微惯性 测量系统，由于加速度计精度较高，可以达到O.lmg以上，足以战术武器的要求，而MEMS陀螺 仪精度较低，常值漂移一般几十度以上，尽管对有效工作时间为十几秒到一百多秒的制导 武器来说，误差也是致命的，因此精度得需要高，包括两个方面:一是MEMS惯性测量系统本 身精度要高，二是初始值要准确，尤其姿态精度。
[0032] 对于载机来说，在投弹前很容易机动飞行，在现实中也需要机动飞行(尤其被对方 雷达锁定的时候），当然考虑实际的条件(载机性能和飞行员驾驶能力），载机是很容易实现 航向机动的，而载机在俯仰和滚转方向很难实现"翻跟头"和"打滚"运动，只能实现部分运 动，如机翼的摇摆运动，因此在这两个轴向上难以旋转调制。
[0033] 如图1，载机挂弹飞行，弹挂在机翼下方。
[0034] 不管将来弹是挂在机翼下方，还是内埋在机舱里，都可以对弹载惯导构造旋转运 动进行旋转调制。
[0035] 如果是内埋在机舱内，在投弹的时候，会发生滚转，可以利用此滚动过程构造单方 向旋转运动，误差调制原理和由机动构造的旋转调制是一样的。
[0036] 借助载机做航向机动，实现旋转运动，来调制制导武器惯导系统的误差，进而减小 误差，为传递对准和惯性器件误差估计及补偿提供参数。
[0037] 设惯导旋转坐标系―:巧名，载体坐标系，导航坐标系1??，惯性坐标系 :两多與，地球坐标系，以下标#+表示旋转坐标系、&表示载机坐标系，I表示导航坐标 系，I表示惯性坐标系，#表示导航坐标系。
[0038] 设初始时刻惯导坐标系（〇4片& )与载机坐标系（ )重合，然后进行如图2所 示的S机动过程，即惯导绕z轴方向以角速度，连续转动，则?时刻惯导坐标系与导航坐标 系之间的转换矩阵可表示为：
[0039] 利用机动构造旋转与直接旋转不同的是惯导坐标系巧.）与载机坐标系（ -直重合，即保持初始时刻的状态。
[0040] MEMS捷联联测量系统的姿态角误差模型为= 多+，其中，如 图1所示沿载机纵轴线为X轴，垂直载机向为z轴，按右手坐标系构造载机坐标系），i表示惯 性坐标系，《表示地球坐标系，:#为计算导航坐标系与真实导航坐标系之间的姿态误差，· 和在?分别为角速度和角速度误差，歧为捷联姿态矩阵，碌表示在导航坐标系*系内，导航 坐标系《系相对惯性坐标系丨系的转动角速度。
[0041] 在进行S机动时构造旋转调制，r系到羞系的方向余弦阵为釋，则旋转式捷联惯导 系统，姿态角误差方程变为：?巍，但cf为单位阵，所以姿态矩阵 Φ'' - C*〇
[0042] 说卜丨丨q ―鐵、..，式中的参数上标表示在对应坐标系内的分量值， 下标表示相对运动的坐标系，識::陀螺的刻度系数误差为：螺萬1，4感:為为 三个轴向的陀螺仪刻度系数误差；義:为3个陀螺仪的安装误差角:：
- 个对称矩阵，即％ ％ 鳥和終分别为陀螺仪的常值漂移和随机漂移。
[0045] 由第1-4项可知，通过S机动，构造旋转运动，会把安装误差和刻度系数误差和常值 漂移调制周期函数，经过一个周期解算为〇,即能很大程度的减小误差。
[0046] 尽管在现实中载机的航向机动不可能那么完美，必然会引入一些附加的机动，即 会引入一些误差，但对低精度惯导来说是足够能大幅度的提高系统的精度。
[0047] 在现实中弹不能一直随载机飞行，总得会投射出去的时候，在自主飞行期间就不 能调制系统的误差了，为了能够进一步降低误差，设计一种误差估计方法，为在自主飞行期 间进行误差补偿。
