因数实时补偿方法结构框图；

图2是捷联惯导系统示意图；

图3是捷联惯导系统坐标示意图；

图4是捷联惯导系统整圈正向转动累加和示意图；

图5是捷联惯导系统整圈反向转动累加和示意图；

图6是标度因数补偿后的变化示意图；

图7是标度因数补偿和不补偿初始对准结果示意图。

其中，1-imu；2-转位机构。

【具体实施方式】

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参见图1-7，本发明带转位机构的捷联惯导系统标度因数实时补偿方法，包括以下步骤：

步骤1：确定标度因数变化对初始对准精度影响的关键因素。具体算法如下：

图2为捷联惯导系统示意图，如图3所示，obtgx、obtgy、obtgz与obtxbt之间的夹角均为54.74°，则激光陀螺坐标系(g系)到转位机构2台面坐标系(p系)的转换矩阵为：

从t＝0时刻开始，转位机构以恒定的角速度ω开始连续转动，则转位机构台面坐标系到载体系(b系)的变化矩阵为：

不考虑其他误差因素的影响，t时刻三个陀螺敏感轴的输入角速率为：

其中：n系为导航坐标系，b0为t＝0时刻载体坐标系，此时l为当地纬度。

静基座下三个陀螺的理论采样值可以表示为：

由(3)、(4)式可知，在整圈的转动周期内，标度因数对激光陀螺的输出的影响：

速率偏频激光陀螺捷联惯导系统的天向标度因数变化，直接影响天向激光陀螺的输出，从而影响初始对准精度。

步骤2：确定标度因数在初始对准过程中变化情况。

激光陀螺的标度因数可以表示为：

其中：k为标度因数，s为标度因数为修正项，主要由模牵引效应和模推斥效应等因素引起，a为陀螺腔内光束所围的面积，m为陀螺腔长，λ为光波长。

激光陀螺通过由于通过高精度稳频，陀螺腔长的变化可以得到有效控制，几何标度因数项的变化很小并且与转动方向无关，所以s项是标度因数误差的主要来源。s项与激光陀螺转动角速度平方ω²成反比，与进锁区大小的平方成正比，由于激光陀螺转动角速度由转位机构控制，可以达到10^-5量级，因此进锁区大小为标度因数修正项的主要影响因数。

激光陀螺在速率偏频模式下，正向转动和反向转动的输出脉冲值随着温度和其他因数的影响，会随着通电时间发生漂移，通电一段时间后，速率偏频激光陀螺捷联惯导系统稳定，正向转动和反向转动的输出脉冲值也趋于稳定。由于在外界温度稳定的情况下，短时间内陀螺零偏变化是相对小量，而激光陀螺内部腔体温度变化和锁区不稳定性等因素会使速率偏频激光陀螺的标度因数发生变化，标度因数修正项变化大，导致刚开始转动的累加和漂移。后来激光陀螺内部腔体温度稳定，锁区也变得相对稳定，标度因数修正项变化小，从而标度因数稳定，转动累加和也趋于稳定。

步骤3：标度因数实时补偿。

由于转位机构和激光陀螺固联，转位机构转动的同时激光陀螺测量转动角速率，因此转位机构在一段时间转过的角度即激光陀螺在相同时间段内测量角速率的积分。为了对天向标定因数进行实时补偿，引入速率偏频激光陀螺捷联惯导系统的转位机构的测角信息，采集速率偏频激光陀螺的数据，同时采集转位机构的测角信息，使转位机构的测角信息和激光陀螺的采集同步，利用转位机构的测角信息，将正向转动的陀螺脉冲累加和和反向转动的陀螺脉冲累加和相减，如(7)式所示，实时计算每次初始对准过程中激光陀螺的标度因数，然后代入到初始对准算法中进行初始对准解算。

式中：e1z为天向陀螺的标度因数，nz⁺为正向转动脉冲数，nz^-为反向转动脉冲数，n为平滑后的转动圈数，t为转动时间。

实施例：

结合图4、图5、图6和图7说明本发明的实例验证，设定如下计算条件和技术参数：

1)激光陀螺的零偏稳定性为0.003(°)/h，加速度计的零偏稳定性为1×10^-4g；

2)转位机构的速率精度和速率平稳性为2×10^-5，位置精度和重复性为2"，转动速率为36(°)/s；

3)将速率偏频激光陀螺捷联惯导系统放置在平板上，控制速率转位机构以恒定的速率正向转动，同时使激光陀螺工作在速率偏频模式下，间隔固定的转动圈数，记录激光陀螺的输出脉冲累加和，为了减少由于测量带来的误差，采用多圈转动求均值的方法，得到累加和变化曲线见图4，后将速率转位机构以恒定的速率反向转动，同样记录激光陀螺的输出脉冲累加和，得到累加和变化曲线见图5。采用整圈正向转动累加和减反向转动累加和，抵消掉激光陀螺的零位。将正向转动和反转转动的累加和合转过的角度平滑到整圈上去，然后再相减，从而得到天向陀螺的标度因数。

4)通过标度因数实时补偿，得到标度一次通电情况下标度因数变化情况如图6所示，可以看出在4个小时左右的通电时间内，标度因数变化了不到6ppm。

5)相同条件下，采用标度因数实时补偿和固定标度因数，分别进行多次5min初始对准测试，结果如图7所示。采用标度因数实时补偿后，5min初始对准试验表明，初始对准精度得以明显改善。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。