一种用于双轴旋转MEMS-SINS的最优转停时间分配方法与流程

本发明涉及一种最优最优转停时间分配方法领域，尤其涉及一种用于双轴旋转mems-sins的最优转停时间分配方法。

背景技术：

微机电系统(mems)惯性器件以其体积小、成本低、功耗小、可靠稳定的优点，近年来被广泛应用于制导航空弹药、小型飞行器、机器人等领域。但现有mems惯性器件普遍存在精度低、零偏大、信噪比低等问题，所以在应用于纯惯性导航系统中时，必须进行合适的误差补偿。旋转调制属于系统补偿技术中的一种，可以有效实现惯性器件误差的自补偿旋转调制技术虽然可以将惯性器件的常值偏差在一个整周期内调制成零均值的形式，从而使器件常值误差为零。但是由于陀螺仪的标度因数误差与安装误差只能部分被调制，残留累积误差会与旋转角速度产生出相当大的姿态误差。因此在双轴旋转调制技术研究中，设计惯性器件的最优转停时间分配方案成为转位方案设计的关键技术之一。

目前，学者们正努力寻求有效的惯性器件转停时间分配方法。文献《旋转式惯导系统旋转角速度最优设计》(仪器仪表学报,2013,34(11):2526-2534)通过理论推导只给出了高精度双轴旋转式惯导系统旋转角速度的最优设计原则，系统定位误差显著减少，但并未对系统转停时间做进一步研究；文献《imu转动角速度对旋转sins的精度影响分析》(仪器仪表学报,2012,33(5):1041-1047.)重点分析了高精度单轴旋转式惯导系统在非匀速转动过程对系统导航定位精度的影响。文献《旋转惯导系统中imu转停时间分配技术研究》(压电与声光,2014,36(2):225-229)通过分析基于光纤陀螺的误差传播特性设计了适用于光纤陀螺的双轴旋转方案，并通过仿真实验给出了最优转停时间选取区间，但该方案仅停留在仿真验证阶段。目前尚未有人提出基于mems惯性器件的双轴旋转方案和转停时间分配方法。

技术实现要素：

本发明目的在于在已经提出双轴转停方案基础处上，通过给出的mems惯性器件的最优转停时间分配方法最大限度的抑制mems惯性器件偏差，进一步提高双轴旋转式mems-sins的导航定位精度。

本发明是这样实现的：

一种用于双轴旋转mems-sins的最优转停时间分配方法，：所述方法包括如下步骤：

(1)根据研究分析得出的误差抵消原则和转位机构性能指标设计转位方案；

(2)提取惯性器件的各项误差准备仿真实验；

(3)依据所设计的转位方案进行不同转停时间下的仿真实验，由仿真结果得出最优转停时间分配；

(4)在仿真结果的基础上进行试验验证，依据试验结果进一步优化转停时间分配，最大限度的提高导航定位精度。

所述步骤(1)中的转位方案，包括以下步骤：

步骤一、令mems方位轴沿ozb轴方向做单轴正反旋转运动，反转180°、反转90°、正转180°、正转90°，每个位置停留ts秒，该旋转过程方位轴的常值偏差无法被调制，因此在单轴转停运动结束后，令mems绕oyb轴正向旋转180°使方位轴朝下转至位置b；

步骤二、到达位置b后，绕-ozb轴重复步骤一中的单轴旋转过程以消除方位轴误差累积，单轴旋转结束后，再令mems绕oyb轴反向旋转180°重新回到位置a；

步骤三、步骤一和步骤二在消除方位轴累积的同时，由于mems绕oyb轴的正反旋转又造成了沿oyb轴方向的误差累积，为消除oyb轴方向的误差累积，先令mems方位轴反向旋转180°到达位置c，然后绕oyb轴反向旋转180°到位置d；

步骤四、沿-ozb轴方向再进行一组单轴旋转调制，然后绕oyb轴正转180°到位置c，mems最后绕ozb反转90°、正转180°、正转90°重新回到位置a，至此，mems经过4个单轴四位置旋转周期和4次绕oyb轴旋转180°的过程，组成了一个双轴十六位置二十次序旋转调制周期。

所述mems-sins系统在一个调制周期内对陀螺仪常值漂移、标度因数误差和安装误差的调制结果为：

其中：ωie为地球自转角速度，为当地纬度，tr和ts分别为mems的转动和停位时间和停位时间，kgi(i＝x,y,z)表示陀螺仪标度因数误差，egij(i,j＝x,y,z；i≠j)表示陀螺仪在安装时i轴相对于j轴的安装误差。

本发明的有益效果是：对mems双轴旋转式捷联惯导系统的转停时间进行最优分配，来实现对mems惯性器件偏差最大程度的抑制，进一步提高系统导航定位精度。

附图说明

图1为双轴十六位置转位方案示意图；

图2为不同停位时间系统定位误差曲线图；

图3为双轴旋转捷联惯导系统实物图；

图4为不同停位时间系统定位误差曲线图；

图5为仿真误差量图；

图6为仿真条件下系统最大定位误差图；

图7为双轴旋转捷联惯导系统技术参数图；

图8为试验条件下系统最大定位误差图。

具体实施方式

附图标记说明：s系为mems坐标系，b为载体坐标系，n系为导航坐标系。mems绕载体坐标轴逆时针转动为正，顺时针转动为负。图中ap～dp和ad～dd分别表示mems方位轴朝上和朝下绕ozb轴旋转的八个停位位置；ai～di(i＝1，2，3，4)表示绕ozb旋转的十六个旋转过程；位置a～d表示mems的初始位置。

结合附图对本发明作进一步详细描述。

本发明涉及的是一种应用在基于mems双轴旋转式捷联惯导系统的最优转停时间分配方法，针对单轴旋转mems捷联惯导系统(sins)对载体导航精度提升能力有限的问题提出了一种新的双轴十六位置转停方案，并给出mems惯性器件的最优转停时间分配方法，实现了对mems惯性器件偏差最大程度的抑制，进一步提高了双轴旋转式mems-sins的导航定位精度。

本发明目的在于在已经提出双轴转停方案基础处上，通过给出的mems惯性器件的最优转停时间分配方法最大限度的抑制mems惯性器件偏差，进一步提高双轴旋转式mems-sins的导航定位精度。

本发明提出的设计方法为：

双轴旋转方案要对mems三轴惯性器件偏差进行完全补偿必须通过控制双轴转位机构按照一定的位序进行转位来实现。通过对mems惯性器件转位过程中陀螺仪的常值漂移、标度因数误差和安装误差的抵消原则进行研究得出如下结论：

1)抵消与旋转轴垂直平面内的惯性器件常值偏差的转位方式有三种，分别为：惯性器件绕旋转轴旋转360°、等角度的相反方向旋转运动和相差180°的两个位置同向旋转相同角度；

2)等角度的相反方向旋转运动可以抵消部分惯性器件的标度因数误差；

3)等角度的相反方向旋转运动可以抵消部分惯性器件的安装误差。

基于上述结论并结合实验室自行研制的mems专用双轴转位机构性能指标，提出了一种新的双轴十六位置旋转方案，该方案可以最大限度的抑制mems惯性器件的上述三种误差，有效提高系统导航定位精度。双轴十六位置转位方案示意图如图1所示。

图1为双轴十六位置转位方案的转动过程。双轴旋转调制方案共分为四个旋转步骤，描述如下：

步骤1：令mems方位轴沿ozb轴方向做单轴正反旋转运动(反转180°、反转90°、正转180°、正转90°，每个位置停留ts秒)。该旋转过程方位轴的常值偏差无法被调制，因此在单轴转停运动结束后，令mems绕oyb轴正向旋转180°使方位轴朝下转至位置b；

步骤2：到达位置b后，绕-ozb轴重复步骤1中的单轴旋转过程以消除方位轴误差累积。单轴旋转结束后，再令mems绕oyb轴反向旋转180°重新回到位置a；

步骤3：步骤1和步骤2在消除方位轴累积的同时，由于mems绕oyb轴的正反旋转又造成了沿oyb轴方向的误差累积。为消除oyb轴方向的误差累积，先令mems方位轴反向旋转180°到达位置c，然后绕oyb轴反向旋转180°到位置d；

步骤4：沿-ozb轴方向再进行一组单轴旋转调制，然后绕oyb轴正转180°到位置c，mems最后绕ozb反转90°、正转180°、正转90°重新回到位置a。至此，mems经过4个单轴四位置旋转周期和4次绕oyb轴旋转180°的过程，组成了一个双轴十六位置二十次序旋转调制周期。

通过对所设计的双轴转位方案误差特性进行研究分析，可得到系统在一个调制周期内对陀螺仪常值漂移、标度因数误差和安装误差的调制结果为

式中：ωie为地球自转角速度，为当地纬度，tr和ts分别为mems的转动和停位时间和停位时间，kgi(i＝x,y,z)表示陀螺仪标度因数误差，egij(i,j＝x,y,z；i≠j)表示陀螺仪在安装时i轴相对于j轴的安装误差。从上式可以看出，由陀螺仪标度因数误差和安装误差引起的姿态角累积误差均与地球自转角速度、标度因数误差和安装误差组成的耦合分量、mems的转动时间tr和停位时间ts有关。理论上，mems停位时间和转动时间(转速越快)越短，引起的系统定位误差将越小。但如果mems不停位只进行快速连续旋转，过快的旋转角速度不但会激发出更严重的标度因数误差，而且还会引入较大的转位机构误差，最终影响系统导航定位精度。所以停位过程是转位方案中必须要加入的关键步骤。

由于地球自转角速度是一个客观存在的不变量，只要转位方案和当地纬度确定，那么耦合分量就不会改变。所以为进一步减小姿态角累积误差，提高导航定位精度，就需要对mems的转动时间和停位时间进行合理分配，分配方法步骤如下：

一、根据研究分析得出的误差抵消原则和转位机构性能指标设计转位方案；

二、提取惯性器件的各项误差准备仿真实验；

三、依据所设计的转位方案进行不同转停时间下的仿真实验，由仿真结果得出最优转停时间分配；

四、在仿真结果的基础上进行试验验证，依据试验结果进一步优化转停时间分配，最大限度的提高导航定位精度。

本发明进一步描述如下。

实施例一：

在所设计的双轴转位方案基础上，主要分析mems陀螺仪常值漂移、标度因数误差和安装误差在不同的转停时间下对系统导航定位精度的影响。依据仿真过程得到的载体定位误差曲线得出mems最优转停时间。仿真过程中，假设载体处于静止状态，mems坐标系与导航坐标系重合，且忽略转位机构引入的误差。载体所在经纬度分别为东经126.6829°，北纬45.7764°。mems旋转角速度分别设为10°/s、30°/s、60°/s、180°/s，停位时间分别设为0s、6s、15s、30s、60s、100s。mems陀螺仪和加速度计的误差项设定如附图5所示。

在上述设定的仿真环境下进行1小时的仿真实验。附图2是当mems旋转角速度为60°/s时所对应的6种不同停位时间下载体定位误差曲线，并将4种不同旋转角速度下的最大定位误差仿真结果汇总于附图6。

由图2和图6可知，按照所设计的双轴旋转方案进行转停，停位时间6s相比停位时间0s的最大定位误差减小约10倍，所以在双轴旋转方案中，mems连续旋转并不能有效提高系统导航定位精度，必须进行合理转停。mems旋转角速度为180°/s时的最大定位误差远大于其他旋转角速度下的最大定位误差，这是因为过快的转速会激发出更大的标度因数误差和转位机构误差导致定位误差变大。当mems的停位时间超过60s时，系统的定位误差呈现逐渐递增趋势。仿真结果表明，所设计的双轴转停方案中，mems的停位时间设为15～30s较为适宜。其中最优停位时间为15s，当mems旋转角速度为60°/s时，经过1小时的导航解算，最大定位误差为4117m。

描述本发明的试验验证实施例。为了进一步验证该仿真结果的正确性，利用实验室自行研制的基于mems的双轴旋转捷联惯导系统进行试验验证。双轴旋转捷联惯导系统主要有mems惯性器件、旋转机构(步进电机、谐波减速器、光电零位检测器、机械结构)、控制器和电机驱动器四部分组成，其实物图和主要技术参数分别如附图3和附图7所示。

双轴旋转捷联惯导系统的旋转角速度和停位时间与仿真条件中设定的相同，经过1小时的转停试验，当mems旋转角速度为60°/s时，试验得到的6种不同停位时间下载体定位误差曲线如附图4所示，并将4种不同旋转角速度下的最大定位误差试验结果汇总于附图8。

从图4、图8可知，由于转位机构安装误差、测角误差和mems惯性器件随机误差的引入，试验条件下系统最大定位误差比仿真结果大2～5倍，符合预期估计。在试验条件下系统的最大定位误差曲线走势与仿真条件下基本相符，其中，mems停位时间0s的定位误差仍远大于其他停位时间；mems旋转角速度为180°/s时的最大定位误差远仍大于其他旋转角速度下的最大定位误差；当停位时间超过60s时，系统的定位误差仍呈现逐步递增的趋势。在4种不同旋转角速度下，停位时间30s的定位误差与停位时间15s的定位误差相近，与仿真结果中的最优停位时间为15s的结论基本相符。

仿真与试验结果表明，mems的连续旋转并不能提升系统导航定位精度；过快的旋转角速度(≥180°/s)会激发出更大的标度因数误差和转位机构误差，这些误差反而会导致系统定位误差变大；基于mems的双轴旋转捷联惯导系统最适宜停位时间为15～30秒，此时系统导航定位误差比其它停位时间减小约3倍。该研究为进一步设计更高精度的mems双轴旋转捷联惯导系统提供了理论基础。

综上所述，本发明涉及一种用于双轴旋转mems-sins的十六位置旋转调制方法领域。所述方法包括如下步骤：令mems方位轴沿ozb轴方向做单轴正反旋转运动，反转180°、反转90°、正转180°、正转90°，每个位置停留ts秒，该旋转过程方位轴的常值偏差无法被调制，因此在单轴转停运动结束后，令mems绕oyb轴正向旋转180°使方位轴朝下转至位置b；到达位置b后，绕-ozb轴重复步骤(1)中的单轴旋转过程以消除方位轴误差累积，单轴旋转结束后，再令mems绕oyb轴反向旋转180°重新回到位置a。本发明提高了双轴旋转式mems-sins的导航定位精度，具有旋转方式简单、易于实现、对低成本mems惯性器件误差抑制效果明显等优点。