[0048]如图3所示的误差估计时序过程，该误差估计方法步骤包括：（1)弹和载机一起飞 行，进入导航状态；⑵载机从^时刻到％时刻进行S机动，记录％肘刻的惯导误差; (3) 在&.时刻载机进行直飞，到时刻，满足1:; 1，记录七时刻惯导误差气; (4) 在相等的时间内，近似的飞行外界环境，陀螺仪的误差导致的系统误差应该是一样的， 但在《时刻到％时刻之间，载机做了机动进行了旋转调制，误差会大幅度的降低，而直飞期 间误差会很大，利用两者之间的差值估计单位时间内由陀螺仪导致的误差为：
4)如果时间允许，重复上述过程，然后取平均。
[0049]旋转由于MEMS陀螺仪是批量生产的，具有较高的一致性，可事先通过转台标定比 对z轴陀螺仪误差特性和x，y轴陀螺仪误差特性之间的相似性，设z轴陀螺仪误差特性和x，y 轴陀螺仪误差特性的相似度为人和^，进而计算出由z轴陀螺仪的误差导致的系统误差 .. 一
,^ .表示那个相似度取那个轴向的误差计算。
[0050]最后说明的是以上实施案例仅用于说明本发明的技术方案而非限制，可以对本发 明进行修改或更换，而不脱离本技术方案的范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当 中。
【主权项】
1. 一种MEMS等效单轴旋转惯导的构造方法，其特征在于利用载体的航向机动，如飞机S 机动、舰船和车辆的航向机动等，进行旋转运动，构造惯导等效单轴旋转调制过程，减小由 陀螺仪刻度系数误差、安装误差和常值误慢变差及等导致的系统误差。2. -种MEMS等效单轴旋转惯导的构造方法，其特征在于如果弹是内埋在舱室内，在投 弹发射的时候，会发生滚转运动，可以利用此滚动过程构造等效单轴旋转运动进行误差调 制。3. -种误差估计方法，其特征在于估计步骤包括:（1)弹和载体一起运行，进入导航状态； (2)载体从$时刻到％时刻进行航向机动，记录$时刻的惯导误差辑^巧^ ; (3)在.?时刻载体 进行直线运动，到^时刻，满足V、乂 K，记录％肘刻惯导误差在相等的时间 内，近似的运动外界环境，陀螺仪的误差导致的系统误差应该是一样的，但在$时刻到时刻之 间，载体做了机动进行了旋转调制，误差会大幅度的降低，而直线运动期间误差会很大，利用两者之间的差值估计单位时间内由陀螺仪导致的误差为： ;(4)如果时间和条件允许，重复上述过程，然后取平均。4. 一种z轴误差估计方法，其特征在于由于MEMS陀螺仪是批量生产的，具有较高的一致 性，可事先通过转台标定对比z轴陀螺仪的误差特性和x，y轴陀螺仪的误差特性之间的相似 度，设z轴陀螺仪误差特性和x，y轴陀螺仪误差特性的相似度为毛和A，进而计算出由z轴 陀螺仪的误差导致的系统误差厶魏夂_(為^4：)偽紙4%)，表示那个相似度取那个 轴向的误差计算。
【专利摘要】通过MEMS惯性组件绕旋转轴做有规律的旋转来调制惯性器件的低频误差，这是一种有效提高系统精度的方法，但由于受体积、功耗、成本等诸多限制，不能增加旋转机来实现旋转调制，因此充分利用载体的机动，如飞机、舰船等载体的机动能力来实现旋转运动，进而构造等效旋单轴旋转调制来降低误差。而在实际中弹不能和载体一直运动，总得会投射出去的时候，这时候在自主飞行期间就不能调制系统的误差了，需要在自主运动期间需要误差补偿，因此设计一种通过机动和直线运动估计两者之间的误差进行估计没有旋转调制时的系统误差。由于旋转调制不能调制旋转轴向的误差，利用MEMS陀螺仪的相似度计算旋转轴向陀螺仪导致的误差。
【IPC分类】G01C21/18
【公开号】CN105674987
【申请号】CN201610084989
【发明人】杨金显, 张颖, 乔美英, 陶慧, 李冰锋, 郝海明, 徐功平, 杨闯, 蒋志涛
【申请人】河南理工大学
【公开日】2016年6月15日
【申请日】2016年2月15日