CN112648995B - 一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法及终端 - Google Patents

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CN112648995B CN202011625768.XA CN202011625768A CN112648995B CN 112648995 B CN112648995 B CN 112648995B CN 202011625768 A CN202011625768 A CN 202011625768A CN 112648995 B CN112648995 B CN 112648995B
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Abstract

本发明提供了一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法及终端，获取陀螺组件的第一输出误差、加速度计的第二输出误差及所述陀螺组件的标度因数误差；获取惯导***所处载体的载体姿态；隔离载体姿态后，将第一输出误差、第二输出误差及标度因数误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；若第一调制结果满足预设阈值，则标记备选调制方程为最终调制方程并根据最终调制方程进行所述惯导***的调制。本发明获取惯导***中对最终输出结果影响较大的主要误差值带入备选调制方程进行计算，并实现对载体姿态影响的隔离，最终实现对惯导***的高精度***调制。

Description

一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法及终端
技术领域
本发明涉及陀螺调制领域，尤其涉及一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法及终端。
背景技术
在光纤陀螺惯性导航***中，常采用旋转调制技术对消除器件误差，旋转调制技术通过引入确定性机械旋转对惯性器件误差进行调制，是一种从***角度消除器件误差的技术手段；该技术一方面可以降低惯性器件误差对***性能的影响，另一方面可以放松对惯性器件性能的要求从而降低***成本；同常规惯导***相比，采用旋转调制技术的惯导***有望在相同的器件水平下实现***精度的大幅度提高，从而满足舰船对惯导***长航时、高精度的导航要求，但旋转调制需从***角度进行考虑，现有的旋转调制方法多存在考虑因素不全面的问题，影响最终的调制效果。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：提供一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法及终端，实现高精度的旋转调制。
为了解决上述技术问题，本发明采用的一种技术方案为：
一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，包括步骤：
S1、获取陀螺组件的第一输出误差、加速度计的第二输出误差及所述陀螺组件的标度因数误差；
S2、获取惯导***所处载体的载体姿态；
S3、隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差及所述标度因数误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；
S4、若所述第一调制结果满足预设阈值，则标记所述备选调制方程为最终调制方程并根据所述最终调制方程进行所述惯导***的调制。
为了解决上述技术问题，本发明采用的另一种技术方案为：
一种光纤陀螺旋转惯导***的调制终端，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
S1、获取陀螺组件的第一输出误差、加速度计的第二输出误差及所述陀螺组件的标度因数误差；
S2、获取惯导***所处载体的载体姿态；
S3、隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差及所述标度因数误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；
S4、若所述第一调制结果满足预设阈值，则标记所述备选调制方程为最终调制方程并根据所述最终调制方程进行所述惯导***的调制。
本发明的有益效果在于：分别获取陀螺组件及加速度计的输出误差，并获取陀螺组件的标度因数误差，并且获取惯导***所处的载体的载体姿态，在隔离载体姿态即对载体姿态进行解调的情况下将输出误差与标度因数误差都带入预设的备选调制方程进行分析，得到第一调制结果，若第一调制结果满足阈值则将其对应的备选调制方案作为最终调制方案进行惯导***的调制，获取惯导***中对最终输出结果影响较大的主要误差值带入备选调制方程进行计算，若所得到的调制结果满足阈值，则说明此时各类误差都能被平衡使得输出结果满足精度要求，进一步可根据不同精度需求设置不同的阈值，实现对惯导***的***调制，将载体姿态也考虑进对***调制的影响中，进一步提高了对惯导***的调制精度，特别适用于在船舶等移动载体上进行惯导***的调制。
附图说明
图1为本发明实施例的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法的步骤流程图；
图2为本发明实施例的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制终端的结构示意图；
图3为本发明实施例的载体横摇和IMU绕水平轴旋转关系图；
图4为本发明实施例的载体横摇和IMU绕天轴旋转之间关系图；
图5为本发明实施例的载体纵摇和IMU绕水平轴旋转之间关系图；
图6为本发明实施例的载体纵摇和IMU绕天向轴旋转之间关系图；
图7为本发明实施例的载体航向运动和IMU绕水平轴旋转之间关系图；
图8为本发明实施例的载体航向运动和IMU绕天向轴旋转之间关系图；
图9为本发明实施例的旋转调制次序示意图；
图10为本发明实施例的双轴64次序旋转角度变化示意图；
图11为本发明实施例的载体隔离过程中信号流图；
图12为本发明实施例的载体隔离流程图；
图13为本发明实施例的坐标系定义示意图；
标号说明：
1、一种光纤陀螺旋转惯导***的调制终端；2、处理器；3、存储器。
具体实施方式
为详细说明本发明的技术内容、所实现目的及效果，以下结合实施方式并配合附图予以说明。
请参照图1，一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，包括步骤：
S1、获取陀螺组件的第一输出误差、加速度计的第二输出误差及所述陀螺组件的标度因数误差；
S2、获取惯导***所处载体的载体姿态；
S3、隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差及所述标度因数误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；
S4、若所述第一调制结果满足预设阈值，则标记所述备选调制方程为最终调制方程并根据所述最终调制方程进行所述惯导***的调制。
从上述描述可知，本发明的有益效果在于：分别获取陀螺组件及加速度计的输出误差，并获取陀螺组件的标度因数误差，并且获取惯导***所处的载体的载体姿态，在隔离载体姿态即对载体姿态进行解调的情况下将输出误差与标度因数误差都带入预设的备选调制方程进行分析，得到第一调制结果，若第一调制结果满足阈值则将其对应的备选调制方案作为最终调制方案进行惯导***的调制，获取惯导***中对最终输出结果影响较大的主要误差值带入备选调制方程进行计算，若所得到的调制结果满足阈值，则说明此时各类误差都能被平衡使得输出结果满足精度要求，进一步可根据不同精度需求设置不同的阈值，实现对惯导***的***调制，将载体姿态也考虑进对***调制的影响中，进一步提高了对惯导***的调制精度，特别适用于在船舶等移动载体上进行惯导***的调制。
进一步地，所述S1具体为：
获取所述第一输出误差
Figure BDA0002877423320000041
其中，Sg表示陀螺组件的标度因数误差矩阵，
Figure BDA0002877423320000042
表示陀螺组件的安装误差矩阵，T表示矩阵的转置，
Figure BDA0002877423320000043
表示所述陀螺组件的输出值，εp表示陀螺组件的零偏值；
获取所述第二输出误差
Figure BDA0002877423320000044
其中，Sa表示加速度计的标度因数误差矩阵，
Figure BDA0002877423320000045
表示加速度计的安装误差矩阵，
Figure BDA0002877423320000046
表示所述加速度计的输出值，▽p表示加速度计的零偏值。
由上述描述可知，根据采样间隔周期性采集数据获取第一输出误差，符合陀螺在实际使用中的特性，将采样间隔即周期纳入考虑范围，使得根据第一输出误差进行调制之后的数据更加接近陀螺实际要测量的目标值。
进一步地，所述S1具体为：
获取所述标度因数误差，根据所述标度因数误差得到角速度误差；
所述S3具体为：
隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差，所述第二输出误差及所述角度误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果。
由上述描述可知，标度因数的测量值与实际值之间也存在误差，会造成最终测量所需要的计算的角速度值的误差，从而导致陀螺的输出误差，根据标度因数误差计算得到角速度误差，将角度误差也带入备选调制方程得到角速度误差在不同调制方式下的变化规律，从而将角速度误差的变化纳入考虑项，使得最终的根据调制方程进行的调制能够最大限度中和误差值。
进一步地，所述S3之前还包括：
获取所述陀螺组件的常值漂移量；
所述S3具体为：
隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差、所述标度因数误差及所述常值漂移量带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果。
由上述描述可知，因调制过程是***调制，将常值偏移量也带入备选调制方程观察其随着调制发生的变化，避免了在***调制中采用传统方式对常值偏移量进行补偿可能造成的误差。
进一步地，所述S3中所述备选调制方程为：
Figure BDA0002877423320000051
其中，γ(t)表示转速。
由上述描述可知，将***调制的过程化为旋转矩阵即备选调制方程进行标识，能够直接通过改动备选调制方程中的参数进行各种调制方式对各个参数改变方式的计算，方便对***调制过程中可能导致的各个误差的变化值进行数值上的标定计算，为最终调制方程的确定提供支撑数据。
进一步地，所述S4包括：
判断在所述调制方程的一个转动周期内，所述第一调制结果中的累计误差角度和累计误差速度是否关于0对称，若是，则所述第一调制结果满足预设阈值。
由上述描述可知，根据***调制目标并非消除误差而是平衡误差使得最终的输出数据最接近真实值的特性，设定只要在一个转动周期内，累计误差角度和累计误差速度关于0对称，就判定该备选调制方程满足阈值，即其虽然在一个周期内的某些时间点可能出现误差较大的情况，但误差能在一个周期内被平衡使得最终的输出数据不被误差值影响。
进一步地，所述S1中所述陀螺组件的数量为三；
所述S1中所述获取所述标度因数误差，根据所述标度因数误差得到角速度误差具体为：
获取标度因数误差矩阵：
Figure BDA0002877423320000061
其中，
Figure BDA0002877423320000062
表示第i个所述陀螺组件陀螺的对称性标度因数误差，
Figure BDA0002877423320000063
表示第i个所述陀螺组件的非对称性标度因数误差；
所述角度误差
Figure BDA0002877423320000064
其中，ω1、ω2及ω3分别表示各个所述陀螺组件所感受到的输入角速度；
Figure BDA0002877423320000065
由上述描述可知，在包含三个陀螺组件的场景下，根据每个陀螺组件所感受到的输入角速度的不同构建标度因数误差矩阵，考虑对称性标度因数误差和非对称性标度因数误差，最终得到角度误差，提高了最终得到的角度误差的精确度。
进一步地，所述常值漂移量
Figure BDA0002877423320000066
其中，
Figure BDA0002877423320000067
表示陀螺组件x轴上陀螺的常值漂移值，
Figure BDA0002877423320000068
表示陀螺组件y轴上陀螺的常值漂移值，
Figure BDA0002877423320000069
表示陀螺组件z轴上陀螺的常值漂移值。
由上述描述可知，考虑三个不同方向的轴上的常值漂移量，根据不同的轴使用不同的常值漂移量进行计算，减小了通过常值漂移量所计算出的最终值的误差量。
进一步地，所述S3之前还包括：获取安装误差
Figure BDA00028774233200000610
Figure BDA00028774233200000611
其中，μij(i＝x,y,z；j＝x,y,z；i≠j)为第i坐标轴上陀螺组件的安装误差角度；
所述S3具体为：
隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差、所述标度因数误差及所述安装误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果。
由上述描述可知，考虑陀螺安装过程中其中的陀螺组件安装在不同方向，在最终将其作为一个坐标系进行计算时会有安装角度和最终计算所使用的坐标系之间的误差，将安装误差也纳入计算范围，进一步提高了最终确定的调制方案对误差的平衡效果。
请参照图2，一种光纤陀螺旋转惯导***的调制终端，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
S1、获取陀螺组件的第一输出误差、加速度计的第二输出误差及所述陀螺组件的标度因数误差；
S2、获取惯导***所处载体的载体姿态；
S3、隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差及所述标度因数误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；
S4、若所述第一调制结果满足预设阈值，则标记所述备选调制方程为最终调制方程并根据所述最终调制方程进行所述惯导***的调制。
本发明的有益效果在于：分别获取陀螺组件及加速度计的输出误差，并获取陀螺组件的标度因数误差，并且获取惯导***所处的载体的载体姿态，在隔离载体姿态即对载体姿态进行解调的情况下将输出误差与标度因数误差都带入预设的备选调制方程进行分析，得到第一调制结果，若第一调制结果满足阈值则将其对应的备选调制方案作为最终调制方案进行惯导***的调制，获取惯导***中对最终输出结果影响较大的主要误差值带入备选调制方程进行计算，若所得到的调制结果满足阈值，则说明此时各类误差都能被平衡使得输出结果满足精度要求，进一步可根据不同精度需求设置不同的阈值，实现对惯导***的***调制，将载体姿态也考虑进对***调制的影响中，进一步提高了对惯导***的调制精度，特别适用于在船舶等移动载体上进行惯导***的调制。
请参照图1，本发明的实施例一为：
在本说明书中，定义双轴旋转惯导的九个坐标系，即陀螺仪组件坐标系G系，加速度计组件坐标系a系，IMU坐标系S系、实际平台坐标系P系，调制平均坐标系
Figure BDA0002877423320000081
系，载体坐标系b系，***底座坐标系O系，地球坐标系e系和导航坐标系n系，各个坐标系定义如图2所示，并且本节定义的坐标系将在整个论文中适用。坐标系具体描述如下：
G系：陀螺仪组件坐标系o-xgygzg，oxg，oyg和ozg分别为x陀螺仪，y陀螺仪和z陀螺仪的敏感轴；
a系：加速度计组件坐标系o-xayaza，oxa，oya和oza分别为x加速度计，y加速度计和z加速度计的敏感轴；
S系：IMU坐标系o-xsyszs，其中心在IMU结构中心。初始时刻，将ys轴定义为与yg轴重合，xs轴在平面内垂直于ys轴，zs轴与xs轴和ys轴满足右手坐标系。S系与平台固联，随着平台旋转；
P系：实际平台坐标系o-xpypzp，通过平台两个实际轴定义。ozp轴沿着天向旋转轴，指天为正；oyp沿着水平轴，指向艏向为正；oxp轴根据右手定则确定。坐标系的中心在两个轴的交叉点。该坐标系可以表示为{yp×zp,yp,zp}；
Figure BDA0002877423320000082
系：调制平均坐标系
Figure BDA0002877423320000083
既不是IMU测量坐标系，也不是实际陀螺平台坐标系。该坐标系为固定坐标系，其中心在IMU加速度计组合件中心。初始时刻，
Figure BDA0002877423320000084
指向天，
Figure BDA0002877423320000085
指向艏，
Figure BDA0002877423320000086
指向右。并且不失一般性，将
Figure BDA0002877423320000087
与ozp轴重合，因此该坐标系可以表示为{yP×zP,zP×(yP×zP),zP}；构造该坐标系可以方便轴非正交角的研究；
b系：载体坐标系o-xbybzb，oxb,oyb,ozb分别指向船的右向，艏向和天向，坐标原点在载体形心；
O系：***底座坐标系o-xoyozo，ozo垂直安装底面，oyo平行平台水平轴，oxo轴根据右手定则确定，其坐标系中心与底座结构形心重合；
e系：地球坐标系o-xeyeze，其坐标原点在地球质量中心，坐标相对旋转的地球保持固定。oxe在平均天文赤道平面内；oye在平均天文赤道平面内，在x轴的东侧90°；oze轴与oxe轴和oye轴构成右手坐标系；
n系：导航坐标系o-xnynzn，选择本地水平指北方位坐标系。坐标原点在载体质心，oxn指向地理东，oyn指向地理北，ozn与oxn和oyn满足右手定则；
姿态转换矩阵为
Figure BDA0002877423320000091
Figure BDA0002877423320000092
载体系b系到底座坐标系O系之间的坐标转换矩阵，由安装误差角确定；
Figure BDA0002877423320000093
底座坐标系O系与调制平均坐标系
Figure BDA0002877423320000094
系之间的坐标变换矩阵，由读角装置读取的框架角确定；
Figure BDA0002877423320000095
IMU坐标系S系到调制平均坐标系
Figure BDA0002877423320000096
系之间的坐标变换矩阵，由翻滚失准角、轴非正交角和轴摆角确定；
Figure BDA0002877423320000097
调制平均坐标系S系到导航坐标系n系之间的坐标变换矩阵；
一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，包括步骤：
S1、获取陀螺组件的第一输出误差、加速度计的第二输出误差及所述陀螺组件的标度因数误差；
在一种可选的实施方式中，陀螺组件的数量为三；
在本实施例中，S1具体为：
获取所述第一输出误差
Figure BDA0002877423320000098
其中，Sg表示陀螺组件的标度因数误差矩阵，
Figure BDA0002877423320000099
表示陀螺组件的安装误差矩阵，本式中T表示矩阵的转置，
Figure BDA00028774233200000910
表示所述陀螺组件的输出值，εp表示陀螺组件的零偏值；
具体的，陀螺组件的输出为角增量脉冲数，记为Ng，在忽略误差项的情况下陀螺的输出即为实际的角速度输入
Figure BDA00028774233200000911
其中，Kg表示陀螺组件的标度因数，t表示采样间隔；在考虑误差项的情况下，陀螺的测量输出为
Figure BDA00028774233200000912
其中，I表示预设常数；则第一输出误差
Figure BDA00028774233200000913
获取所述第二输出误差
Figure BDA00028774233200000914
其中，I表示预设常数，Sa表示加速度计(也叫加表)的标度因数误差矩阵，
Figure BDA00028774233200000915
表示加速度计的安装误差矩阵，
Figure BDA00028774233200000916
表示所述加速度计的输出值，▽p表示加速度计的零偏值；
具体的，加速度计的输出为比力增量脉冲数Na，若忽略误差项，加速度计的输出即为实际的比力
Figure BDA0002877423320000101
其中，Ka表示加速度计标度因数，t表示采样间隔；在考虑误差项的情况下，加速度计的测量输出为
Figure BDA0002877423320000102
其中，I表示预设常数；则第二输出误差为
Figure BDA0002877423320000103
其中，
Figure BDA0002877423320000104
获取所述标度因数误差，根据所述标度因数误差得到角速度误差：
惯性元件的标度因数不可能标定的绝对准确，而且标度因数还可能随着时间、环境等因素发生改变，造成了实际***中总存在着惯性元件的标度因数误差，且无法一劳永逸进行标定，标度因数的性能一般用在不同转速的线性性、同一转速逐次启动的重复性衡量，可以表示为Kgc＝Kg(I+Sg),Kac＝Ka(I+Sa)；其中，Kgc为陀螺组件的标度因数计算值，Kac为加速度计的标度因数计算值，Kg＝diag([Kgx Kgy Kgz])和Ka＝diag([Kax Kay Kaz])为陀螺组件和加计的标度因数实际值，
Figure BDA0002877423320000105
为陀螺组件标度因数误差矩阵，Sa＝diag([Sax Say Saz])为加速度计标度因数误差阵；标度因数误差引起的陀螺组件测量误差和加速度计测量误差分别为
Figure BDA0002877423320000106
因在实际应用过程中存在工艺及IMU自身运作原理等因素的影响，一般标度因素还存在正反不对称性，通常忽略此不对称性或将标度因数直接去为正向标度因数和反向标度因数的平均值，都会引起一定的标度因数不对称误差，则考虑不对称误性进行误差矩阵的确定；
获取陀螺标度因数误差矩阵：
Figure BDA0002877423320000107
其中，
Figure BDA0002877423320000108
表示第i个所述陀螺组件陀螺的对称性标度因数误差，
Figure BDA0002877423320000109
表示第i个所述陀螺组件的非对称性标度因数误差；
Figure BDA0002877423320000111
由标度因数误差产生的陀螺组件的角速度误差
Figure BDA0002877423320000112
具体的：
Figure BDA0002877423320000113
其中，ω1、ω2及ω3分别表示各个所述陀螺组件所感受到的输入角速度；
S2、获取惯导***所处载体的载体姿态；
S3、隔离载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差、所述角度误差、所述常值漂移量带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；
其中，备选调制方程为：
Figure BDA0002877423320000114
其中，
Figure BDA0002877423320000115
表示转速；
S4、若所述第一调制结果满足预设阈值，则标记所述备选调制方程为最终调制方程并根据所述最终调制方程进行光纤陀螺的调制；包括：判断在所述调制方程的一个转动周期内，所述第一调制结果中的累计误差角度和累计误差速度是否关于0对称，若是，则所述第一调制结果满足预设阈值。
本发明的实施例二为：
一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其与实施例一的不同之处在于：
S3之前还包括：
(1)获取所述陀螺组件的常值漂移量
Figure BDA0002877423320000121
其中，
Figure BDA0002877423320000122
表示陀螺组件x轴上陀螺的常值漂移值，
Figure BDA0002877423320000123
表示陀螺组件y轴上陀螺的常值漂移值，
Figure BDA0002877423320000124
表示陀螺组件z轴上陀螺的常值漂移值；
(2)获取安装误差
Figure BDA0002877423320000125
安装误差角指的是陀螺真实敏感轴方位与标定计算得到的陀螺敏感轴方位之间的夹角(一般为角秒量级)在经过惯性测量组合的标定工作以后，即求得了光纤陀螺的三个敏感轴组成的坐标系oxgygzg(非正交系)到IMU坐标系oxpypzp(正交系)的变换矩阵
Figure BDA0002877423320000126
标定得到的
Figure BDA0002877423320000127
不是绝对准确的，它和真实的oxgygzg到oxpypzp之间变换矩阵
Figure BDA0002877423320000128
的关系为
Figure BDA0002877423320000129
Figure BDA00028774233200001210
其中，μij(i＝x,y,z；j＝x,y,z；i≠j)为第i坐标轴上陀螺的安装误差角度；
(3)获取陀螺组件的随机漂移，在仅考虑陀螺组件输出白噪声的情况下εw＝[εwxεwy εwz]；其中，εwx表示陀螺组件x轴上陀螺的常值漂移值，εwy表示陀螺组件y轴上陀螺的常值漂移值，εwz表示陀螺组件z轴上陀螺的常值漂移值。
本发明的实施例三为：
一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其与实施例一或实施例二的不同之处在于，
根据备选调制方程调制后的第一输出误差为：
Figure BDA00028774233200001211
其中，
Figure BDA0002877423320000131
Figure BDA0002877423320000132
其中，
Figure BDA0002877423320000133
表示导航坐标系n系到载体坐标系b的坐标转换矩阵，
Figure BDA0002877423320000134
表示导航坐标系n系下的陀螺角速度，
Figure BDA0002877423320000135
表示加速度计在导航坐标系n系下的等效角速度，
Figure BDA0002877423320000136
表示载体坐标系b的角速度即运动载体的角速度；
Figure BDA0002877423320000137
根据备选调制方程调制后的第二输出误差为：
Figure BDA0002877423320000138
根据备选调制方程调制后的常值漂移为：
Figure BDA0002877423320000139
可以看出，在连续旋转的场景下，转速
Figure BDA00028774233200001310
为一个常值，在一个旋转周期内，与旋转轴垂直面上的常值漂移被完全调制，而旋转轴上的常值漂移不能被调制；IMU(Inertial Measurement Unit，惯性测量单元)的正反转运动使得旋转台体的驱动电机产生频繁的制动和启动，在实际使用中做到旋转台体的驱动电机产生频繁的制动和启动，必须使电机有足够的锁定时间以适应并扭回制动时产生的形变；并且，在锁定的时间段里，常漂并没有被调制成正弦波的形式，为了能将锁定时间段内产生的误差抵消，在整个调制过程中的每个转动周期内的锁定时间里与转轴垂直面上的常漂的符号必须要有变化；这要求每个旋转周期内，正反转停的转速和制动与启动的角加速度关于时间具有奇对称关系，也要求每次旋转停止的位置关于转轴对称；而且对于双轴转位***，一个轴上的电机转动时，另一个轴的电机必须在正反过渡期锁定一段时间；
根据本宣调制方程调制后的随机漂移为：
Figure BDA0002877423320000141
εwi为高斯白噪声，均值为0，方差为
Figure BDA0002877423320000142
有如下特性：
Figure BDA0002877423320000143
Figure BDA0002877423320000144
由上式可知，经旋转调制后，各轴向的噪声方差没有实质性的变化；实际上，角度正弦变化的频率远远小于白噪声的频率，旋转对快变的误差量是没有减小其误差幅度的作用的，双轴旋转均不能调制陀螺的随机漂移；
根据备选调制方程调制后的由标度因数误差引起的陀螺输出误差为：
Figure BDA0002877423320000145
在一个转动周期内积分得到调制时转动一个周期后的累计误差角度：
Figure BDA0002877423320000146
其中，ωieN表示地球自转角速率，ωieU表示载体绕地球运动的角速度，γ表示旋转速度；
从上式可以看出，在一个转动周期内，与转轴垂直方向上的两个陀螺标度因数对称性误差
Figure BDA0002877423320000151
依然存在，但是与转轴垂直方向上的两个陀螺标度因数的非对称性误差项
Figure BDA0002877423320000152
却消失了；即能够得到，隔离载体运动的情况下，双轴旋转可以平均掉所有惯性元件的非对称性误差效应；并且由于静态情况下，地球转速东向分量为零，因此不会引起东向角度误差，即式中第一项为零，与转轴垂直平面上的陀螺非对称标度因素误差可调制，而对称误差不能被调制；
获取上式中第三分量：
Figure BDA0002877423320000153
由于ωieU＞＞ω，对式进行化简得：
Figure BDA0002877423320000154
对于上式中第(1)项误差进行分析，若其始终为正(或负)，即若在调制过程中始终向一个方向旋转，则会引起误差积累，因此，旋转方案应采用正反转停方式；第(2)项误差表示对称性标度因数误差与地球自转耦合产生的误差，它是由于地理坐标系相对于惯性空间的转动所造成的，因此，只要绕地理系旋转，此项误差总是存在；而静电陀螺惯导***是相对于惯性坐标系进行旋转的，不会存在此项误差；第(3)项为非对称性标度因数误差与旋转运动耦合引起的数学平台误差角度；
对于安装误差，根据备选调制方程调制后的由安装误差产生的角速度误差为
Figure BDA0002877423320000155
则对应的一个周期内的角度误差为：
Figure BDA0002877423320000156
当转轴与IMU本体系重合时，单轴***能够自动补偿6个安装误差角中的μxy,μyx,μzy,μzx，而μxz,μyz无法补偿；
实际***中，转位机构的转轴与IMU坐标系的轴并不重合，此时
Figure BDA0002877423320000161
将变得复杂，假设由转位机构的转轴定义的坐标系偏离IMU坐标系的偏离角分别为α、β、θ，则根据备选调制方程调制进行调制时的实际旋转值为：
Figure BDA0002877423320000162
在α、β、θ均为小角度假设下，
Figure BDA0002877423320000163
可进一步简化为：
Figure BDA0002877423320000164
则由安装误差引起的实际角度误差为：
Figure BDA0002877423320000165
由上式可见，当转位机构的转轴与IMU坐标系的轴不重合时，安装误差不能被调制。分析可发现，在双轴旋转***中安装误差阵只存在正交安装误差，即6个安装误差角满足以下关系：
μyz＝μxz,μxy＝μzy,μzx＝μyz；
发现矩阵中的第二项和第三项为零，双轴旋转能够将三项均调制为零。因此，双轴旋转能够调制所有正交性安装误差，而不能调制非正交性安装误差。
请参照图3，本发明的实施例四为：
一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其与其余实施例的不同之处在于：
设计两种旋转方法：初始对准阶段旋转方法和导航阶段旋转方法；这两种旋转方法的目的不同，考虑的影响因素也不同；
双轴在调制的时候，两个轴是在交替运行的；对调制效果影响大的情况是载体有横摇运动且同时IMU绕着外环轴(即横摇轴)做调制和载体有航向变化且同时IMU绕内环轴(即方位轴)做调制这两种情况；
初始对准阶段旋转方法的设计在保证有效提高对准精度的同时，估计出惯性元件的误差；导航阶段旋转方法的设计在保证能够完全调制掉所有惯性元件常值误差的基础上，尽量多的调制掉其他误差；
光纤陀螺双轴旋转惯导***通过合理的双轴旋转，惯性元件主要误差项均能够调制成正余弦形式，惯性元件误差引起的数学平台累计误差角在一个转动周期内也能够调制成0；然而，判断惯性元件误差对导航的影响是否被调制消除，还要看一个转动周期内累计误差角度和速度是否关于0对称，则根据实施例一及实施例二只能够的分析结果，双轴旋转的最优调制方法的设计原则如下：
1)绕两个轴交替旋转，绕每个轴的旋转均具有正反性和对称性；
2)每个旋转周期内，正反旋转的转速和制动与启动的角加速度关于时间具有奇对称关系，而且每次旋转停止的位置关于转轴对称；
3)在一个转动周期内器件误差引起的累计角度误差或速度误差为0，且均值也0；
其中，停止时间的大小不仅影响到一个调制周期的长短，同时涉及传递对准的时间；
若不考虑传递对准则转动周期越短越好，不仅对常值误差的调制效果好，而且能够对周期大于数倍转动周期的漂移或者随时间线性增长的漂移引起的***误差也能够有一定程度的平均作用，例如，假设漂移以ε＝ε0+kt的规律变化，在***静止状态下，短期内时刻t时的数学平台误差角度近似为：
Δθ≈ε0t+kt2/2
若IMU以周期T连续转动对此漂移误差进行调制，整个转动周期后数学平台的误差角度在t时刻近似为：
Figure BDA0002877423320000171
对比上述二式，旋转状态下数学平台的误差角度增长与一个转动周期内漂移的常值分量无关，与静态状态相比，增长速度及大小都大为降低。并且漂移的变化速率越慢，转动周期越短，对误差角度的调制补偿效果越好；
为了实现确定导航阶段的最佳旋转方法，需要获取载体运动对旋转调制效果的影响，具体的，S2具体为：获取载体横摇角运动对旋转调制效果的第一影响模型、载体纵摇角运动对旋转调制效果的第二影响模型及载体航向角运动对旋转调制效果的第三影响模型：
其中，当调制旋转的角速度与载体运动的角速度接近同时方向一致时，将导致等效陀螺仪漂移中会有陀螺仪标度因数的直流分量出现。该分量将与载体运动角速度耦合，使得等效陀螺仪漂移增大，进而导致***精度下降，所以将载体姿态角速度引入旋转机构的控制中，在进行旋转调制的同时实现载体运动的隔离；载体的航向角运动没有周期性，并且可以向着一个方向连续不断偏航，因此在某个特定的运动组合下，由航向偏角引起的等效陀螺仪标度因数将会一直增加下去，随着时间的累积，***精度会下降很快，应避免这种情况的发生；在导航阶段，将载体姿态角速度引入旋转机构的控制中，在进行旋转调制的同时实现载体运动的隔离。根据海况的特点，只对航向角运动进行隔离。隔离时除了需要判断航向变化的速度和累积时间，决定是否对航向角进行隔离外，还需要进行两种情况的判断：一种是隔离轴与调制轴一致时，计算调制角和调制角速度，同时实现调制和隔离；一种是隔离轴与调制轴不一致时，隔离轴启动稳定回路，以实现对载体航向的跟踪；
本实施例下文中所述旋转调制方式包括初始对准阶段旋转方法和导航阶段旋转方法；
(1)IMU绕横摇轴转动
假设载体只绕oyb轴做正弦规律的角运动，没有其他任何运动，此时通过机械零位和电器零位的调整，IMU翻滚失准角的标定及轴非正交角等地补偿，使得在初始时刻，IMU坐标系S系和载体坐标系b系重合，再假设IMU安装在载体的形心，没有杆臂误差需要补偿，且IMU绕***底座坐标系O系(OZ垂直安装底面，OY平行平台水平轴，OX轴根据右手定则确定)的横摇轴oyo按照设计好的旋转调制方式进行转动；定义坐标系b′为载体运动后的坐标系，则b系和b′系之间的关系如图3所示；
根据载体系b和b′之间的转换关系，可以得到b和b′之间的转换矩阵
Figure BDA0002877423320000191
为：
Figure BDA0002877423320000192
式中，α＝ωyt，ωy为载体绕oyb轴转动的角速度；
当IMU绕oyb轴转动时，b′系到S系之间的变换矩阵为：
Figure BDA0002877423320000193
式中，β＝λyt，λy为载体绕oyb轴转动的角速度，其值由旋转调制方式确定(旋转调制方式包括了转轴的转位顺序，转动角度，转动角速度和停位时间)；
当载体只绕oyb轴转动，则载体相对于惯性系的角速度
Figure BDA0002877423320000194
式中，
Figure BDA0002877423320000195
为载体静止时相对惯性系的角速度，
Figure BDA0002877423320000196
IMU中陀螺仪的测量值为
Figure BDA0002877423320000197
式中，
Figure BDA0002877423320000198
则将陀螺仪的测量误差由s系投影到导航坐标系n系中，第一投影表达式为：
Figure BDA0002877423320000199
其中，
Figure BDA00028774233200001910
该式等号右边第一项
Figure BDA00028774233200001911
为载体角运动
Figure BDA00028774233200001912
在标度因数误差与安装误差作用下，在b系的等效陀螺仪漂移；等号右边第二项
Figure BDA00028774233200001913
为旋转角速度
Figure BDA00028774233200001914
在标度因数和安装误差作用下，在b系的等效陀螺仪漂移；等号右边第三项
Figure BDA00028774233200001915
为陀螺仪的常值漂移在b系下的等效陀螺仪漂移；因为随机游走是不相关的随机过程，随机游走的方差仍然是其自身，所以旋转调制对陀螺仪的随机游走没有调制作用；
Figure BDA00028774233200001916
为定值，在这里可以不用考虑。为了简化和突出在载体运动情况下陀螺仪标度因数误差对姿态角速度误差的影响，忽略陀螺仪组件的安装误差项；
将转换矩阵
Figure BDA00028774233200001917
及
Figure BDA00028774233200001918
代入第一投影表达式得第一影响模型：
Figure BDA0002877423320000201
Figure BDA0002877423320000202
Figure BDA0002877423320000203
Figure BDA0002877423320000204
由上述四个等式可得知，当IMU绕横摇轴转动，同时载体存在横摇角运动，此时陀螺组件y轴上的陀螺仪的标度因数误差直接与旋转角速度耦合，使得陀螺仪的测量误差增加两个常值量ΔKGyωy和ΔKGyλy，导致***的角速度误差增加，继而***的姿态误差增大，根据四个等式中第一个等式可知，等效陀螺误差与载体的横摇角运动发生的时刻、角幅度和角速度成正比例关系；
(2)IMU绕天向轴转动：
与(1)中除IMU绕天向轴ozo按照旋转调制方式进行转动外，其余假设条件相同，定义坐标系b′为载体运动后的坐标系，载体旋转和IMU旋转之间的关系见图4所示；
当IMU绕ozo轴转动时，b′系到S系之间的变换矩阵为
Figure BDA0002877423320000211
式中，γ＝λzt，λz为载体绕ozo轴转动的角速度，其值由旋转调制方式确定(旋转调制方式包括了转轴的转位顺序，转动角度，转动角速度和停位时间)；
IMU中陀螺仪的测量值为：
Figure BDA0002877423320000212
将
Figure BDA0002877423320000213
及(2)中的
Figure BDA0002877423320000214
代入第一投影表达式得第一影响模型：
Figure BDA0002877423320000215
Figure BDA0002877423320000216
Figure BDA0002877423320000217
Figure BDA0002877423320000218
由上述四个等式可知，当IMU绕天向轴转动，同时载体存在横摇角运动，此时z陀螺仪和x，y陀螺仪的误差相互耦合，并激励了三个陀螺仪的比例因子误差；横摇角运动也因陀螺仪存在标度因数误差而被引入等效陀螺仪的误差中，并且影响的大小除了受对应陀螺仪标度因数影响外，还受到横摇角运动发生的时刻、幅值和角速度相关，同时，载体横摇角运动的角速度和幅值越大，等效陀螺仪的误差就越大，因此，旋转调制效果就越差；
(3)IMU绕横摇轴转动
设载体只绕oxb做纵摇角运动，往复运动的角速度为ωx，定义坐标系b"为载体运动后的坐标系，则b系和b"系之间的关系见图5所示；
根据载体系b和b"之间的转换关系，可以得到转换矩阵
Figure BDA0002877423320000221
为
Figure BDA0002877423320000222
式中，α＝ωxt，ωx为载体绕oxb轴转动的角速度；
当IMU绕实时的oyb轴转动时，b"系到S系之间的变换矩阵为：
Figure BDA0002877423320000223
式中，β＝λyt，λy为载体绕oyb轴转动的角速度；同样，其值由旋转调制方式确定；
当载体只绕实时的oyb轴转动时，有
Figure BDA0002877423320000224
式中，
Figure BDA0002877423320000225
为载体静止时相对惯性系的角速度，
Figure BDA0002877423320000226
IMU中陀螺组件的测量值为
Figure BDA0002877423320000227
式中，
Figure BDA0002877423320000228
根据
Figure BDA0002877423320000229
及
Figure BDA00028774233200002210
陀螺仪的测量误差由s系投影到导航坐标系n系中，第二投影表达式如下：
Figure BDA00028774233200002211
其中，
Figure BDA00028774233200002212
为了突出在载体运动情况下陀螺仪标度因数误差对姿态角速度误差的影响，忽略陀螺仪组件的安装误差项，将
Figure BDA00028774233200002213
及
Figure BDA00028774233200002214
代入第二投影表达式得到第二影响模型：
Figure BDA0002877423320000231
Figure BDA0002877423320000232
Figure BDA0002877423320000233
Figure BDA0002877423320000234
由上述四个等式可知，当IMU绕水平轴转动，同时载体存在纵摇角运动时，y陀螺仪和x，z陀螺仪的误差相互耦合，并且所有陀螺仪的标度因数误差直接与旋转角速度耦合，也就是纵摇角速度激励了x，z陀螺仪的比例因数误差；
(4)IMU绕天向轴转动：
同样定义坐标系b"为载体运动后的坐标系，IMU绕天向轴转动，则b系和b"系之间的关系以及各轴转动情况见图6所示；
当载体只绕实时的oxb轴转动时，有
Figure BDA0002877423320000235
式中，
Figure BDA0002877423320000236
为载体静止时相对惯性系的角速度，
Figure BDA0002877423320000237
IMU中陀螺仪的测量值为
Figure BDA0002877423320000238
式中，
Figure BDA0002877423320000239
由
Figure BDA0002877423320000241
及
Figure BDA0002877423320000242
可以将陀螺仪的测量误差由S系投影到导航坐标系n系中，第三投影表达式如下：
Figure BDA0002877423320000243
式中，
Figure BDA0002877423320000244
将(3)中
Figure BDA0002877423320000245
及(2)中的
Figure BDA0002877423320000246
带入第三投影表达式得到第二影响模型：
Figure BDA0002877423320000247
Figure BDA0002877423320000248
Figure BDA0002877423320000249
Figure BDA00028774233200002410
由上述四个等式可知，当IMU绕天轴转动，同时载体存在纵摇角运动时，x陀螺仪和y，z陀螺仪的误差相互耦合，并且所有陀螺仪的标度因数误差直接与旋转角速度耦合，也就是纵摇角速度激励了y，z陀螺仪的比例因数误差；
(5)IMU绕横摇轴调制：
假设载体进行转弯运动，转弯角速度为ωz，符号不变，持续时间为t，载体运动后的坐标系为b′系，坐标系之间关系见图7所示；
根据坐标系之间转换关系，b系与b′系之间的转换矩阵
Figure BDA0002877423320000251
可以表示为：
Figure BDA0002877423320000252
式中，α＝ωzt，ωz为载体绕ozb轴转动的角速度，α为载体航向角；
当IMU绕oyb′轴转动时，b′系到S系之间的变换矩阵为：
Figure BDA0002877423320000253
式中，β＝λyt，λy为载体绕oyb′轴转动的角速度，其值由旋转调制方式确定；
将(5)中的
Figure BDA0002877423320000254
及(5)中的
Figure BDA0002877423320000255
带入第一投影表达式得到第三影响模型，即在载体航向角运动和旋转调制角速度作用下，b系下的等效陀螺仪漂移：
Figure BDA0002877423320000256
Figure BDA0002877423320000257
Figure BDA0002877423320000261
Figure BDA0002877423320000262
由上述四个等式中的第一个等式可知，载体相对于惯性系的角运动激励出的b系下等效陀螺仪漂移与调制角速度和载体角速度都相关；由第二个等式可知，x，y，z陀螺仪的等效漂移与载体角运动的角速度和调制时的IMU旋转角速度相关，同时，姿态角速度的误差与载体航向角运动的角速度成正比例关系；由第三个等式可知，调制角速度在x和y陀螺仪的等效标度因数误差的作用下，影响姿态角误差的大小；由第四个等式可知，陀螺仪的常值漂移不会在载体有航向角运动和调制运动情况下，影响姿态角速度误差；综上所述，由于没有直流分量，所以在这种组合运动下，载体的航向角运动对调制效果的影响不是太大；
(6)IMU绕天向轴调制
当载体只存在航向角的变化，并且IMU绕天向轴转动，这是坐标系b系变化情况如图8所示；
b系到S系之间的变换矩阵为：
Figure BDA0002877423320000263
将(5)中的
Figure BDA0002877423320000264
及(6)中的
Figure BDA0002877423320000265
带入第一投影表达式得到第三影响模型，即b系下的等效陀螺仪漂移：
Figure BDA0002877423320000271
Figure BDA0002877423320000272
Figure BDA0002877423320000273
Figure BDA0002877423320000274
由上述四个等式中的第一个等式可知，由于有航向角运动，z陀螺仪和x，y陀螺仪的误差相互耦合，同时航向角速度激励了x，y陀螺仪的比例因数误差。而直流分量成为不可调制的分量，并且成为等效常值陀螺漂移；由第二个等式可知，由于有航向角运动，z向陀螺仪的标度因数误差直接与载体航向角速度耦合，使得b系下等效陀螺仪误差增大，并且与航向角速度成正比关系；由第三个等式可知，当载体有航向运动，并且IMU绕天向轴转动，会使z向陀螺仪标度因数误差与调制角速度直接耦合，使得IMU的调制角速度起到增加等效陀螺仪误差，等效陀螺漂移将会因此而增加；由第四个等式可知，陀螺仪的常值漂移不会在载体有航向角运动和调制运动情况下，影响姿态角速度误差。同时，z向陀螺仪的常值漂移没有得到调制；
综合上述(1)-(6)，得到载体运动对调制效果的影响，具体见表1，双轴在调制的时候，两个轴是在交替运行的。经过分析得知，对调制效果影响大的情况是载体有横摇运动且同时IMU绕着外环轴(即横摇轴)做调制和载体有航向变化且同时IMU绕内环轴(即方位轴)做调制这两种情况。由于对于船用环境，横摇运动是相对于船龙骨对称的周期摆动，影响小，而最为恶劣的情况就是载体存在航向运动的情况，需进行隔离；
根据第一影响模型、第二影响模型及第三影响模型隔离载体姿态；
在一种可选的实施方式中，在导航阶段，将载体姿态角速度引入旋转机构的控制中，在进行旋转调制的同时实现载体运动的隔离；关键信号流程图见图11，图中关键的信号为
Figure BDA0002877423320000282
该信号将参与转位机构的旋转控制角度的计算；
当隔离轴与调制轴一致时，计算调制角和调制角速度，同时实现调制和隔离；当隔离轴与调制轴不一致时，隔离轴启动稳定回路，以实现对载体航向的跟踪，流程图如图12所示
表1
Figure BDA0002877423320000281
Figure BDA0002877423320000291
本发明的实施例五为：
将上述的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法应用于实际场景，得到调制路径：1、初始对准阶段旋转方法：采用的是双轴转动3位置对准可观测度
Step1：上电自检，静止15分钟，完成粗对准；Step2：绕Z轴正方向转动180度，停止30分钟；Step3：绕X轴反方向转动90度，停止15分钟，完成精对准；Step4：原路返回，初始对准结束，转入导航阶段；2、导航阶段旋转方法：导航阶段的旋转采用的是64次序双轴转位方案，见表2，旋转角度变化见图10，该方案每16次序为奇对称，每32次序为偶对称，全周期为奇对称，转动角速度为10°/s，角加速度为5°/s2，转动停止时间为5s；
表2
Figure BDA0002877423320000292
Figure BDA0002877423320000301
请参照图2，本发明的实施例四为：
一种光纤陀螺旋转惯导***的调制终端1，包括处理器2、存储器3及存储在存储器3上并可在所述处理器2上运行的计算机程序，所述处理器2执行所述计算机程序时实现实施例一中的各个步骤。
综上所述，本发明提供了一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法及终端，获取陀螺组件的第一输出误差、标度因数误差、安装误差及常值漂移量，并获取加速度计的第二输出误差，将上述各个值分别带入预设的备选调制方程得到第一调制结果，对第一调制结果进行分析能够得到在旋转调制过程中不同值的设定对各个误差在一个调制周期内的调制平衡结果的影响，当第一调制结果满足阈值即在一个转动周期内，累计误差角度和累计误差速度都关于0对称时，则说明此时的备选调制方程使得一个周期的的误差能够互相平衡从而使得最终的输出量的误差最小，输出数值最高，则标记满足该条件的备选调制方程为最终调制方程并根据该最终调制方程进行惯导***的双轴旋转调制，能够进行对光纤陀螺旋转惯导***的***调制，综合对各个误差的调制结果而不是将各个误差分开考虑，提高了光纤陀螺旋转惯导***在后续实际使用场景下的测量精度。
以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等同变换，或直接或间接运用在相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其特征在于，包括步骤：
S1、获取陀螺组件的第一输出误差、加速度计的第二输出误差及所述陀螺组件的标度因数误差；
S2、获取惯导***所处载体的载体姿态；
S3、隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差及所述标度因数误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；
S4、若所述第一调制结果满足预设阈值，则标记所述备选调制方程为最终调制方程并根据所述最终调制方程进行所述惯导***的调制；
所述S1具体为：
获取所述标度因数误差，根据所述标度因数误差得到角速度误差；
所述S3具体为：
隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差，所述第二输出误差及角速度误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果；
所述S1中所述陀螺组件的数量为三；
所述S1中所述获取所述标度因数误差，根据所述标度因数误差得到角速度误差具体为：
获取标度因数误差矩阵：
Figure FDA0003683583360000011
其中，
Figure FDA0003683583360000012
表示第i个所述陀螺组件陀螺的对称性标度因数误差，
Figure FDA0003683583360000013
表示第i个所述陀螺组件的非对称性标度因数误差；
所述角速度误差
Figure FDA0003683583360000014
其中，ω1、ω2及ω3分别表示各个所述陀螺组件所感受到的输入角速度；
Figure FDA0003683583360000015
2.根据权利要求1所述的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其特征在于，所述S1具体为：
获取所述第一输出误差
Figure FDA0003683583360000021
其中，Sg表示陀螺组件的标度因数误差矩阵，
Figure FDA0003683583360000022
表示陀螺组件的安装误差矩阵，T表示矩阵的转置，
Figure FDA0003683583360000023
表示所述陀螺组件的输出值，εp表示陀螺组件的零偏值；
获取所述第二输出误差
Figure FDA0003683583360000024
其中，Sa表示加速度计的标度因数误差矩阵，
Figure FDA0003683583360000025
表示加速度计的安装误差矩阵，
Figure FDA0003683583360000026
表示所述加速度计的输出值，
Figure FDA0003683583360000027
表示加速度计的零偏值。
3.根据权利要求1所述的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其特征在于，所述S3之前还包括：
获取所述陀螺组件的常值漂移量；
所述S3具体为：
隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差、所述标度因数误差及所述常值漂移量带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果。
4.根据权利要求1所述的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其特征在于，所述S3中所述备选调制方程为：
Figure FDA0003683583360000028
其中，γ(t)表示转速。
5.根据权利要求1所述的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其特征在于，所述S4包括：
判断在所述调制方程的一个转动周期内，所述第一调制结果中的累计误差角度和累计误差速度是否关于0对称，若是，则所述第一调制结果满足预设阈值。
6.根据权利要求3所述的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其特征在于，所述常值漂移量
Figure FDA0003683583360000031
其中，
Figure FDA0003683583360000032
表示陀螺组件x轴上陀螺的常值漂移值，
Figure FDA0003683583360000033
表示陀螺组件y轴上陀螺的常值漂移值，
Figure FDA0003683583360000034
表示陀螺组件z轴上陀螺的常值漂移值。
7.根据权利要求1所述的一种光纤陀螺旋转惯导***的调制方法，其特征在于，所述S3之前还包括：获取安装误差
Figure FDA0003683583360000035
Figure FDA0003683583360000036
其中，μij: i＝x,y,z；j＝x,y,z；i≠j; 为第i坐标轴上陀螺组件的安装误差角度；
所述S3具体为：
隔离所述载体姿态后，将所述第一输出误差、所述第二输出误差、所述标度因数误差及所述安装误差带入预设的备选调制方程，得到第一调制结果。
8.一种光纤陀螺旋转惯导***的调制终端，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-7任一所述的一种光纤陀螺旋转惯导方法的调制终端。
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