一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法技术方案

本发明专利技术涉及捷联惯性导航技术领域，具体涉及到一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法，适用于旋转调制式捷联惯导系统误差补偿场合，包括以下步骤：S1设计基于地心惯性系的十六次序旋转方法；S2利用地心惯性系和导航坐标系之间的转换关系，实时计算地球自转角速度在导航坐标系下的投影；S3隔离北向和天向上的地球自转角速度分量和S4设计基于导航坐标系下的十六次序三轴旋转方法。本方法与现有技术相比优点在于：可实现对地球自转运动的隔离，消除长期导航情况下地球自转角速度和器件误差的耦合误差，避免导航结果持续发散。发散。发散。

【技术实现步骤摘要】
一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法


[0001]本专利技术涉及捷联惯性导航
，具体涉及到一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法，适用于旋转调制式捷联惯导系统误差补偿场合。

技术介绍

[0002]惯性导航领域一个重要的研究课题是消除误差积累的影响，提高惯导系统在长时间工作条件下的稳定性和导航精度。提高惯导系统精度的方法一般有两种：一是提高制造工艺，研制高精度新型惯性测量单元(IMU)，但相对来讲成本较高且技术难度大；二是通过合理的系统编排，补偿器件误差以提高惯导系统精度，这种方法投入成本低且精度提高明显。
[0003]捷联惯导旋转调制技术就是将IMU固定在旋转机构上，控制其周期性旋转，使惯性器件误差被调制成周期变化量，且一个周期内该变化量积分为零，从而实现对惯性器件常值漂移和其他误差的有效抑制，提高惯导系统定位精度。相对于提高惯性器件的制造工艺和精度，旋转调制技术在开发周期、系统成本、实现难易程度上拥有巨大优势。
[0004]目前常见的八次序、十六次序、三十二次序、六十四次序的双轴旋转方法，均基于导航坐标系设计，而惯性器件敏感的是基于地心惯性系的惯性空间内的角运动。上述所有旋转方法皆存在地球自转运动和器件误差耦合的问题，利用旋转调制无法完全消除该误差源对系统的影响，最终使得导航结果持续发散。

技术实现思路

[0005]基于此，有必要针对上述问题，提供一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法，该方法先设计基于地心惯性系的十六次序旋转方法，然后利用地心惯性系和导航坐标系之间的转换关系，实时计算地球自转角速度在导航坐标系下的投影，最后在隔离地球自转角速度后，在导航坐标系下实施三轴旋转。
[0006]本专利技术的技术方案为：一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法，包括以下步骤：
[0007]S1设计基于地心惯性系的十六次序旋转方法：
[0008]次序1：绕+Zi轴旋转180度，旋转角速度为(0 0 ω)
T
；
[0009]次序2：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 0 0)
T
；
[0010]次序3：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；
[0011]次序4：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 0 0)
T
；
[0012]次序5：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 0 0)
T
；
[0013]次序6：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；
[0014]次序7：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 0 0)
T
；
[0015]次序8：绕+Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0 ω)
T
；
[0016]次序9：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；
[0017]次序10：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 0 0)
T
；
[0018]次序11：绕+Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0 ω)
T
；
[0019]次序12：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 0 0)
T
；
[0020]次序13：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 0 0)
T
；
[0021]次序14：绕+Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0 ω)
T
；
[0022]次序15：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 0 0)
T
；
[0023]次序16：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；
[0024]其中，Zi、Xi为地心惯性系的Z轴和X轴，ω为转速大小。
[0025]S2利用地心惯性系和导航坐标系之间的转换关系，实时计算地球自转角速度在导航坐标系下的投影：
[0026][0027]其中，ω
ie
为地球自转角速度，为地球自转角速度在导航坐标系下的投影，为地球自转角速度在导航坐标系下的投影，为在东、北、天向上的角速度分量，是从地球坐标系到导航坐标系的转换矩阵，是从地心惯性系到地球坐标系的转换矩阵，为地球自转角速度在地心惯性系下的投影，λ是当地经度，L是当地纬度。
[0028]通过式(1)可以看出，地球自转角速度ω
ie
在导航坐标系下有北向和天向两个分量在东向分量为0，当在导航坐标系下执行三轴旋转方法时，只需要分别隔离北向和天向上的地球自转角速度分量和
[0029]S3隔离北向和天向上的地球自转角速度分量和
[0030]旋转式捷联惯导系统中误差传播模型一般采用φ角误差方程来描述：
[0031][0032]其中，φ、分别为数学平台失准角及其变化，为导航系n相对惯性系i的转动角速度在导航系n下的投影，为导航系相对惯性系旋转角速度计算误差，为从IMU系p到导航系n的变换矩阵，为陀螺仪测量角速度误差，δv、分别为速度误差及其变化，f
n
、分别为加速度计测量比力及其误差，导航系n相对地球系e的转动角速度在导航系n下的投影，为地球自转角速度计算误差，为导航系相对地球系旋转角速度计算
误差，v为数学平台速度，δg为重力误差。
[0033]旋转调制的原理是通过周期性改变使误差传播模型中数学平台的误差项和在一个或多个旋转周期内的积分为零，以此抵消惯性器件误差积累对导航结果的影响。其中陀螺和加速度计的输出误差模型为：
[0034][0035]式中，ε、S
g
、ΔC
g
分别为陀螺的输入、常值漂移、标度因数误差和安装误差，分别为陀螺的输入、常值漂移、标度因数误差和安装误差，S
a
、ΔC
a
分别为加速度计的输入、常值漂移、标度因数误差和安装误差。
[0036]为简化问题，假设载体始终静止，无角运动和线运动，且初始时刻导航坐标系n、载体坐标系b、IMU坐标系p三者重合，即IMU相对载体的转动等效于相对导航坐标系的转动，初始时刻有I表示单位矩阵，转动过程中始终有ω
en
＝0、ω
nb
＝0。
[0037]陀螺误差项在一个转动周期内的积分为：
[0038][0039]其中，为导航坐标系下旋转方法设定的角速度。当隔离地球自转后，即本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于地心惯性系的捷联惯导系统三轴旋转调制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：S1设计基于地心惯性系的十六次序旋转方法：次序1：绕+Zi轴旋转180度，旋转角速度为(0 0 ω)
T
；次序2：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 0 0)
T
；次序3：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；次序4：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 0 0)
T
；次序5：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 0 0)
T
；次序6：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；次序7：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 0 0)
T
；次序8：绕+Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0 ω)
T
；次序9：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；次序10：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 00)
T
；次序11：绕+Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0 ω)
T
；次序12：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 00)
T
；次序13：绕+Xi轴旋转180度；旋转角速度为(ω 0 0)
T
；次序14：绕+Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0 ω)
T
；次序15：绕
‑
Xi轴旋转180度；旋转角速度为(
‑
ω 0 0)
T
；次序16：绕
‑
Zi轴旋转180度；旋转角速度为(0 0
ꢀ‑
ω)
T
；其中，Zi、Xi为地心惯性系的Z轴和X轴，ω为转速大小；S2利用地心惯性系和导航坐标系之间的转换关系，实时计算地球自转角速度在导航坐标系下的投影：其中，ω
ie
为地球自转角速度，为地球自转角速度在导航坐标系下的投影，为地球自转角速度在导航坐标系下的投影，为在东、北、天向上的角速度分量，是从地球坐标系到导航坐标系的转换矩阵，是从地心惯性系到地球坐标系的转换矩阵，为地球自转角速度在地心惯性系下的投影，λ是当地经度，L是当地纬度；通过式(1)可以看出，地球自转角速度ω
ie
在导航坐标系下有北向和天向两个分量在东向分量为0，当在导航坐标系下执行三轴旋转方法时，只需要分别隔离北向和
天向上的地球自转角速度分量和S3隔离北向和天向上的地球自转角速度分量和旋转式捷联惯导系统中误差传播模型一般采用φ角误差方程来描述：其中，φ、分别为数学...

【专利技术属性】
技术研发人员：于旭东，范会迎，王子超，谢元平，罗晖，袁保伦，魏国，樊振方，王国臣，王林，高春峰，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：