申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学

申请日：2023-11-03

公开（公告）日：2024-04-19

公开（公告）号：CN117346823B

主分类号：G01C25/00

分类号：G01C25/00

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.19#授权;2024.01.23#实质审查的生效;2024.01.05#公开

摘要：本发明涉及惯性导航技术领域，具体涉及一种考虑磁场影响的捷联惯导系统系统级误差标定方法；本发明通过三轴转台旋转，激励常规IMU误差，并通过旋转过程中IMU感受到的变化地磁场激励陀螺一阶磁场系数，从而标定外部磁场对陀螺输出的影响；本发明利用三轴转台和地磁场，可准确标定IMU常规误差参数及陀螺一阶磁场系数；作为系统级标定，本发明无需高精度转台，便于在非实验室条件下完成标定；直接利用了地磁场，无需人为另外添加外部激励磁场，因此无需建造大型线圈等辅助设备，可实现捷联惯导低成本磁场标定；在NMRG惯导系统中使用本发明提出的标定方法，可减少其对于高性能磁屏蔽的依赖，降低NMRG惯导系统的成本。

主权项：1.一种考虑磁场影响的捷联惯导系统系统级误差标定方法，其特征在于，该方法分为以下步骤：S1将IMU安装在三轴转台上，并将系统上电；三轴转台轴向与捷联惯导系统x,y,z三轴轴向几何位置的对应关系：三轴转台在零位时，惯导与转台中轴轴向平行的轴为惯导的y轴，与转台内轴轴向平行的轴为惯导的z轴，此时转台外轴轴向也与惯导z轴平行，由右手坐标系可以得出与y轴和z轴正交的x轴；同时，确定导航坐标系、载体坐标系、地心惯性坐标系与地球坐标系：选取“东—北—天”地理坐标系为导航坐标系，记为n系；选取“右—前—上”坐标系为载体坐标系，记为b系；地心惯性坐标系记为i系；地球坐标系记为e系；S2进行初始对准，获得IMU的姿态并存储至导航计算机；S3三轴转台周期性旋转，使包括陀螺一阶磁场系数在内的IMU各误差参量得到充分激励，每个旋转周期和具体的旋转路径如下：路径1：绕IMUy轴正向旋转90°；路径2：绕IMUy轴正向旋转180°；路径3：绕IMUy轴正向旋转180°；路径4：绕IMUz轴正向旋转90°；路径5：绕IMUz轴正向旋转180°；路径6：绕IMUz轴正向旋转180°；路径7：绕IMUx轴正向旋转90°；路径8：绕IMUx轴正向旋转180°；路径9：绕IMUx轴正向旋转180°；路径10：绕IMUx轴正向旋转90°；路径11：绕IMUx轴正向旋转90°；路径12：绕IMUx轴正向旋转90°；路径13：绕IMUz轴正向旋转90°；路径14：绕IMUz轴正向旋转90°；路径15：绕IMUz轴正向旋转90°；路径16：绕IMUy轴正向旋转90°；路径17：绕IMUy轴正向旋转90°；路径18：绕IMUy轴正向旋转90°；路径1-路径18为一个周期；周期性旋转过程中，将S2中得到的IMU姿态作为惯性导航初始姿态，实时进行惯性导航解算，将旋转过程中IMU的以下参数存储至导航计算机： 即b系至n系的姿态余弦矩阵；Vn＝[VEVNVU]，即IMU速度在n系上的投影，包括东向速度VE、北向速度及天向速度VU；位置，即IMU所在纬度L、经度λ与高度h；S4建立IMU误差模型：S4.1建立包含陀螺一阶磁场系数BB的陀螺误差模型为： 式1中，表示陀螺的角增量输出误差；表示陀螺的实际角增量输入；Bg＝[BgxBgyBgz]T表示IMU中x,y,z轴陀螺的常值零偏；εg＝[εgxεgyεgz]T表示IMU中x,y,z轴陀螺的随机零偏；B＝[BxByBz]T表示外部磁场在IMUx,y,z轴上的磁场强度分量；δKg为陀螺标度因数误差，表达式如式2所示，其中δKgx,δKgy,δKgz分别表示IMU中x,y,z轴陀螺的标度因数误差： δMg为陀螺安装误差，表达式如式3所示，其中δMgyx,δMgzx,δMgzy分别表示陀螺安装误差沿陀螺敏感轴不同方向的分量： 使用陀螺一阶磁场系数BB对磁场造成的陀螺零偏进行建模，其表达式如式4所示，其中BBxx表示外部磁场在IMUx轴上的场强分量对x轴陀螺零偏的影响，BBxy表示外部磁场在IMUy轴上的场强分量对x轴陀螺零偏的影响，…，其余参数的意义以此类推： S4.2建立加速度计误差模型为：δfb＝δKa+δMafb+Ba+εa5式5中，δfb表示加速度计的比力增量输出误差；fb表示加速度计的实际比力增量输入；Ba＝[BaxBayBaz]T表示IMU中x,y,z轴加速度计的常值零偏；εa＝[εaxεayεaz]T表示IMU中x,y,z轴加速度计的随机零偏；式5中，δKa为加速度计的标度因数误差，表达式如式6所示，其中δKax,δKay,δKaz分别表示IMU中x,y,z轴加速度计的标度因数误差： 式5中，δMa为加速度计安装误差，表达式如式7所示，其中δMaxy,δMaxz,δMayx,δMayz,δMazx,δMazy分别表示加速度计安装误差沿加速度计敏感轴不同方向的分量： S5建立连续时间下的Kalman滤波系统状态方程和观测方程：S5.1连续时间下的Kalman滤波系统状态方程为： 式8中，为39维状态向量X的微分，39维状态向量X为： 式9中，分别为IMU的姿态误差在东、北、天三个方向的投影，δVE,δVN,δVU分别为IMU在东、北、天三个方向的速度误差，δL，δλ，δh分别为IMU的纬度误差、经度误差和高度误差；F为连续时间下的状态转移矩阵，其表达式如下： 其中，0m×n表示m×n维0矩阵，其余各分块矩阵均为3×3维方阵，表达式为： 其中, 式11至式29中，RM,RN分别为地球子午圈、卯酉圈主曲率半径；ωie为地球自转角速率；分别为IMUx,y,z轴角速度在b系中的投影，即x,y,z轴陀螺输出；表示矩阵第j行第k列的值；fE,fN,fU分别为IMU中加速度计输出比力在东向、北向和天向的投影；fbx,fby,fbz分别为IMUx,y,z轴比力在b系中的投影，即x,y,z轴加速度计输出；式8中，G为惯导系统噪声驱动矩阵，其表达式为： Wt为惯导系统噪声矩阵，其表达式为： 式31中，Wgjtj＝x,y,z为IMU中x,y,z轴陀螺输出的零均值白噪声，Wajtj＝x,y,z为IMU中x,y,z轴加速度计输出的零均值白噪声；系统噪声协方差矩阵Q如下所示：Q＝diag{Qgx2Qgy2Qgz2Qax2Qay2Qaz2}32式32中，diag表示对角矩阵，Qgjj＝x,y,z为IMU中x,y,z轴陀螺输出的零均值白噪声方差，Qajj＝x,y,z为IMU中x,y,z轴加速度计输出的零均值白噪声方差，满足如下条件： 式中，E[*]表示求*的期望；S5.2连续时间下的Kalman滤波观测方程为：Z＝HX+νt35式35中Z为包含导航解算速度误差和位置误差的观测量，其表达式为：Z＝[δVEδVNδVUδLδλδh]T36式36中，由于IMU在整个标定过程中并未产生线位移，认为S3中导航解算出的速度VE,VN,VU为速度误差δVE,δVN,δVU，导航解算出的位置L,λ,h与实际位置L0,λ0,h0之差为位置误差δL,δλ,δh，即： 式35中H为观测矩阵，其表达式如式38所示，其中I3×3表示3×3维单位矩阵： νt为观测噪声矩阵，其表达式为：νt＝[νEtνNtνUtνLtνλtνht]T40式40中，νEt,νNt,νUt分别为东向、北向、天向速度观测噪声，νLt,νλt,νht分别为纬度L、经度λ和高度h位置处观测噪声；观测噪声协方差矩阵R如下所示：R＝diag{RE2RN2RU2RL2Rλ2Rh2}41式41中，RE,RN,RU分别为东向、北向、天向速度观测噪声方差，RL,Rλ,Rh分别为纬度、经度、高度处的观测噪声方差，各方差满足如下条件： S6离散化Kalman滤波系统状态方程和观测方程，构建离散Kalman滤波器，利用离散Kalman滤波器估计各状态参量：S6.1Kalman滤波系统状态方程8的等效离散化形式为：Xk＝Φkk-1Xk-1+Gk-1Wk-144式中，Xk-1为k-1时刻的状态量，Xk为k时刻的状态量，Gk-1为k-1时刻的系统噪声驱动矩阵，Wk-1为k-1时刻的系统噪声矩阵，Φkk-1为从k-1时刻至k时刻的状态一步转移矩阵： F为式10所示的连续时间状态转移矩阵，I为与F维数相同的单位矩阵，T为滤波周期；Kalman滤波观测方程35的等效离散化形式为：Zk＝HXk+νk46式中，Zk为k时刻的观测量，νk为k时刻的观测噪声矩阵；S6.2基于S6.1中构建的离散化系统状态方程和观测方程，构建离散Kalman滤波器，进行状态量估计：离散Kalman滤波的五个基本方程如下：状态一步预测方程：状态一步预测均方误差阵方程：滤波增益计算方程：状态量估计方程：状态估计均方误差阵方程：式47-51中，表示k-1时刻状态量Xk-1的估计值；表示状态量从k-1时刻到k时刻的一步预测值；Pk-1表示k-1时刻状态量估计值对应的均方误差矩阵；Pkk-1表示从k-1时刻至k时刻状态量一步预测值对应的均方误差矩阵；Kk为k时刻滤波增益；系统噪声协方差矩阵Q已在式32中定义；观测噪声协方差矩阵R已在式41中定义；S7记录状态向量估计值的最终取值作为标定结果，使用标定结果建立IMU输出模型，计算公式如下，其中表示中的第m个元素：陀螺常值零偏：加速度计常值零偏：陀螺标度因数：加速度计标度因数：陀螺安装误差：加速度计安装误差：陀螺一阶磁场系数：标定后的陀螺输出如式59所示，其中为陀螺的实际输出，表示陀螺实际输入的估计，B＝[BxByBz]T表示外部磁场在IMUx,y,z轴上的磁场强度分量，TIMU为IMU采样间隔： 标定后的加速度计输出如式60所示，其中为加速度计实际输出，表示加速度计实际输入的估计： 在实际导航过程中，就使用标定后的和进行相关解算。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国人民解放军国防科技大学 一种考虑磁场影响的捷联惯导系统系统级误差标定方法

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD