CN111006665B - 一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联*** - Google Patents

一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联*** Download PDF

Info

Publication number
CN111006665B
CN111006665B CN201911204352.8A CN201911204352A CN111006665B CN 111006665 B CN111006665 B CN 111006665B CN 201911204352 A CN201911204352 A CN 201911204352A CN 111006665 B CN111006665 B CN 111006665B
Authority
CN
China
Prior art keywords
gyroscope
atomic spin
magnetic field
axis
atomic
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911204352.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111006665A (zh
Inventor
魏宗康
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Aerospace Control Instrument Institute
Original Assignee
Beijing Aerospace Control Instrument Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Aerospace Control Instrument Institute filed Critical Beijing Aerospace Control Instrument Institute
Priority to CN201911204352.8A priority Critical patent/CN111006665B/zh
Publication of CN111006665A publication Critical patent/CN111006665A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111006665B publication Critical patent/CN111006665B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/18—Stabilised platforms, e.g. by gyroscope
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
    • G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Gyroscopes (AREA)

Abstract

本发明涉及一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，该***的陀螺仪组合采用1个速率陀螺仪和1个两自由度原子自旋陀螺仪，其中速率陀螺仪用来测量与原子自旋陀螺仪两个敏感轴正交垂直方向的角速度，原子自旋陀螺仪通过磁场反馈消除正交耦合误差以提高测量精度；本发明采用捷联工作方式，可满足载体的小型化、全姿态和高精度的运动使用要求。

Description

一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***
技术领域
本发明涉及一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，尤其涉及一种适应载体全姿态机动运行、高精度的惯性平台***，可适用于要求全姿态的核潜艇、弹道导弹、巡航导弹、战斗机等，属于惯性测量技术领域。
背景技术
陀螺仪作为角速度传感器是惯性导航***中的核心器件，其性能高低是制约导航***精度的关键因素。陀螺仪经历了第一代机械陀螺仪(气浮陀螺仪、液浮陀螺仪、三浮陀螺仪、动力调谐陀螺仪、静电陀螺仪等)、第二代光学陀螺仪(激光陀螺仪、光纤陀螺仪等)、第三代微机电MEMS陀螺仪，目前在研的是***原子陀螺仪。原子陀螺仪中的无自旋交换弛豫(原子自旋)陀螺仪具有超高的理论精度，理论上精度可达10-8°/h。因此，原子自旋陀螺仪在长航时的惯性导航中具有非常好的应用前景。
原子自旋陀螺仪可以测量两个方向的角速度信息，其优点是一个陀螺仪可以测量两个轴的角速度，但其缺点是在垂直于两个输入轴的方向如果有角速度时将会带来测量误差，影响原子自旋陀螺仪的使用精度。
为此，需要研究基于原子自旋陀螺仪的惯性***使用方案，最大程度发挥原子自旋陀螺仪的精度潜力，满足未来惯性***全姿态、高精度的需求。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，该***具有体积小、全姿态、大机动、高精度的优点，满足未来武器全姿态、高精度的需求。
