一种微型惯性测量系统的制作方法
【专利说明】-种微型惯性测量系统
[000。 本申请为在先申请（申请日：2010年12月6日，【申请号】201080068428.X，发明名 称；一种微型惯性测量系统）的分案申请。
技术领域
[0002] 本发明设及用于无人机等运载体中的捷联惯性导航技术，尤其是设及一种用于捷 联惯性导航中的微型惯性测量系统。
【背景技术】
[0003] 捷联式惯性导航是当今迅速发展的一种先进导航技术。它利用直接固连在运载 体上的巧螺仪、加速度计等惯性元件测量出运载体相对于惯性参考系的加速度，按照牛顿 惯性原理进行积分运算，获得导航坐标系下的速度、姿态角和位置信息，引导运载体从起始 点驶向目的地。捷联惯性导航技术利用控制计算机将巧螺仪、加速度计测得的数据进行坐 标变换、求解微分方程等数学运算，从姿态矩阵的元素中提取姿态和航向数据，实现导航任 务。捷联惯性导航系统利用随时更新的捷联矩阵等数据建立"数学平台"，取代传统的机电 式导航平台，从而大大简化了系统结构，使系统的体积和成本大幅度降低，惯性元件便于安 装维护；此外，捷联惯性导航系统不依赖外部系统支持，自主获得姿态、速度和位置信息，也 不向外界福射任何信息，具有实时自主，不受干扰，不受地域、时间、气候条件限制，W及输 出参数全面等优点，被广泛于航空、航海、交通等多种领域。
[0004] 捷联惯性导航系统通常由一个惯性测量系统、一个控制计算机、控制显示器和相 关支持部件构成。其核屯、部件惯性测量系统装有巧螺仪和加速度计。惯性测量系统的工作 原理是；巧螺仪检测运载体=轴角速率，加速度计检测航行器沿着=轴运动的线性加速度， 控制计算机将巧螺仪所测的角速率信号对时间积分运算，推算出瞬时航向、倾角等航行姿 态信息，利用加速度计测得的加速度信号，对时间积分运算，推算出瞬时航行速度信息；进 行二次积分，即可推算该时段内航行的距离和位置。
[0005] 惯性测量系统及其姿态解算技术，是影响捷联式惯性导航系统性能的关键技术环 节。该是因为惯性测量及其姿态解算，是对运载体实施轨迹控制的前提，它的精度和效率直 接影响导航的时效和精度；第二，惯性测量系统要在严酷的气动环境中直接承受振动、冲击 和角运动，引发诸多的失稳和误差效应，成为捷联惯性导航系统中薄弱环节；第S，捷联式 惯性导航系统面临微型化、产业化方面的挑战，特别是随着微电子技术的发展，要求采用中 精度甚至低精度的微机电惯性元器件，到达低成本批量化生产捷联惯性导航产品的目的。
[0006] 当运载体趋于小型化、微型化时，其基础质量与常规运载体相比有大幅度减小，在 航行动力环境中受到的激扰和随机振动比常规载体更为剧烈，系统更不稳定。惯性测量系 统必须在力学结构、减振设计，W及微型化工艺等方面提出针对性技术措施，克服导航不 稳，精度下降，甚至电子元器件使用寿命缩短的缺陷。
[0007] 图1是现有一种小型无人机捷联惯性导航系统中所用的惯性测量系统结构示意 图。其中采用紧固螺钉将传感支架11紧固在壳体12内部，再用由四个橡胶垫组成减振单元 13,从底部将壳体固接在航行器上。传感支架由=块相互垂直的巧螺电路板111、112、113 组成(参见图2)，上面分别安装S个单轴巧螺仪llla、112a、113a。其中水平放置的巧螺电 路板111为组合巧螺电路板，上面除了装有巧螺IllaW外，还装有=轴加速度计11化。= 个巧螺仪应安装于=个正交平面上，它们的敏感轴互相垂直，构成测量正交坐标系；组合巧 螺电路板111上S轴加速度计11化的测量轴与该电路板上的巧螺Illa测量轴平行放置。 组合巧螺电路板111通过接插件与调理电路板114及主处理器电路板115直接连接。
[0008] 上述惯性测量系统的减振结构等效分析见图3,图中质量块M代表惯性测量系统， 其质屯、为m;减振单元用A]表示，其中Z'i表示刚度、Cj表示阻巧系数，下标i表示减振 器中所包含的减振单元的数量，对于图1采用4个橡胶垫作为减振单元，则i= 1，2,3,4巧 代表航行运载体；P为减振器的弹性中屯、。当运载体B航行运动时，对惯性测量系统m产生 基础激励，减振单元Cj吸收并消耗来自运载体B的强迫振动能量，WP点为中屯、，作上下弹 性运动，W此减小运载体B振动对惯性测量系统m造成的冲击。
[0009] 上述惯性测量系统存在的问题是： (1) 传感支架结构是=块相互分离的电路板，占用空间大，立个轴向刚度明显差异； (2) 减振单元安装在惯性测量系统的外部，不仅额外占用空间，更重要的是当惯性测量 单元受迫振动时，由于刚度不均衡，力学结构不合理，受振时惯性测量系统容易产生扭转振 动； (3) 减振器的理想作用范围限于单轴方向，即只能正常衰减来自铅垂X方向的振动， 而对其他方向的减振不能有效抑制，使不同自由度上的线振、角振之间发生禪合，减振频带 窄。
【发明内容】
[0010] 针对现有技术的上述缺陷，本发明要解决传统惯性测量系统中存在的占用空间较 大、容易产生扭转振动、减振频带窄等问题。
[0011] 为解决上述技术问题，本发明的技术方案是，构造一种微型惯性测量系统，包括壳 体、传感组件W及减振器；其特征在于，所述传感组件包括刚性传感支架、装于所述传感支 架表面的测控电路板、W及设于所述测控电路板上的惯性传感器，所述惯性传感器包括巧 螺仪和加速度计；所述传感组件装于所述壳体内；所述减振器装于所述壳体内并设于所述 传感组件与壳体内壁之间的空隙中。
[0012] 本发明的优选方案中，所述传感支架是正方体刚性支架，在它的至少一个表面刻 有凹槽；所述测控电路板是柔性测控电路板；所述柔性测控电路板上至少有一部分电路元 件嵌于所述至少一个表面的凹槽中。
[0013] 本发明的优选方案中，在所述传感支架的六个表面均刻有凹槽；所述柔性测控电 路板共有六块、并分别覆盖于所述传感支架的六个表面；每一块所述柔性测控电路板上的 电路元件分别嵌装于其所在传感支架表面的凹槽中，使得所述柔性测控电路板平顺地覆盖 于所述传感支架的每一个表面。
[0014] 本发明的优选方案中，所述传感组件中还包括设于所述柔性测控电路板上的抗混 叠电路和A/D转换电路；所述惯性传感器包括=个巧螺仪和一个加速度计；所述共六个电 路模块分别设于所述六块柔性测控电路板上。
[0015] 本发明的优选方案中，所述六块柔性测控电路板为一体结构，并沿所述传感支架 的棱边作90°弯折后完整覆盖于传感支架的各个表面。
[0016] 本发明的优选方案中，所述减振器中包括至少两个减振单元，分别设于所述传感 组件的其中一个表面与所述壳体内壁之间的空隙中。其中，所述减振器中最好包括六个减 振单元。
[0017] 本发明的优选方案中，所述传感组件被所述六个减振单元悬挂于所述壳体的内腔 中屯、，且所述减振器的弹性中屯、点P与所述传感组件的质屯、m重合。
[0018] 本发明的优选方案中，所述壳体包括下部开口的上壳、W及装于所述开口处的下 主rmO
[0019] 由于采取了上述技术方案，本发明具有W下优点；（1)不仅增强了支架刚性，还改 进了系统力学结构，实现了 =向等刚度减振，使惯性测量系统的抗噪能力大幅度提高；（2) 改善了惯性测量系统振动特性，使其固有频率远离巧螺仪抖动器等敏感器件的工作频率， 惯性传感器安装面的相对振幅降低到最小；（3)大幅度缩小惯性测量单元体积和重量，扩 大了运载体的载荷空间。
【附图说明】
[0020] 图1现有小型无人机捷联惯性测量系统示意图。
[0021] 图2是图1中所示惯性测量系统中的传感支架结构示意图。
[0022] 图3是图1所示惯性测量系统中的减振系等效模型示意图。
[0023] 图4是本发明一个实施例中减振器所属内减振单元分布示意图，图中S为壳体上 下、左右四个内壁。
[0024] 图5是本发明一个较佳实施例的传感支架示意图。
[0025] 图6是与图5配合的柔性测控电路板的外形和元器件布置示意图。
[0026] 图7是本发明一个较佳实施例中传感组件构成示意图。
[0027] 图8是与图7配合的壳体结构示意图。
[0028] 图9是本发明一个较佳实施例中采用的内减振单元与传感组件的位置关系示意 图。
[0029] 图10是本发明一个较佳实施例中微型惯性测量系统的完整装配示意图。
【具体实施方式】
[0030] 剧烈的随机振动是捷联惯性导航系统在运行中面临的主要力学环境，振动引起系 统性能不稳定或电子元器件损坏，对系统稳定性影响极大。为了减小运载体剧烈随机震动 引起电子元器件损坏或惯性测量单元性能不稳定，除了强化各传感器电路板之间的连接刚 度W外，还要W减振器为阻巧介质，将惯性测量单元弹性联结到运载体上，W获得满意的减 震效果。减振模式的选取不仅影响着惯导系统的减振性能，而且也影响着系统的测量精度， 历来是惯导系统结构设计的重要环节。本发明从改良传感支架设计和合理化减振力学结构 两个方面着手，提高微型惯性测量系统的性能。
[0031] 传感支架是安装巧螺仪和测控电路板及连接线的关键部件，工作时经受各种剧烈 振动，其中支架上巧螺仪安装面的相对振幅最大，其结构的动态性能将影响到巧螺仪工作 的可靠性和精确性，需要具备一定的静强度、抗振强度和疲劳寿命。工艺方面，要求支架安 装方便，便于加工制造。合理设计支架结构，改善结构的刚度和阻巧特性，使结构固有频率 必须远离巧螺仪抖动器工作振动频率