单轴旋转调制惯性导航系统研制方案设计报告分解.docx

《单轴旋转调制惯性导航系统研制方案设计报告分解.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《单轴旋转调制惯性导航系统研制方案设计报告分解.docx（26页珍藏版）》请在三一办公上搜索。

1、单轴旋转调制惯导系统算法设计方案报告东南大学XXXX年 XX 月 XX 日目录1. 旋转调制研究背景 12. 国内外典型旋转式惯性导航系统 22.1 国外研究情况 22.2 国内研究情况 43. 单轴旋转误差自动补偿原理 44. 惯性器件误差自动补偿研究 114.1 惯性器件误差模型 114.2 标度因数误差引起的数学平台误差角度 144.3 随机游走分析 174.4 单轴旋转方式的确定及转动带来的影响 185. 综合仿真 201. 旋转调制研究背景惯性导航是一种完全自主的导航技术，它依靠载体上安装的惯性器件通过导航计算机自 主地完成导航任务，可以和外界不发生任何光、电联系。因此，隐蔽性好，工

2、作不受环境条 件的限制。这一独特优点，使得惯性导航系统成为航空、航天和航海领域中的一种广泛使用 的导航方法。惯性导航系统根据惯性测量单元在载体上安装方式的不同分为平台式惯性导航 系统和捷联式惯性导航系统。平台式惯性导航系统中，陀螺和加速度计安装在稳定平台上， 稳定平台通过框架与载体相连，建立一个与载体角运动无关的平台坐标系为加速度计提供基 准。20世纪50年代末期捷联惯性导航系统(strapdown inertial navigation system, SINS被首 次提出，它不需要稳定平台，直接将惯性测量单元安装在载体上，具有体积小、制造和维护 成本低、可靠性高等优点，目前已经在中、低精度

3、领域基本取代了平台式惯性导航系统，正 在向着高精度应用领域发展。尽管具有上述的突出优点，实现高精度的惯性导航存在着很高的技术难度。惯性导航是 一种航位推算导航方法，它的基本原理如图1所示。根据惯性器件测量的线运动和角运动参数，得到姿态和速度，进而计算出载体的位置。在导航计算这一积分过程中，由惯性器件误 差引起的系统误差会随着时间而增长。因此惯性导航的精度主要受惯性器件的精度制约。为 了实现长时间、高精度的惯性导航，必须降低惯性器件输出中的各种误差因素引起的导航误 差。平台旋转速率向角速度图1惯性导航原理示意图惯性导航系统误差积累的速度主要由初始对准的精度、导航系统使用的惯性传感器的精 度以及载

4、体运动的动态环境特性决定，因而长时间单独工作后误差会很快发散。为了获得可以长时间使用的高精度捷联惯导系统，解决的途径主要有三种：(1) 提高惯性器件本身的精度。主要依靠开发新材料、新工艺、新技术来提高惯性器件 的精度，或研制新型高精度的惯性器件；(2) 研究惯性导航系统自身的误差传播特性，为惯性测量单元设置某种特定运动方式型运动形式为周期性的旋转调制)，以抑制惯导系统各种误差因素所引起的导航误差；(3) 采用组合导航方式，利用外部信息对惯性导航系统的传感器误差和导航参数进行估 计和修正。本方案设计目标是挖掘光纤陀螺用于长时间导航的潜力，研究光纤陀螺惯性导航系统的 误差因素和补偿技术，设计一种基

5、于单轴旋转的光纤陀螺惯性导航系统，以补偿陀螺漂移引 起的导航定位误差。2. 国内外典型旋转式惯性导航系统2.1国外研究情况光学陀螺是一种无机械转动的固态陀螺，适用于捷联惯性导航系统。但是光学陀螺零偏 是引起惯导系统导航误差的主要因素，目前常规的捷联系统方案很难满足长时间高精度导航 需求。旋转调制技术是一种惯性器件偏差自补偿方法，对惯性器件偏差进行调制，抵消器件 偏差对系统精度的影响，能够提高捷联惯导系统长时间的工作精度。当前国外激光激光陀螺作为光学陀螺，从原理上不同于机电陀螺，是惯性导航系统的理想元件，结合 旋转自动补偿技术，发展成为一种新型的惯性导航系统，即激光陀螺旋转式惯性导航系统。现在已

6、研制出激光陀螺旋转式惯性导航系统的国家有美国、英国、法国、俄罗斯等。在 这些国家中，美国起步最早，花费力量最大，投资最多，新研制和改进的系统性能也最引人 注目，具有代表性。下面分别介绍各种典型的激光陀螺旋转惯导系统。(1) AN/WSN-5L型船用环形激光惯性导航系统1984年，Litt on公司在AN/WSN-5型液浮陀螺惯性导航系统的基础上，开始研制环形激 光陀螺惯性导航仪。系统旋转部件具有1800的活动度，工作时限于1440，转台以720方式往返旋转，用以消除激光陀螺闭锁效应，提高系统精度。该系统1993年装备了美国海军阿里伯克级DDG64号导弹驱逐舰。(2) RLGN环形激光陀螺导航仪

7、1985年，Rockwell国际公司研制的环形激光陀螺导航仪(RLGN)进行了海上实验和鉴定。 系统采用单轴旋转方式，工作时IMU绕舰船龙骨轴连续旋转，转动顺序是在一个方向上以70s的额定速度转动6 圈,然后反转6 圈,这种正反转方式消除了环形激光陀螺的闭锁问题， 同时还平均掉了环形激光陀螺和加速度计的误差在水平方向上的分量，其重调周期为100h。(3) PL41 MK4型激光陀螺单轴旋转惯性导航系统PL41 MK4型激光陀螺单轴旋转惯性导航系统是 Litef公司为德国海军潜艇导航研制的产 品，于1988年进行了海上试验。系统采用了 Kalman滤波技术，初始对准时间为30min，16h精确标

8、校陀螺零位，定位精度 PL41 MK4 M0D1为1nm/8h, PL41 MK4 M0D2为1nm/24h。图2 PL41 MK4型舰船惯性导航系统(4) SLN型舰用激光陀螺双轴旋转导航仪1982年，Honeywell公司开始研究高精度环形激光陀螺导航仪，并于 1984年进行了海上 试验。系统采用双轴旋转方案，由计算机控制绕每个轴转动_180来消除惯性仪表的对称性误 差。系统采用4h的对准时间和16h的校标时间。(5) MK39 Mod3C、MK49环形激光陀螺惯性导航系统1980年前后，Sperry航海公司利用改进的激光陀螺研制了单轴旋转系统，并进行了相关 的海上实验。系统采用的是单轴四

9、位置转停方案 (-45 -135、+45 +135补偿激光陀螺的 误差。随后该公司开展了二频机抖激光陀螺单轴旋转惯导系统的研制工作，于1990年后在MK39 Mod3A和MK39 Mod3B的基础上发展了 MK39 Mod3C单轴旋转系统，其自主导航精 度达到1nm/24h以内，重调周期为24小时。MK39 Mod3A和MK39 Mod3B没有转位机构，定位精度优于 1nm/8h,其后发展起来的 MK39 Mod3C单轴旋转系统定位精度优于 1nm/24h，对准时间为16h，图3是MK39 Mod3C 系统结构图。图3 MK39 Mod3C单轴旋转惯性导航系统1989年，Sperry航海公司和

10、Honeywell公司合作研制了 MK49高精度船用环形激光陀螺 导航仪，系统采用双轴转位机构，利用双轴转位器定期为惯性敏感装置绕横摇轴和方位轴进 行180旋转，以消除3个陀螺的漂移和其它误差源，系统采用了一个 24状态的Kalman滤波 器，能够对各个陀螺和加速度计的零位以及标度因数进行自校准，同时惯性敏感器采用了温 度补偿和温度控制及磁屏蔽技术。MK49系统具有很高的定位精度，据相关文献报道，其定位精度达到1nm/14d,系统初始对准时间为4h，航向精度优于5 sec，水平精度优于2。二十世纪九十年代，Sperry航海 公司的MK49船用激光惯性导航系统经过海试后，被选为北约12个国家海军

11、的船用标准惯性 导航系统，装备了大量的潜艇和水面舰艇，其中加拿大就购买了 15套MK49激光陀螺惯导系 统用于装备海军。(6) AN/WSN-7A、AN/WSN-7B系列激光陀螺惯性导航系统二十世纪末，Northrop Grumman公司在MK39 Mod3C的基础上发展了 AN/WSN-7B系统, 系统使用的是Honeywell公司的三角形数字化激光陀螺 DIG-20，该系统采用单轴旋转方案， 初始对准时间为 16h，定位精度优于 1nm/24h;其后该公司在 MK49的基础之上发展了 AN/WSN-7A双轴旋转系统，系统初始对准时间为 4h,在没有GPS辅助信息的情况下能够提 供14天的导

12、航能力，定位精度达到1nm/14d，成为美国海军水面舰船和潜艇的标准设备。2.2国内研究情况在旋转调制技术研究方面，经过近几年的技术攻关，国内的单轴旋转调制惯性导航系统 技术水平已经与国外同类产品的水平相当，如国防科大、中船707所、哈尔滨工程大学、东南大学、北京航天科工集团第33研究所等都取得了许多显著的研究成果。目前国内正在加紧研制双轴旋转调制惯导系统，力争大幅度提升战略级惯导系统的水平。国防科大研制成功一款激光陀螺单轴旋转惯导系统，导航精度优于2n m/72h，所采用的激光陀螺零偏优于0.003 7h，初始对准时间为16h，用于标定旋转轴向陀螺误差；东南大学和 上海航海仪器有限责任公司合

13、作研制了单轴旋转光纤捷联罗经样机，该系统初始对准时间 30min，航向精度优于0.2 Sec ;航天科工集团第33研究所有一款基于光纤陀螺的单轴旋转 惯导系统，已经装备国内一些型号产品。3. 单轴旋转误差自动补偿原理本报告在惯性导航系统解算过程中常用的几个坐标系的定义。(1) 地心惯性坐标系(i系)用oxyiZi表示，原点位于地球中心，oxi与oyi轴在地球赤道平面内，且指向某两恒星，oxi、 oyi、ozi轴构成右手坐标系。三个坐标轴在惯性空间的指向固定不动。 IMU输出就是以i系为 参考基准的。(2) 地球坐标系(e系)用OXeyeZe表示，原点位于地球中心，OZe轴和地球自转轴重合，OX

14、e轴沿格林尼治子午面 和地球赤道平面的交线，oye轴在赤道平面内，oxe、oye、oze轴构成右手直角坐标系。地球坐 标系与地球固连，e系相对i系转动的角速率即为地球自转角速度-ieo(3) 地理坐标系(g系)用oxgygzg表示，原点位于载体重心，地理坐标轴的选取方案有多种，本文采用东-北-天坐标系，即oxg轴指向东(E)，oyg轴指向北(N)，ozg轴指向天(U)。(4) 导航坐标系(n系)用oXnynZn表示，本文采用东-北-天地理坐标系作为导航坐标系。(5) 载体坐标系(b系)oyb轴沿载体纵轴向用oxbybZb表示，原点一般取IMU几何中心，oxb轴沿载体横轴向右, 前，ozb轴沿载

15、体立轴向上。为了简化分析过程，下面在静基座条件下给出系统误差方程：R 小5coie sin L a -wie sin LE 十名NRatanL+ceCOsL a+coie cosLE + 乱=2 ie sinL a/N _g N 、E二 -2 ieSin La/Eg e 、nal =丛RsecL R将上式写成矩阵形式如下:单轴旋转时，设定1 R2 ie sin L0-1 R0000-2 iesin L01 Rtan L R_g0ieSin L00g0-ie sin Lie CosL000-F：ie cos L00V时Ne0ijj(1)IMU绕旋转轴匀速旋转，旋转速率为Z,则此时式可以写成:-0

16、1/R0000 T 110 1魏02% sin L0_g008VeV coszt+ 码)4002% sin L0g0附N+V sin (o)zt + 2)Ne0-1/R0coie sin L0ie cos LeI1geos(灼 zt + 3)礼esin L01/R0一ie sin L0nsi n( zt + 4)九一 3cosL0tan L/R0ie cosL0 J-% 一1 一其中寿式可以记为：X (t)二 AX (t) W (t)相应的拉氏变换方程为：sX(s) = AX (s) X0(s) W (s)X (s) =(sl - A)J IX0(s) W (s)丨-IX0(s) W (s)

17、1(3)也(s)式中礼s)为系统特征方程，N(s)为系统特征矩阵，Xo(s)为初始误差阵列，W(s)为惯性器件 对系统的影响阵列。由式(3)可以求得系统的误差传播特性。经度误差可由下式得到：1s eC_时dt(s )时e s )RcosLRs系统的特征多项式为：也(s) =|sl A = (s2 +簡2).(s2 乜2)2 +4s2创2sin2 L式中 s为舒拉频率，它的特征根包括 3对位于虚轴上的共轭极点S1,2、S3,4、S5,6近似为：si,2= ie必,4=上(s+ ieSinL)$,6=士( s ieSinL)由式(3)可以看出，单轴旋转没有改变系统的特征方程，因此没有改变系统误差传

18、播特性， 依然存在舒拉、地球自转和傅科三个周期，周期振荡时间分别为84.4min, 24h和(24/sinL)h。但系统中主要误差的传递特性关系却发生了改变，从频域的角度来看，垂直于旋转轴方向的惯性器件受到调制，惯性器件对系统经纬度误差的影响规律经过拉式变换后由-变为ss1S2分析惯性器件传递变化带来的误差影响，表 1给出了系统无旋转调制时惯性器件误差引 起的速度、位置以及姿态误差。表1系统无旋转调制时惯性器件误差对导航精度的影响系统误差速度纬度经度系、统误差误差源*振荡振荡常值振荡振荡常值EN常值常值积累振荡振荡振荡EU常值常值积累振荡振荡振荡W振荡0常值0常值常值Vn0常值0常值00由表1

19、可以看出，等效北向陀螺误差；N和天向陀螺误差；U引起经度的积累性误差，这对 于惯性导航系统来说是致命的，可以采用不同方式对其误差进行校正， 通过对IMU的周期性 旋转能够抵消掉水平方向上的陀螺误差，从而提高系统定位精度。为了能够直观地表示出旋转调制前后惯性器件误差对系统精度的影响，表 2给出系统经 纬度误差与主要误差源之间的频域关系。表2系统经纬度误差与主要误差源之间的频域关系误差源经纬度误差旋转前旋转后EE 陀 螺乱（S）2 灼S2S%/2 丄2、/2 丄2、（s g）（s +%）（s2p：）（s2Pie）（s2p；）龜（s）% 国2 ta n L国 ie2 tanLs（s2 飞2）（s2

20、十就）（S2P2）（S2Pi；）（S2P；）EN 陀 螺乱（S）2| 创金s Sin Ls）is sin Ls（s2 飞2）（S2+阮）（s2P：）（s2Pi；）（s2P；）敬S2 2 2 2-os （s +ie cos L）-s2 十cos2 L）s2（s2 +co；）（s2 P；）cosL2 2 2 2 2 2（S +s）（s +ie）（s +z）cosLVE加表乱（s）00瞅S）112 2Rcos Ls（s +纵）2 2 2 2RcosL（s+%）（s +coz）%加 表乱（S）1sRs（s2+；）R（s2 + b：）（s2 也;）坎S）001由表2可以看出等效北向陀螺漂移误差引起经度累

21、积性误差，在频域表现为J项，通过s单轴旋转，该误差项被调制为与旋转速度相关的2 1 2项，从而抑制了经度误差的发散。（S2+吋）表3给出了系统速度误差与主要误差源之间的频域关系。表3系统速度误差与主要误差源之间的频域关系误差源速度误差旋转前旋转后陀 螺如E（S）ieg sin Ls iegsin L（s2+b；）（s2+就）（s2+栏）（s2+就）（s2+吋）3n（s）Sgs2g（s%；）（s2+%2）（s2g；）（s2+co；）（s2+吋）SN陀 螺We(s)/ 2 2 2 xg(s +cOjeCOS L)/ 2 2 2 x sg(s +% cos L)2 2 2 2S(S +s)(S +C

22、Oie)2 2 2 2 2 2 (s Ps)(S Pie)(s Pz)Wn(s)ieg sin LS ie g Si nL2 2 2 2(S Ps)(S +%)#2丄2*2 丄2#2丄2、(S +s)(S +ie)(S+z)Ve加表We(s)1S2 2(S Ps)2 2 2 2 (s Ws)(S Pz)Wn(s)00Vn加 表We(s)00Vn(s)12 S(s2(S2+)(S2P；)由表3可以看出系统主要误差源对速度误差均具有振荡特性，旋转前陀螺漂移；N对东向速度产生常值偏差，旋转后陀螺漂移 N产生的速度误差被调制成零均值的振荡。表4给出了系统姿态误差与主要误差源之间的频域关系。表4系统姿态

23、误差与主要误差源之间的频域关系误差源姿态误差旋转前旋转后生 陀 螺怕S）2 S3 S(+旗)(+2)（+灼2）22+料2）（+圧）g(s)一旳esin L-s2 ie sin L2 2 2 2(S +s)(S 代ie)&+淀）22+创加2+；）丸(s)(s2 +i|sec LQie cosL(s 2 sec L)灼iecosL5（52+国:）（52+尤）#2 丄2、#2 丄2、(S +s)(S +de)陀 螺起（S）SJie sin L2 . s % Sin L2 2 2 2(s +%)(s +%)（飞2）22十阮）（十吋）g(s)s(s2 +阮 COS2 L)2/2 丄22 | xS (s

24、+(0ieCOS L)（十吠）（+叫2）（+机）（十穌）（十吋）丸(s)2 2ie cosLsinL -礼 tan L)2 2sie cosLsinLS tanL)2 2 2 2(S Ps)(S Pie)2 2 2 2 2 2 (S Ps)(S Pie)(S Pz)力加表帕S）00g(s)112 2Rs(s十s)2 2 2 2R(s s)(s +裂)丸(s)tan Ltan L2 2Rs(s + 灼s)R（s2 乜：）（s2 也；）%加 表e(s)-1-sRs(sP)R(s2+町)(s2p；)恥(s)00%(s)00为了直观地观察上述误差源在调制前后引起的系统误差，图4给出了各误差源在旋转前后

25、引起的系统误差仿真曲线。仿真条件：2106.6906 L=26.5019 载体姿态误差角H=P= R=0设定光纤陀螺漂移为0.01 /h，加速度计零偏为100弋，设定旋转角速度为1.2 。旋转前旋转后/jA厶*-2-30102030t/h4050321O差误度纬0.01-。10-0.0051020304050t/h0.005O差误度纬图4静止状态与单轴旋转下东向陀螺漂移对纬度误差的影响情况根据分析可知，东向陀螺漂移引起纬度的周期性振荡误差，系统在单轴旋转调制下，垂 直于旋转轴方向的惯性器件误差对系统精度的影响将被调制。旋转前旋转后52差误度经0.0130差误度经304050-.0100.005

26、0-0.005102030t/h4050图5静止状态与单轴旋转下北向陀螺漂移对经度误差的影响情况由图5可以看出，北向陀螺漂移引起经度累积性误差变化，单轴旋转惯导系统通过垂直 轴的转动，将北向陀螺漂移对系统的经度的误差影响基本完全调制掉了，极大地提高了系统 的导航精度。单轴旋转惯导系统自动补偿的本质是姿态矩阵随着单轴旋转而转变，使得惯性器件误差在系统中的作用由常值 丄变为周期函数或亠7，从而惯性器件的误差被周期性的调ss2+躍 s2+吋制，不会随时间发散，必然提高了系统的导航精度。下面给出惯性器件误差综合仿真：H=0，设定名x=&yNz=0.01 ，不考虑系统的初始姿态、速度、位置误差，初始航向

27、角 、x= y= I z=100七，比较静止状态与单轴旋转下位置误差。旋转前旋转后图6静止状态与单轴旋转下系统纬度误差曲线旋转前旋转后图7静止状态与单轴旋转下系统经度误差曲线表5单轴旋转与静止方案下的导航定位误差单轴旋转调制方案静止无旋转方案6Z12.8438.79r由图7可以看出静止状态下，北向陀螺漂移和天向陀螺漂移引起经度的积累误差，单轴旋转时北向陀螺漂移引起的经度积累误差被调制，由图5知北向陀螺漂移引起的经度积累误差大约为26,因此剩余天向陀螺漂移引起的积累误差大约为12,仿真结果与理论分析一致。4. 惯性器件误差自动补偿研究单轴旋转惯导系统中的IMU主要由光纤陀螺和石英挠性加速度计组成

28、。 由于各种干扰因 素的存在，惯性器件实际上测量的不仅仅是载体运动的角速度和加速度，并且当惯性器件将 角速度、加速度转化为输出信息时，还会由于转换过程中的各种干扰而带来误差。4.1惯性器件误差模型惯性器件误差主要包括光纤陀螺和加速度计的标度因数误差、安装误差和自身的漂移误 差。对于光纤陀螺，其自身的漂移误差主要有：(1) 常值漂移0,可称之为逐次启动漂移(常值漂移)。主要取决于启动时刻的环境条件和 电气参数的随机性等因素。一旦启动完成，这种漂移可认为在一定时间内为常值。对于单轴旋转惯导系统而言，水平陀螺的常值漂移可以通过旋转来补偿，而轴向陀螺的 常值漂移需要采用16小时初始对准的方法进行标校。

29、(2) 慢变漂移。陀螺工作过程中，环境条件、电器参数的随机改变使得陀螺漂移在随机 常数的基础上作缓慢变化。由于变化缓慢，数学上认为后一时刻的漂移值与前一时刻的漂移 值表现一定的关联性，并且两个时刻间隔越近，这种依赖关系也就越明显。用一阶马尔柯夫 过程描述：丄1rr Wr5其中，r为相关时间，Wr是均方差为匚r的驱动白噪声。若相关时间很长，慢变漂移表现 为随机游走。(3) 快变漂移。也称角随机游走，它表现为在上述两种分量基础上的杂乱无章的高频跳 变。不管两时间点靠得多近，两点间的漂移的依赖关系非常微弱或几乎不存在。这种漂移分量可以抽象成标准差为；帀的白噪声Wg。对于单轴旋转惯导系统而言，角随机游

30、走不能通过系 统的方法进行补偿，故其决定了系统的极限精度。记厶g为光纤陀螺标度因数误差阵：So 0Ag = | 0 Sy 0.0 0 Szj其中S、Sy、Sz分别表示x、y、z轴光纤陀螺的标度因数误差。记為为加速度计标度因数误差阵：Ay00Az其中Ax、Ay、Az分别表示x、y、z轴加速度计的标度因数误差在小角度的情况下，光纤陀螺的安装误差阵可以表示为:xzyx0_nyz0在小角度的情况下，加速度计的安装误差阵可以表示为:yzVyx0当只考虑陀螺常值漂移和加速度计零偏时，光纤陀螺和加速度计的误差模型可表示为：孑 (U) f为了验证单轴旋转对光纤陀螺常值漂移的补偿效果，仿真分析了静止状态和单轴旋

31、转时 光纤陀螺常值漂移引起的导航误差。H=0 设定 Sx=Nz=0.01 ，不考虑系统的初始姿态、速度、位置误差，初始航向角 轴速度为0.3 7s，比较静止状态与单轴旋转下系统误差。t/h表6陀螺漂移0.01 /h引起的导航定位误差单轴旋转调制方案静止无旋转方案6Z12.8638.44r0.01 7h时引起的导航误差图8静止状态下光纤陀螺漂移为t/h图9单轴旋转下光纤陀螺漂移为0.01 7h时引起的导航误差由表6可以看出，单轴旋转补偿了水平方向上陀螺漂移引起的导航误差，系统精度误差由38.44降至12.86左右，速度误差和航向误差也有所下降。 但由于旋转轴向陀螺漂移不能得到补偿，0.01 的陀

32、螺常值漂移在48h内依旧产生12的经度误差，这对于高精度的惯导系统 依然是致命的，因此需要采用其他辨识方法精确标校轴向陀螺常值漂移。4.2标度因数误差引起的数学平台误差角度惯性元件的标度因数不可能标定得绝对准确，而且标度因数还可能随着时间、环境等因 素而改变，造成了实际系统中总存在着惯性元件的标度因数误差。另外由于原理、工艺等原 因，一般标度因数还存在着正反不对称性，实际的使用过程中往往忽略了这种不对称性，或 者把标度因数直接取为正向标度因数和反向标度因数的平均值，这也会引起一定的标度因数 不对称性误差。标度因数不对称性：分别求出正转、反转输入角速度范围内光纤陀螺仪标度因数及其平 均值，然后计

33、算得到标度因数的不对称性。KaK(4)-K(JK(8)K = (K()KJ, 2考虑到正反标度因数的不对称性，设 3个正交安装的陀螺分别感受到输入角速度为 -2、3，令r+iif0)sig n(厂-1if( ieu/a|)0(15)由于一般条件下转动的角速度要远大于地球自转角速度，则上面式子中的1ieUJ可简化为1,由此得：T.+0；Udt= Sg32二sign(JSg3丘 TSg；2(16)由式(16 )中的第一项可见，如果转轴连续向某一方向以角速度转动，在转轴方向上将产生角速度常值漂移，这将会造成持续增长的导航误差。假设标度因数误差为10ppm,若以0.3/s 的角速度向一个方向转动24小

34、时，将造成15海里左右的经度误差，对于导航系统来说是不 可容忍的，因此无论是单轴还是多轴的旋转系统，都要避免向一个方向持续转动，而应该正 转一段时间，再反转一段时间，以防止旋转运动和标度因数误差耦合引起的很大的导航误差。式(16)中右边第二项为对称性标度因数误差与地球自转耦合引起的数学平台误差角度，它是由于地理坐标系相对于惯性空间的转动所造成的。因此无论对于单轴还是多轴系统，只 要IMU的转动是相对于地理坐标系进行，此项误差总是存在，除非IMU的转动是相对于惯性空间进行的。式(16)中右边第三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，若单轴旋转系统以0.3 7s的角速度不

35、断正转和反转，则O.lppm的非对称性标度因数误差 24小时将引起大约0.15海里的经度误差，可见单轴系统的转轴方向上一定要选用非对称性标 度因数误差非常稳定或者非常小的陀螺。下面给出光纤陀螺标度因数误差为 10ppm时引起的导航误差，采用4位置正反转停结合图10单轴旋转下光纤陀螺标度因数误差为10ppm时引起的导航误差表7 10ppm标度因数误差引起的导航定位误差正反转停结合转动方案单方向连续转动方案6Z0.4230*由图10可以看出当陀螺的标度因数误差为 10ppm时，采用4位置正反转停结合转动方 案时，48小时内经度误差大约为0.42，如果采用一个方向连续旋转方案，转速0.3 7s时,1

36、0ppm 标度因数误差在48小时内将产生30经度误差，由此可以看出，正反转停结合能够抑制旋转 运动和标度因数误差耦合引起的导航误差。-0.050差误度纬0502 50 /O/L/v111020304050t/h图11单轴旋转下光纤陀螺非对称性标度因数误差为-0.050差误度经050X: 47.92Y: 0.1914/VWV2/10203040t/h0.1ppm时引起的导航误差54050根据式(16)分析可知，当采用正反转相结合的旋转方式，转轴方向上由旋转运动和标度 因数误差耦合引起的经度误差可以得到补偿，而非对称性标度因数误差不能得到补偿，但对 于光纤陀螺而言，非对称性标度因数误差非常小，图1

37、1仿真分析了光纤陀螺非对称性标度因 数误差为0.1ppm时引起的导航误差，设定旋转角速度为0.3 7s。由图可知，48小时内0.1ppm 的非对称性标度因数误差会在经度方向上产生0.19的误差，在纬度方向上产生0.16的误差，所以对于单轴旋转系统，需要采用标度因数非对称性误差非常小的惯性器件。4.3随机游走分析在单轴旋转惯导系统中，经过周期性的旋转，垂直于转轴方向上的陀螺漂移得到补偿， 经过系统标校等方法可以精确测定转轴方向上的陀螺漂移，则陀螺常值漂移对系统精度的影 响大大降低，角随机游走对系统的影响得以显现。由于角随机游走的随机性，通过单轴旋转 无法降低其对系统的影响。相关文献推导了角随机游

38、走与位置误差之间的关系：胪=60入用(17)其中，、卩为系统位置误差，单位为nm，An为角随机游走，单位为、hr，t为系统导航 时间，单位为ho同时，角随机游走使系统航向产生误差：= 60A/r seCL(18)其中，却为系统航向误差，单位为:An为角随机游走，单位为Vhr，t为系统导航时 间，单位为h，L为系统当地纬度。图12角随机游走与定位误差及航向误差的关系从图中可以看出，角随机游走引起的定位误差是随时间增长的，因此角随机游走决定了 系统的极限精度，为了使单轴旋转惯导系统应用于更长时间的导航，要选择角随机游走优于1/20.0003 /h 。4.4单轴旋转方式的确定及转动带来的影响在单轴旋

39、转方式下，需要采用正反转相结合的旋转方式来抑制标度因数误差带来的导航 误差。因此，旋转方式分为 连续旋转和转停结合两种方式。所谓转停结合的方式就是让系统 旋转至某一位置，停止若干时间，然后旋转至另一位置，再停止若干时间，如此周期往复。仿真分析：设定陀螺常值漂移为 0.01 /h，加速度计零偏为100切，光纤陀螺对称性标度 因数误差为10ppm,非对称性标度因数误差为0.1ppm，加速度计标度因数误差为10ppm，安 装误差为10，转位机构转动角加速度a=2s2，角速度=6s，停止时间t=120s。差误向航图13连续旋转方式引起的导航误差4050差误度经155-5/Ml/XA!/r /V102030t/h405053-10差误度纬0102030t/h50403020图14转停方式引起的导航误差12OO500-