本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，包括：台体、速率陀螺仪、原子自旋陀螺仪；
所述速率陀螺仪和原子自旋陀螺仪固定安装在台体上；
所述原子自旋陀螺仪的2个敏感轴与速率陀螺仪的敏感轴垂直；
所述速率陀螺仪测量台体绕Z轴的角速度，所述原子自旋陀螺仪的2个轴分别测量台体绕Y和X轴的角速度；原子自旋陀螺仪通过磁场补偿来消除正交耦合误差。
所述捷联惯性***的原子自旋陀螺仪工作在极化状态，考虑磁场影响，在极化状态下，
Figure GDA0003025082820000021
原子自旋陀螺仪的运动学方程，具体为：
Figure GDA0003025082820000022
式中，
Figure GDA0003025082820000023
为碱金属原子的电子自旋极化率在X轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000024
为碱金属原子的电子自旋极化率在Y轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000025
为碱金属原子的电子自旋极化率在Z轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000026
为碱金属电子自旋总的弛豫率；Rp为驱动激光的光抽运率；q为减慢因子，代表原子自旋总角动量与电子自旋所占角动量的比值；ωx为原子自旋陀螺仪绕X轴的角速度；ωy为原子自旋陀螺仪绕Y轴的角速度；ωz为原子自旋陀螺仪绕Z轴的角速度；Rp为驱动激光的光抽运率，反映驱动激光对电子自旋的极化作用；γe为碱金属原子的电子自旋旋磁比；Bx、By、Bz分别为沿原子自旋陀螺仪X轴、Y轴和Z轴的磁场。
还包括磁场补偿模块，所述磁场补偿模块用于进行沿原子自旋陀螺仪Z轴的磁场补偿计算，具体为：
1)通过速率陀螺仪实时测量得到ωz；
2)驱动磁场Bz，使
Figure GDA0003025082820000031
此时，原子自旋陀螺仪的运动学方程，具体为：
Figure GDA0003025082820000032
所述磁场补偿模块还用于进行原子自旋陀螺仪X轴和Y轴磁场补偿，获得补偿后的角速度，具体为：
1)实时测量得到
Figure GDA0003025082820000033
和
Figure GDA0003025082820000034
2)
Figure GDA0003025082820000035
经过控制器Cx(s)后，驱动磁场By使
Figure GDA0003025082820000036
趋于零；
Figure GDA0003025082820000037
经过控制器Cy(s)后，驱动磁场Bx使
Figure GDA0003025082820000038
趋于零；其中，
Figure GDA0003025082820000039
3)根据磁场Bx和By的值，求得角速度ωx、ωy：
Figure GDA00030250828200000310
本发明与现有技术方案相比的优点如下：
1)本发明基于原子自旋陀螺仪和速率陀螺仪构成捷联惯性***的角速度敏感元件，这种方案的优点是实时消除原子自旋陀螺仪中与Z轴角速度有关的正交耦合误差，实现了原子自旋陀螺仪两个输入轴测量值之间的解耦，从而提高使用精度；
2)本发明基于原子自旋陀螺仪和速率陀螺仪的混合式单轴惯性平台***，采用1个速率陀螺仪和1个原子自旋陀螺仪，有利于在确保原子自旋陀螺仪精度的前提下实现***的小型化，可提高载体的有效载荷；
3)本发明采用石英加速度计冗余方法，在原有三个加速度计的基础上，增加一个斜置安装的加速度计，当其中任意1个加速度计出现故障时，其余3个石英加速度计重构配合实现台体相对惯性空间的视加速度的测量，该方法实现了石英加速度计故障诊断与容错处理，提高了***的可靠性水平，此外本发明还给出了斜置加速度计的最佳安装方式，进一步提高了平台***的性能和可靠性。
4)本发明基于原子自旋陀螺仪的高精度惯性平台***，可适用于要求全姿态、长航时、高精度应用场合的核潜艇、弹道导弹、巡航导弹、战斗机等，具有广阔的应用领域和应用前景。
附图说明
图1为本发明捷联***本体各陀螺仪、加速度计极性配置示意图；
图2为本发明原子自旋陀螺仪Bz未补偿时的工作流程图；
图3为本发明原子自旋陀螺仪Bz补偿后的工作流程图；
图4为本发明原子自旋陀螺仪Bz补偿后的基于单输入单输出简化工作流程图；
图5为
Figure GDA0003025082820000041
的幅值和相位伯德图；
图6为采用本发明设计的控制器后原子自旋陀螺仪磁补偿回路开环传递函数伯德图。
具体实施方式
本发明一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，包括：台体、速率陀螺仪、原子自旋陀螺仪；
所述速率陀螺仪和原子自旋陀螺仪固定安装在台体上；
所述原子自旋陀螺仪的2个敏感轴与速率陀螺仪的敏感轴垂直；
所述速率陀螺仪测量台体绕Z轴的角速度，所述原子自旋陀螺仪的2个轴分别测量台体绕Y和X轴的角速度；原子自旋陀螺仪通过磁场补偿来消除正交耦合误差，以提高测量精度。所述捷联***的本体坐标系为XYZ；台体上安装的陀螺仪组合包括1个速率陀螺仪和1个原子自旋陀螺仪。
所述捷联惯性***的原子自旋陀螺仪工作在极化状态，考虑磁场影响，在极化状态下，
Figure GDA0003025082820000051
原子自旋陀螺仪的运动学方程，具体为：
Figure GDA0003025082820000052
式中，
Figure GDA0003025082820000053
为碱金属原子的电子自旋极化率在X轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000054
为碱金属原子的电子自旋极化率在Y轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000055
为碱金属原子的电子自旋极化率在Z轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000056
为碱金属电子自旋总的弛豫率；Rp为驱动激光的光抽运率；q为减慢因子，代表原子自旋总角动量与电子自旋所占角动量的比值；ωx为原子自旋陀螺仪绕X轴的角速度；ωy为原子自旋陀螺仪绕Y轴的角速度；ωz为原子自旋陀螺仪绕Z轴的角速度；Rp为驱动激光的光抽运率，反映驱动激光对电子自旋的极化作用；γe为碱金属原子的电子自旋旋磁比；Bx、By、Bz分别为沿原子自旋陀螺仪X轴、Y轴和Z轴的磁场。
还包括磁场补偿模块，所述磁场补偿模块用于进行沿原子自旋陀螺仪Z轴的磁场补偿计算，具体为：
1)通过速率陀螺仪实时测量得到ωz；
2)驱动磁场Bz，使
Figure GDA0003025082820000057
此时，原子自旋陀螺仪的运动学方程，具体为：
Figure GDA0003025082820000058
所述磁场补偿模块还用于进行原子自旋陀螺仪X轴和Y轴磁场补偿，获得补偿后的角速度，具体为：
1)实时测量得到
Figure GDA0003025082820000061
和
Figure GDA0003025082820000062
2)
Figure GDA0003025082820000063
经过控制器Cx(s)后，驱动磁场By使
Figure GDA0003025082820000064
趋于零；
Figure GDA0003025082820000065
经过控制器Cy(s)后，驱动磁场Bx使
Figure GDA0003025082820000066
趋于零；其中，
Figure GDA0003025082820000067
3)根据磁场Bx和By的值，求得角速度ωx、ωy：
Figure GDA0003025082820000068
所述控制器Cx(s)和Cy(s)根据磁补偿回路的带宽、静态和动态精度等因素确定，在***为II型时，设带宽为fc(单位为Hz)，则有
Figure GDA0003025082820000069
Figure GDA00030250828200000610
其中，
Figure GDA00030250828200000611
根据速率陀螺仪作为敏感元件测量出台体Z轴角速率ωz，以及原子自旋陀螺测量的角速度ωx和ωy，可经过姿态更新后实时给出载体相对惯性空间的姿态的具体方法如下：
1)给出四元数的初值λ、ρ1、ρ2、ρ3；
2)台体稳定在惯性空间时，取ωz＝0，ωx＝0且ωy＝0；台体相对惯性空间转动时，利用速率陀螺仪测量得到ωz，
Figure GDA00030250828200000612
和
Figure GDA00030250828200000613
经过补偿后，得到ωx和ωy；
3)由如下姿态更新方程得到一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3：
Figure GDA00030250828200000614
4)根据所述一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3得到捷联***相对于惯性坐标系的坐标变化矩阵
Figure GDA0003025082820000071
具体如下：
Figure GDA0003025082820000072
5)在下一导航时刻，将步骤3)得到的一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3作为四元数的初值，重新返回步骤2)，依此循环，直至导航任务结束。
所述台体上还包括加速度计组合，所述加速度计组合包括4个石英加速度计，其中3个石英加速度计正交安装构成加速度计输入轴坐标系，第4个石英加速度计在所述加速度计输入轴坐标系中斜置安装；所述加速度计输入轴坐标系与台体坐标系OXYZ重合。
所述第4个斜置安装的石英加速度计的输入轴与其他3个石英加速度计的输入轴的夹角相同。
所述夹角的余弦值的绝对值为
Figure GDA0003025082820000073
所述4个石英加速度计，当其中任意一个石英加速度计出现故障时，其余3个石英加速度计配合实现台体相对惯性空间的视加速度的测量。
所述速率陀螺仪为激光陀螺仪、光纤陀螺仪、核磁共振陀螺仪或微机械陀螺仪。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
如图1所示为本发明一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***组成示意图，本体上安装的陀螺仪组合包括1个速率陀螺仪Gz和1个原子自旋陀螺仪Gy。单自由度速率陀螺仪敏感本体Z轴的角速度，原子自旋陀螺仪敏感本体X、Y轴的角速度，经过导航解算给出本体相对惯性空间的方位。
速率陀螺仪Gz的输入轴Iz与台体坐标系OXYZ中的台体轴Z平行，该速率陀螺仪测量本体绕Z轴的角速率ωz；另外1个原子自旋陀螺仪Gy的输入轴Ix、Iy分别与台体轴Z垂直且二者相互垂直，构成陀螺仪组合输入轴坐标系，原子自旋陀螺仪敏感本体X、Y轴的角速度ωx和ωy，三个角速度一起通过数学解算给出台体相对惯性空间的方位。
在极化状态下，
Figure GDA0003025082820000081
原子自旋陀螺仪的运动学方程为
Figure GDA0003025082820000082
式中，
Figure GDA0003025082820000083
为碱金属原子的电子自旋极化率在X轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000084
为碱金属原子的电子自旋极化率在Y轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000085
为碱金属原子的电子自旋极化率在Z轴的投影分量；
Figure GDA0003025082820000086
为碱金属电子自旋总的弛豫率；q为减慢因子，代表原子自旋总角动量与电子自旋所占角动量的比值；ωx为原子自旋陀螺仪绕X轴的角速度；ωy为原子自旋陀螺仪绕Y轴的角速度；ωz为原子自旋陀螺仪绕Z轴的角速度；Rp为驱动激光的光抽运率，反映驱动激光对电子自旋的极化作用；γe为碱金属原子的电子自旋旋磁比；Bx、By、Bz分别为沿原子自旋陀螺仪X轴、Y轴和Z轴的驱动磁场。
图2为本发明原子自旋陀螺仪Bz未补偿时的流程图，沿原子自旋陀螺仪Z轴的磁场补偿计算方法为
(1)通过速率陀螺仪实时测量得到ωz；
(2)驱动磁场Bz，使
Figure GDA0003025082820000087
对Z轴进行磁补偿后的原子自旋陀螺仪工作流程图见图3。从图中可以看出，由于
Figure GDA0003025082820000088
使得相互交链的原子自旋陀螺仪磁补偿回路变为相互独立的两个磁补偿回路。此时，原子自旋陀螺仪的运动学方程为
Figure GDA0003025082820000091
在上述捷联惯性***中，原子自旋陀螺仪X轴和Y轴磁场补偿方法及补偿后的角速度计算方法为
(1)实时测量得到
Figure GDA0003025082820000092
和
Figure GDA0003025082820000093
(2)
Figure GDA0003025082820000094
经过控制器Cx(s)后，驱动磁场By使
Figure GDA0003025082820000095
趋于零；
Figure GDA0003025082820000096
经过控制器Cy(s)后，驱动磁场Bx使
Figure GDA0003025082820000097
趋于零；其中，
Figure GDA0003025082820000098
(3)根据磁场Bx和By的值，可求得角速度
Figure GDA0003025082820000099
在求取控制器Cx(s)、Cy(s)的过程中，需要把图3的多回路***简化为单输入单输出***，如图4所示。一般情况下，
Figure GDA00030250828200000910
量级比较小，因此，
Figure GDA00030250828200000911
的转折频率在高频，其幅值和相位伯德图如图5所示。
控制器Cx(s)和Cy(s)可根据磁补偿回路的带宽、静态和动态精度等因素确定，在***为II型时，设带宽为fc(单位为Hz)，则有
Figure GDA00030250828200000912
Figure GDA00030250828200000913
其中，
Figure GDA00030250828200000914
设fc＝30Hz，γe＝28×109、Rp＝5000、
Figure GDA00030250828200000915
q＝4.5，则采用本发明设计的控制器后原子自旋陀螺仪磁补偿回路开环传递函数伯德图如图6所示。
在上述捷联惯性***中，根据角速度ωx、ωy和ωz，可经过姿态更新后实时给出本体相对惯性空间的姿态的具体方法如下：
(1)给出四元数的初值λ、ρ1、ρ2、ρ3；
(2)台体稳定在惯性空间时，取ωz＝0，ωx＝0且ωy＝0；台体相对惯性空间转动时，测量得到ωz，
Figure GDA0003025082820000101
和
Figure GDA0003025082820000102
经过补偿后，得到ωx和ωy；
(3)由如下姿态更新方程得到一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3：
Figure GDA0003025082820000103
(4)根据所述一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3得到台体相对于惯性坐标系的坐标变化矩阵
Figure GDA0003025082820000104
具体如下：
Figure GDA0003025082820000105
(5)下一导航时刻，将步骤(3)得到的一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3作为四元数的初值，重新返回步骤(2)，依此循环，直至导航任务结束。
如图2所述，本体上还包括加速度计组合，加速度计组合用于测量台体的加速度信息，本发明中加速度计组合包括4个石英加速度计，其中3个石英加速度计Ax、Ay和Az正交安装构成加速度计输入轴坐标系，第4个石英加速度计Ad在该加速度计输入轴坐标系中斜置安装，如图2所示。所述加速度计输入轴坐标系与台体坐标系OXYZ重合。斜置安装的石英加速度计Ad可实现监测功能，当正交安装的加速度计存在故障时，及时判断出故障现象并利用斜置安装的石英加速度计Ad代替故障加速度计输出比力信息，保证载体导航信息的持续稳定输出。如图2所示，3个石英加速度计Ax、Ay和Az的输入轴分别为Ix、Iy、Iz，输出轴分别为Ox、Oy、Oz，摆轴分别为Px、Py、Pz，石英加速度计Ad的输入轴、输出轴和摆轴分别为IR、OR、PR。
本发明中第4个斜置安装的石英加速度计Ad的输入轴与其他3个石英加速度计Ax、Ay和Az的输入轴的夹角相同，优选该夹角的余弦值的绝对值为
Figure GDA0003025082820000111
以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，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。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (8)

1.一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于，包括：台体、速率陀螺仪、原子自旋陀螺仪；
所述速率陀螺仪和原子自旋陀螺仪固定安装在台体上；
所述原子自旋陀螺仪的2个敏感轴与速率陀螺仪的敏感轴垂直；
所述速率陀螺仪测量台体绕Z轴的角速度，所述原子自旋陀螺仪的2个轴分别测量台体绕Y和X轴的角速度；原子自旋陀螺仪通过磁场补偿来消除正交耦合误差；
所述捷联惯性***的原子自旋陀螺仪工作在极化状态，在极化状态下，
Figure FDA0002817261740000011
原子自旋陀螺仪的运动学方程，具体为：
Figure FDA0002817261740000012
式中，
Figure FDA0002817261740000013
为碱金属原子的电子自旋极化率在X轴的投影分量；
Figure FDA0002817261740000014
为碱金属原子的电子自旋极化率在Y轴的投影分量；
Figure FDA0002817261740000015
为碱金属原子的电子自旋极化率在Z轴的投影分量；
Figure FDA0002817261740000016
为碱金属电子自旋总的弛豫率；Rp为驱动激光的光抽运率；q为减慢因子，代表原子自旋总角动量与电子自旋所占角动量的比值；ωx为原子自旋陀螺仪绕X轴的角速度；ωy为原子自旋陀螺仪绕Y轴的角速度；ωz为原子自旋陀螺仪绕Z轴的角速度；γe为碱金属原子的电子自旋旋磁比；Bx、By、Bz分别为沿原子自旋陀螺仪X轴、Y轴和Z轴的磁场；
还包括磁场补偿模块，所述磁场补偿模块用于进行沿原子自旋陀螺仪Z轴的磁场补偿计算，具体为：
1)通过速率陀螺仪实时测量得到ωz；
2)驱动磁场Bz，使
Figure FDA0002817261740000021
此时，原子自旋陀螺仪的运动学方程，具体为：
Figure FDA0002817261740000022
所述磁场补偿模块还用于进行原子自旋陀螺仪X轴和Y轴磁场补偿，获得补偿后的角速度，具体为：
1)实时测量得到
Figure FDA0002817261740000023
和
Figure FDA0002817261740000024
2)
Figure FDA0002817261740000025
经过控制器Cx(s)后，驱动磁场By使
Figure FDA0002817261740000026
趋于零；
Figure FDA0002817261740000027
经过控制器Cy(s)后，驱动磁场Bx使
Figure FDA0002817261740000028
趋于零；其中，
Figure FDA0002817261740000029
3)根据磁场Bx和By的值，求得角速度ωx、ωy：
Figure FDA00028172617400000210
2.根据权利要求1所述的一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于：所述控制器Cx(s)和Cy(s)根据磁补偿回路的带宽、静态和动态精度确定，在***为II型时，设带宽为fc，则有：
Figure FDA00028172617400000211
Figure FDA00028172617400000212
其中，
Figure FDA00028172617400000213
3.根据权利要求1所述的一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于：根据速率陀螺仪作为敏感元件测量出台体Z轴角速率ωz，以及原子自旋陀螺测量的角速度ωx和ωy，经过姿态更新后实时给出载体相对惯性空间的姿态的具体方法如下：
1)给出四元数的初值λ、ρ1、ρ2、ρ3；
2)台体稳定在惯性空间时，取ωz＝0，ωx＝0且ωy＝0；台体相对惯性空间转动时，测量得到ωz，
Figure FDA0002817261740000031
和
Figure FDA0002817261740000032
经过补偿后，得到ωx和ωy；
3)由如下姿态更新方程得到一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3：
Figure FDA0002817261740000033
4)根据所述一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3得到捷联***相对于惯性坐标系的坐标变化矩阵
Figure FDA0002817261740000034
具体如下：
Figure FDA0002817261740000035
5)在下一导航时刻，将步骤3)得到的一组新的四元数λ、ρ1、ρ2、ρ3作为四元数的初值，重新返回步骤2)，依此循环，直至导航任务结束。
4.根据权利要求3所述的一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于：所述台体上还包括加速度计组合，所述加速度计组合包括4个石英加速度计，其中3个石英加速度计正交安装构成加速度计输入轴坐标系，第4个石英加速度计在所述加速度计输入轴坐标系中斜置安装；所述加速度计输入轴坐标系与台体坐标系OXYZ重合。
5.根据权利要求4所述的一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于：所述第4个斜置安装的石英加速度计的输入轴与其他3个石英加速度计的输入轴的夹角相同。
6.根据权利要求5所述的一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于：所述夹角的余弦值的绝对值为
Figure FDA0002817261740000041
7.根据权利要求4-6任意之一所述的一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于：所述4个石英加速度计，当其中任意一个石英加速度计出现故障时，其余3个石英加速度计配合实现台体相对惯性空间的视加速度的测量。
8.根据权利要求1所述的一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***，其特征在于：所述速率陀螺仪为激光陀螺仪、光纤陀螺仪、核磁共振陀螺仪或微机械陀螺仪。
CN201911204352.8A 2019-11-29 2019-11-29 一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联*** Active CN111006665B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911204352.8A CN111006665B (zh) 2019-11-29 2019-11-29 一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911204352.8A CN111006665B (zh) 2019-11-29 2019-11-29 一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111006665A CN111006665A (zh) 2020-04-14
CN111006665B true CN111006665B (zh) 2021-07-13

Family

ID=70112521

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911204352.8A Active CN111006665B (zh) 2019-11-29 2019-11-29 一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111006665B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113203415B (zh) * 2021-04-12 2022-05-17 北京航空航天大学 一种原子陀螺导航***及其导航解算方法
CN114018290B (zh) * 2021-11-08 2023-08-08 北京航空航天大学 一种原子自旋惯性测量装置抽运检测激光正交对准方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1003119A2 (en) * 1998-11-19 2000-05-24 Ncr International Inc. System and methods for mapping and conveying product location
CN105222808A (zh) * 2015-10-28 2016-01-06 北京自动化控制设备研究所 一种基于光弹调制的原子陀螺闭环检测方法
CN106017451A (zh) * 2016-07-20 2016-10-12 北京航空航天大学 一种基于serf原子器件的磁场补偿惯性角速率的高精度测量方法
CN107228665A (zh) * 2017-05-10 2017-10-03 北京航天控制仪器研究所 一种混合式惯性平台***
CN109373989A (zh) * 2018-10-12 2019-02-22 北京航空航天大学 一种serf原子自旋陀螺核自旋自补偿点闭环控制方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1003119A2 (en) * 1998-11-19 2000-05-24 Ncr International Inc. System and methods for mapping and conveying product location
CN105222808A (zh) * 2015-10-28 2016-01-06 北京自动化控制设备研究所 一种基于光弹调制的原子陀螺闭环检测方法
CN106017451A (zh) * 2016-07-20 2016-10-12 北京航空航天大学 一种基于serf原子器件的磁场补偿惯性角速率的高精度测量方法
CN107228665A (zh) * 2017-05-10 2017-10-03 北京航天控制仪器研究所 一种混合式惯性平台***
CN109373989A (zh) * 2018-10-12 2019-02-22 北京航空航天大学 一种serf原子自旋陀螺核自旋自补偿点闭环控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Influence of magnetic fields on the bias stability of atomic gyroscope operated in spin-exchange relaxation-free regime;Li Rujie,etc;《SENSORS AND ACTUATORS A-PHYSICAL》;20171031;第266卷;第130-134页 *
基于圆偏振探测光的光纤原子自旋进动检测技术;杨远洪等;《光学学报》;20190131;第39卷(第1期);第1-6页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN111006665A (zh) 2020-04-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Ren et al. Attitude-rate measurement and control integration using magnetically suspended control and sensitive gyroscopes
Wang et al. Estimation of information sharing error by dynamic deformation between inertial navigation systems
CN111006663B (zh) 一种基于serf陀螺仪和速率陀螺仪的三轴惯性平台***
CN106052682B (zh) 一种混合式惯性导航***及导航方法
CN110631575B (zh) 一种基于原子自旋陀螺仪的捷联***
CN107228665B (zh) 一种混合式惯性平台***
CN106248078B (zh) 机抖激光陀螺敏感轴动态偏移误差参数估计与补偿方法
CN111006665B (zh) 一种基于磁场反馈的原子自旋陀螺仪捷联***
CN110162855B (zh) 遥感卫星星上旋转载荷动态精度分析及误差分配方法
CN112179340B (zh) 一种冗余配置惯性测量单元双轴旋转调制方法
CN114858184A (zh) 一种半球谐振子参数辨识方法
CN110749338A (zh) 一种惯性测量单元偏轴-旋转复合转位误差标定方法
CN111006664B (zh) 一种基于原子自旋陀螺仪的三轴惯性平台***
Xing et al. Quaternion-based Complementary Filter for Aiding in the Self-Alignment of the MEMS IMU
CN110319833B (zh) 一种无误差的光纤陀螺捷联惯导***速度更新方法
CN110631580B (zh) 一种基于原子自旋陀螺仪的单轴惯性平台***
CN111238532B (zh) 一种适用于晃动基座环境的惯性测量单元标定方法
CN115574817B (zh) 一种基于三轴旋转式惯导***的导航方法及导航***
CN116698084A (zh) 一种对称式陀螺零偏漂移实时抑制与零偏稳定性提升方法
Xudong et al. Suppression of the G-sensitive drift of laser gyro in dual-axis rotational inertial navigation system
Hong et al. Application of EKF for missile attitude estimation based on “SINS/CNS” integrated guidance system
CN113029140B (zh) 一种基于地心惯性系的捷联惯导***三轴旋转调制方法
CN107255477B (zh) 一种仪表冗余惯性平台***
Bogolyubov et al. Astatic gyrocompass based on a hybrid micromechanical gyroscope
Terelyak Simulation of the rate-integrating mode of operation of a micro-electro-mechanical gyroscope

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant