CN109163734B - 一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法 - Google Patents

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CN109163734B CN201811088081.XA CN201811088081A CN109163734B CN 109163734 B CN109163734 B CN 109163734B CN 201811088081 A CN201811088081 A CN 201811088081A CN 109163734 B CN109163734 B CN 109163734B
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Abstract

本发明涉及一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法，属于组合导航技术领域，解决了现有技术中组合导航***标定可操作性、可维护性差，标定成本较高问题。所述方法包括以下步骤：建立双轴光纤旋转调制组合导航***Kalman滤波器的***方程和量测方程；建立双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径；依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得***的惯性器件误差参数得到有效激励，实现惯性器件误差参数的标定。实现了组合导航***的自主标定，提高了组合导航***自主标定可操作性和可维护性，降低了标定成本。

Description

一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法
技术领域
本发明涉及组合导航技术领域，尤其涉及一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法。
背景技术
由于双轴光纤旋转调制组合导航***受到惯性传感器各类误差的影响，***的动态定位精度难以得到有效的控制。提高双轴光纤旋转调制组合导航***导航精度的关键在于提高惯性器件的精度。在组合导航***误差模型中，认为陀螺和加表的主要误差源为安装误差、标度因数误差和零偏，且上述误差在离线标定后完全补偿。
一方面，传统的十二位置标定法或者多位置***级标定方法可以事先标定出陀螺和加表的安装误差、标度因数误差和零偏，但由于加表的标度因数随时间、温度变化，安装误差也会随着温度、振动等环境条件发生变化，因此，需要在一定时间间隔内，拆卸惯导***，并且在高精度转台上重新对惯导***进行标定，致使上述方法可操作性和可维护性差；另一方面，***标定方法可以无需拆卸惯导***而实现标定，但需要标定测试辅助设备，成本较高。
发明内容
鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法，用以解决现有技术中组合导航***自主标定可操作性和组合导航***可维护性差，标定成本较高的问题。
本发明提供一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法，所述方法包括以下步骤：
建立双轴光纤旋转调制组合导航***Kalman滤波器的***方程和量测方程；
建立双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径；
依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得***的惯性器件误差参数得到有效激励，实现惯性器件误差参数的标定。
上述技术方案的有益效果为：提高了组合导航***自主标定可操作性和组合导航***可维护性，降低了标定成本，并且提高了组合导航***的动态定位精度。
进一步地，建立双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径，具体有以下步骤：
将双轴光纤旋转调制组合导航***上电，使光纤捷联惯组绕Y轴正转90°，X轴垂直向上，此位置为标定的初始位置；
光纤捷联惯组绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴正转90°后，绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴连续正转90°，至外框架角为270°时，绕Z轴连续反转90°至外框架角为0°，停止转动。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径。
进一步地，依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得***的惯性器件误差参数得到有效激励，具体包括，在双轴光纤旋转调制组合导航***依据标定路径进行转位控制的过程中，双轴光纤旋转调制组合导航***进行正常的导航解算，以设定时间为周期，依据***的***方程和量测方程进行Kalman滤波更新，估计惯性器件的误差。
进一步地，根据权利要求1所述的方法，其特征在于，双轴光纤旋转调制组合导航***Kalman滤波器的***方程和量测方程，具体包括为，
Figure BDA0001803656770000031
Figure BDA0001803656770000032
其中，X为状态向量，Z为量测向量，F为***矩阵，H为观测矩阵，W为***噪声，V为量测噪声。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了***的Kalman滤波器的***方程和量测方程。
进一步地，上述状态向量X具体为，
X＝[0，δv，δp，DgI，EgII，EgIK，KaI，KaII,KaIK)KaI2]T
其中，φ为***的姿态角误差，通过***的姿态误差方程求得，所述姿态误差方程为，
Figure BDA0001803656770000033
δv为***的速度误差，δp为***的位置误差，DgI为光纤陀螺的常值漂移，EgII为光纤陀螺的标度因数误差，EgIK为光纤陀螺的安装误差系数，KaI为加表的零位，KaII为加表的标度因数误差，KaIK为加表的安装误差系数，KaI2为加表与二次项有关的误差系数，
Figure BDA0001803656770000034
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度，
Figure BDA0001803656770000035
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差，
Figure BDA0001803656770000036
为载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了Kalman滤波器的状态向量，确定了Kalman状态向量的表达式和计算方式。
进一步地，上述量测向量Z具体为：
Z＝[VI-VB；PI-PB]
其中，VI，PI分别为惯导***的速度、位置输出，VB，PB分别为北斗的速度、位置输出。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了Kalman滤波器的量测向量。
进一步地，上述惯性器件误差包括加表误差和光纤陀螺误差，所述加表误差由加表误差模型得出，加表误差模型为，
Figure BDA0001803656770000041
Figure BDA0001803656770000042
Figure BDA0001803656770000043
其中，
Figure BDA0001803656770000044
为加表的量测误差，fI为加表的测量值，I＝x,y,z，K＝x,y,z；
所述光纤陀螺误差误由陀螺误差模型得出，所述陀螺误差模型为，
Δωx＝Dgx+Egxxωx+Egxyωy+Egxzωz
Δωy＝Dgy+Egyyωy+Egyxωx+Egyzωz
Δωz＝Dgz+Egzzωz+Egzxωx+Egzyωy
其中，
Figure BDA0001803656770000045
为光纤陀螺的测量误差，ωI光纤陀螺的测量值，I＝x,y,z。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述技术方案可以得出惯性器件的误差。
进一步地，上述所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度
Figure BDA0001803656770000046
通过公式
Figure BDA0001803656770000047
得出，其中，
Figure BDA0001803656770000048
为地球自转角速度，ωie为地球自转角速率，
Figure BDA0001803656770000051
为***在地球表面附近移动因地球表面弯曲引起的导航系旋转角速度，vn＝[vE vN vU]T为惯导的速度分量，RM为子午圈主曲率半径，RN为卯酉圈主曲率半径，h为***所在的地理高度，L为***所在的地理纬度。
进一步地，所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差
Figure BDA0001803656770000052
通过公式
Figure BDA0001803656770000053
得出，其中，
Figure BDA0001803656770000054
Figure BDA0001803656770000055
进一步地，所述***矩阵F具体为，
Figure BDA0001803656770000056
其中，
Figure BDA0001803656770000061
Figure BDA0001803656770000062
Figure BDA0001803656770000063
Figure BDA0001803656770000064
Figure BDA0001803656770000065
Figure BDA0001803656770000066
为惯导的姿态矩阵。
上述进一步技术方案的有益效果为：通过上述方案建立了Kalman滤波器的***矩阵。
本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
图1为本发明实施例所述方法流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。
本发明实施例中，公开了一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法，如图1为所述方法流程示意图，所述方法包括以下步骤，步骤S1、建立双轴光纤旋转调制组合导航***的Kalman滤波器的***方程和量测方程，具体包括，
(1)建立加表的误差模型：
加表的误差模型Δf如下：
Figure BDA0001803656770000072
Figure BDA0001803656770000073
Figure BDA0001803656770000074
式中,
Figure BDA0001803656770000071
表示加表的测量误差,fI(I＝x,y,z)表示加表的测量值,KaI(I＝x,y,z)表示加表的零位,KaII(I＝x,y,z)表示加表的标度因数误差,KaI2(I＝x,y,z)表示加表与二次项有关的误差系数,KaIK(I＝x,y,z；K＝x,y,z)表示加表的安装误差系数。
(2)建立光纤陀螺的误差模型；
光纤陀螺的误差模型Δω如下：
Δωx＝Dgx+Egxxωx+Egxyωy+Egxzωz
Δωy＝Dgy+Egyyωy+Egyxωx+Egyzωz
Δωz＝Dgz+Egzzωz+Egzxωx+Egzyωy
式中：
Figure BDA0001803656770000081
表示光纤陀螺的测量误差,ωI(I＝x,y,z)表示光纤陀螺的测量值,DgI(I＝x,y,z)表示光纤陀螺的常值漂移,EgII(I＝x,y,z)表示光纤陀螺的标度因数误差,EgIK(I＝x,y,z；K＝x,y,z)表示光纤陀螺的安装误差系数。
(3)建立***的误差方程
***的误差方程包含姿态误差方程、速度误差方程和位置误差方程。
***的姿态误差方程如下：
Figure BDA0001803656770000082
式中：φ＝[φE φN φU]T为***的姿态角误差；
Figure BDA0001803656770000083
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度；
Figure BDA0001803656770000084
为地球自转角速度；
Figure BDA0001803656770000085
ωie为地球自转角速率,L为***所在的地理纬度,
Figure BDA0001803656770000086
为***在地球表面附近移动因地球表面弯曲引起的导航系旋转角速度；
Figure BDA0001803656770000087
其中，vn＝[vE vN vU]T为惯导的速度分量，RM为子午圈主曲率半径，RN为卯酉圈主曲率半径，h为***所在的地理高度，
Figure BDA0001803656770000091
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差；
Figure BDA0001803656770000092
Figure BDA0001803656770000093
其中，
Figure BDA0001803656770000094
为载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure BDA0001803656770000095
Figure BDA0001803656770000096
为惯导的姿态矩阵。
***的速度误差方程如下：
Figure BDA0001803656770000097
其中，
Figure BDA0001803656770000098
***的位置误差方程如下：
Figure BDA0001803656770000099
Figure BDA00018036567700000910
Figure BDA00018036567700000911
其中：λ为***的地理纬度。
(4)定义***的状态向量
定义***的33×1维状态向量X如下：
Figure BDA00018036567700000912
其中，
Figure BDA0001803656770000101
δv＝[δvE δvN δvU]T，δp＝[δL δλ δh]T，DgI＝[Dgx Dgy Dgz]T，EgII＝[Egxx Egyy Egzz]T，EgIK＝[Egxy Egxz Egyx Egyz Egzx Egzy]T，KaI＝[Kax Kay Kaz]T，KaII＝[Kaxx Kayy Kazz]T，KaIK＝[Kayx kazxkazy]T，KaI2＝[Kax2 kay2 kaz2]T
(5)建立***的***矩阵
***矩阵如下；
Figure BDA0001803656770000102
其中，
Figure BDA0001803656770000103
Figure BDA0001803656770000104
Figure BDA0001803656770000105
Figure BDA0001803656770000106
Figure BDA0001803656770000111
(6)建立***的量测向量
依据北斗提供的速度、位置的测量值作为基准，***的量测向量Z为：Z＝[VI-VB；PI-PB]
其中，VI，PI为惯导***的速度、位置输出，VB，PB为北斗的速度、位置输出。
(7)建立Kalman滤波器的***方程和量测方程
***的Kalman滤波器的***方程和量测方程如下：
Figure BDA0001803656770000112
Figure BDA0001803656770000113
其中，W为***噪声，
Figure BDA0001803656770000114
Figure BDA0001803656770000115
为陀螺的角速率白噪声，
Figure BDA0001803656770000116
为加表的比力白噪声，V为量测噪声，H为观测矩阵，V＝[vE，vN]T，
Figure BDA0001803656770000117
步骤S2、建立双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径；
需要说明的是，标定路径的不同，组合导航***的输出就会有不同，不同的输出会对Kalman滤波器产生不同的激励，因此，通过设计转位机构的标定路径，就可以来实现惯性器件误差参数的标定。
所述转位机构由内轴转动框架、外轴转动框架组成，在转位机构控制电路的控制下完成内、外框转位控制，辅助***进行对准、自主标定和旋转调整导航等功能。
当转位机构的内外框架角都为0°时，双轴光纤旋转调制组合导航***的Z轴与转位机构的内框架轴重合，Y轴与转位机构的外框架轴重合。建立双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径，具体有以下步骤：
将双轴光纤旋转调制组合导航***上电，使光纤捷联惯组绕Y轴正转90°，X轴垂直向上，此位置为标定的初始位置；
光纤捷联惯组绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴正转90°，继续第二个步骤；
光纤捷联惯组绕Z轴连续正转90°，至外框架角为270°时，绕Z轴连续反转90°，至外框架角为0°，即标定的初始位置。
通过上述步骤，得到双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径，如表1所示。
依据下表1的标定路径对Kalman滤波器进行激励，实现双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定，得到标定结果。
表1
位置序号 外框架角(°) 内框架角(°) 转动90°
0 90 0 绕+Y轴
1 180 0 绕+Y轴
2 270 0 绕+Y轴
3 360 0 绕-Y轴
4 270 0 绕-Y轴
5 180 0 绕-Y轴
6 90 0 绕+Z轴
7 90 90 绕+X轴
8 180 90 绕+X轴
9 270 90 绕+X轴
10 360 90 绕-X轴
11 270 90 绕-X轴
12 180 90 绕-X轴
13 90 90 绕+Z轴
14 90 180 绕+Z轴
15 90 270 绕-Z轴
16 90 180 绕-Z轴
17 90 90 绕-Z轴
18 90 0 停止
步骤S3、依据标定路径对Kalman滤波器进行激励，使得惯性器件的每个误差参数都得到有效的激励，以此来实现惯性器件误差参数的标定。至此完成双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定。
具体的，在双轴光纤旋转调制组合导航***依据标定路径进行转位控制的过程中，双轴光纤旋转调制组合导航***进行正常的导航解算，以设定时间(例如，1s)为周期，依据***的***方程和量测方程进行Kalman滤波更新，估计惯性器件的误差；在按照标定路径完成转位后，存储并记录惯性器件误差参数。
实施时，双轴光纤旋转调制组合导航***无需拆卸，仍固定在原安装位置上，采用19位置法进行自主标定。
本发明有如下有益效果：
(1)本发明技术方案无需拆卸惯导***(即组合导航***)，极大提高了惯导***自主标定的可操作性和惯导***的可维护性。
(2)本发明技术方案不需要额外的标定测试辅助设备即可完成自主标定，简化了标定设备，降低了标定成本。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于双轴光纤旋转调制组合导航***的自主标定方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
建立双轴光纤旋转调制组合导航***Kalman滤波器的***方程和量测方程，具体包括：
Figure FDA0002628742640000011
Figure FDA0002628742640000012
其中，X为状态向量，Z为量测向量，F为***矩阵，H为观测矩阵，W为***噪声，V为量测噪声；
所述状态向量X具体为，
Figure FDA0002628742640000013
其中，φ为***的姿态角误差，通过***的姿态误差方程求得，所述姿态误差方程为，
Figure FDA0002628742640000014
δv为***的速度误差，δp为***的位置误差，DgI为光纤陀螺的常值漂移，EgII为光纤陀螺的标度因数误差，EgIK为光纤陀螺的安装误差系数，KaI为加表的零位，KaII为加表的标度因数误差，KaIK为加表的安装误差系数，KaI2为加表与二次项有关的误差系数，
Figure FDA0002628742640000015
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度，
Figure FDA0002628742640000016
为导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差，
Figure FDA0002628742640000017
为载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差；
所述量测向量Z具体为：
Z＝[VI-VB；PI-PB]
其中，VI，PI分别为惯导***的速度、位置输出，VB，PB分别为北斗的速度、位置输出；
建立双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径；
依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得***的惯性器件误差参数得到有效激励，实现惯性器件误差参数的标定。
2.根据权利要求1所述方法，其特征在于，建立双轴光纤旋转调制组合导航***的标定路径，具体有以下步骤：
将双轴光纤旋转调制组合导航***上电，使光纤捷联惯组绕Y轴正转90°，X轴垂直向上，此位置为标定的初始位置；
光纤捷联惯组绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴正转90°后，绕Y轴连续正转90°至外框架角为360°时，绕Y轴连续反转90°至外框架角为90°；
光纤捷联惯组绕Z轴连续正转90°，至外框架角为270°时，绕Z轴连续反转90°至外框架角为0°，停止转动。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，依据标定路径对所述Kalman滤波器进行激励，使得***的惯性器件误差参数得到有效激励，具体包括，在双轴光纤旋转调制组合导航***依据标定路径进行转位控制的过程中，双轴光纤旋转调制组合导航***进行正常的导航解算，以设定时间为周期，依据***的***方程和量测方程进行Kalman滤波更新，估计惯性器件的误差。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述惯性器件误差包括加表误差和光纤陀螺误差，所述加表误差由加表误差模型得出，加表误差模型为，
Figure FDA0002628742640000021
Figure FDA0002628742640000022
Figure FDA0002628742640000031
其中，
Figure FDA0002628742640000032
为加表的量测误差，fI为加表的测量值，I＝x，y，z，K＝x，y，z；
所述光纤陀螺误差误由陀螺误差模型得出，所述陀螺误差模型为，
Δωx＝Dgx+Egxxωx+Egxyωy+Egxzωz
Δωy＝Dgy+Egyyωy+Egyxωx+Egyzωz
Δωz＝Dgz+Egzzωz+Egzxωx+Egzyωy
其中，
Figure FDA0002628742640000039
为光纤陀螺的测量误差，ωI光纤陀螺的测量值，I＝x，y，z。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度
Figure FDA0002628742640000033
通过公式
Figure FDA0002628742640000034
得出，其中，
Figure FDA0002628742640000035
为地球自转角速度，ωie为地球自转角速率，
Figure FDA0002628742640000036
为***在地球表面附近移动因地球表面弯曲引起的导航系旋转角速度，vn＝[vE vN vU]T为惯导的速度分量，RM为子午圈主曲率半径，RN为卯酉圈主曲率半径，h为***所在的地理高度，L为***所在的地理纬度。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述导航坐标系相对于惯性系的旋转角速度误差
Figure FDA0002628742640000037
通过公式
Figure FDA0002628742640000038
得出，其中，
Figure FDA0002628742640000041
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述***矩阵F具体为，
Figure FDA0002628742640000042
其中，
Figure FDA0002628742640000043
Figure FDA0002628742640000044
Figure FDA0002628742640000045
Figure FDA0002628742640000051
Figure FDA0002628742640000052
Figure FDA0002628742640000053
为惯导的姿态矩阵。
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