唐江河，胡平華，黃 鶴，苗成義，陳曉華，劉東斌

(北京自動(dòng)化控制設(shè)備研究所，北京 100074)

基于低精度離心機(jī)的平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度計(jì)高精度系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定方法

唐江河，胡平華，黃 鶴，苗成義，陳曉華，劉東斌

(北京自動(dòng)化控制設(shè)備研究所，北京 100074)

高動(dòng)態(tài)、大過載是未來(lái)導(dǎo)彈、飛行器的標(biāo)志性特征，這一特征對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)性能指標(biāo)尤其是加速度計(jì)的性能指標(biāo)要求尤為嚴(yán)苛。針對(duì)此，分析了平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度計(jì)主要非線性誤差(標(biāo)度因數(shù)對(duì)稱性和二次項(xiàng)系數(shù))的傳統(tǒng)離心標(biāo)定方法的缺陷，提出了基于低精度離心機(jī)的平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度計(jì)高精度系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定方法。該方法是利用慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度和位置誤差積分作為觀測(cè)量進(jìn)行Kalman濾波估計(jì)，不僅能對(duì)加速度計(jì)的非線性誤差進(jìn)行更有效估計(jì)，而且能克服傳統(tǒng)離心標(biāo)定方法對(duì)離心機(jī)的高精度要求。最后通過離心試驗(yàn)驗(yàn)證了該標(biāo)定方法的有效性，試驗(yàn)結(jié)果表明，加速度計(jì)非線性誤差補(bǔ)償后的速度和位置誤差小于補(bǔ)償前相應(yīng)誤差的25%。

平臺(tái)慣導(dǎo)；加速度計(jì)；標(biāo)度因數(shù)對(duì)稱性；二次非線性；系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定

0 引言

高動(dòng)態(tài)、大過載是未來(lái)導(dǎo)彈和飛行器發(fā)展的主要特征之一，為了滿足這一飛行特點(diǎn)，對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)提出了較為苛刻的要求。其中對(duì)加速度計(jì)的性能指標(biāo)要求尤其嚴(yán)格，以往只對(duì)加速度計(jì)的零偏和標(biāo)度因數(shù)進(jìn)行標(biāo)定補(bǔ)償?shù)姆椒ㄒ央y以達(dá)到系統(tǒng)精度要求，因此必須開展大過載條件下(+30g～-30g、+45g～-45g)加速度計(jì)精密標(biāo)定影響因素分析及標(biāo)定補(bǔ)償方法研究。

國(guó)內(nèi)外對(duì)加速度計(jì)標(biāo)定方法已經(jīng)做了多方面的研究，研究文獻(xiàn)表明加速度計(jì)標(biāo)定方法主要包括重力場(chǎng)下和振動(dòng)臺(tái)或離心機(jī)高g下標(biāo)定方法。加速度計(jì)的標(biāo)定最初是針對(duì)加速度計(jì)的零偏和標(biāo)度因數(shù)提出的，其后加速度計(jì)的高階非線性系數(shù)成了研究的重點(diǎn)[1-3,5-6]。

早在20世紀(jì)70年代初期，美國(guó)的加速度計(jì)測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)中已有了非線性系數(shù)的定義，幾年后有文獻(xiàn)研究了重力場(chǎng)下標(biāo)定高次非線性系數(shù)的方法，但文獻(xiàn)中也特別指出了此時(shí)標(biāo)定的高次非線性系數(shù)僅適用于重力場(chǎng)條件下，不一定適用于大過載條件[2]；70年代末期，有文獻(xiàn)介紹了離心條件下標(biāo)定加速度計(jì)的高次非線性系數(shù)的方法，文獻(xiàn)通過建立此條件下慣導(dǎo)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模型，利用擴(kuò)展Kalman濾波的方法辨識(shí)加速度計(jì)的各誤差系數(shù)(包括高次非線性系數(shù))[1]。

近年來(lái)由于國(guó)內(nèi)對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)精度要求的進(jìn)一步提高，高次非線性系數(shù)的研究也已逐漸引起重視，于海龍[9]針對(duì)設(shè)計(jì)了一種33維Kalman濾波系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定方法，在常用的誤差參數(shù)的基礎(chǔ)上模型還考慮了加速度計(jì)二次項(xiàng)誤差系數(shù)，并通過仿真驗(yàn)證了其有效性。在此研究的基礎(chǔ)上，江奇淵等[10]在誤差模型中增加了加速度計(jì)尺寸參數(shù)狀態(tài)變量，并仿真驗(yàn)證了在高動(dòng)態(tài)條件下利用修正模型所得的估計(jì)參數(shù)進(jìn)行補(bǔ)償更具有效性。然而這兩種方法都是在1g條件下進(jìn)行標(biāo)定測(cè)試的，參數(shù)標(biāo)定結(jié)果能否在高動(dòng)態(tài)、大過載條件下應(yīng)用還有待驗(yàn)證。

哈爾濱工業(yè)大學(xué)在振動(dòng)條件下針對(duì)陀螺各項(xiàng)誤差系數(shù)進(jìn)行了平臺(tái)慣導(dǎo)的系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定方法研究，而對(duì)振動(dòng)環(huán)境下加速度計(jì)非線性系數(shù)的標(biāo)定方法并沒有提出具體實(shí)施方案[4,7-8]。

國(guó)內(nèi)對(duì)加速度計(jì)振動(dòng)或離心條件下的系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定一般僅限于傳統(tǒng)簡(jiǎn)單的解析方法，這種方法對(duì)離心機(jī)精度要求很高，而估計(jì)參數(shù)精度較差，很難適應(yīng)對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)精度越來(lái)越高的需求。本文以平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)為依托，進(jìn)行加速度計(jì)非線性系數(shù)高精度離心標(biāo)定方法研究，不僅克服了對(duì)離心機(jī)高精度的要求，同時(shí)相對(duì)于傳統(tǒng)標(biāo)定方法能夠獲得更高的標(biāo)定精度。

1 動(dòng)調(diào)陀螺和加速度計(jì)誤差模型

穩(wěn)定平臺(tái)上裝有2個(gè)動(dòng)力調(diào)諧陀螺，G1陀螺角動(dòng)量軸G1Z平行于臺(tái)體軸ZP，G2陀螺角動(dòng)量軸G2Z平行于平臺(tái)XP軸，其G2X軸為冗余軸，2個(gè)陀螺的坐標(biāo)系與平臺(tái)坐標(biāo)系的關(guān)系如圖1所示。

圖1 平臺(tái)坐標(biāo)系與陀螺坐標(biāo)系的關(guān)系Fig.1 The relationship between the platform coordinate system and the gyro coordinate sytem

由上面的平臺(tái)坐標(biāo)系與陀螺坐標(biāo)系的關(guān)系，可得出平臺(tái)三軸的漂移誤差模型為：

ΔωXP=D0X+KXXaXP+KYXaYP+K2XaXPaZP

ΔωYP=D0Y+KYYaYP+KXYaXP+K2YaYPaZP

ΔωZP=D0Z+KZZaZP+KYZaYP+K2ZaZPaXP

式中：

ΔωXP、ΔωYP、ΔωZP為沿Xp、Yp、Zp軸的漂移；

aXP、aYP、aZP為沿Xp、Yp、Zp軸的加速度；

D0X、D0Y、D0Z分別為沿Xp、Yp、Zp軸的常值漂移；

KXX、KYY、KZZ、KYX、KXY、KYZ、K2X、K2Y、K2Z為陀螺對(duì)應(yīng)的與g有關(guān)項(xiàng)。

在分析離心條件下平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度計(jì)精度的主要影響因素基礎(chǔ)上，忽略大部分次要誤差源以后，加速度計(jì)的誤差模型可簡(jiǎn)化為

(1)

式中：

Δa為加速度計(jì)誤差(g)；

ai為加速度計(jì)輸入軸上的加速度分量(g)；

k0為加速度計(jì)的零偏(g)；

k2為二次項(xiàng)系數(shù)(g/g2)。

2 傳統(tǒng)離心標(biāo)定方法介紹

理論上，通過兩組不同穩(wěn)定幅值的離心試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以解算出加速度計(jì)的標(biāo)度因數(shù)對(duì)稱性和二階非線性系數(shù)。假設(shè)第一組離心試驗(yàn)數(shù)據(jù)的加速度穩(wěn)定幅值為A1，持續(xù)時(shí)間為T1，系統(tǒng)速度誤差為ΔV1；第二組離心試驗(yàn)數(shù)據(jù)的加速度穩(wěn)定幅值為A2，持續(xù)時(shí)間為T2，系統(tǒng)速度誤差為ΔV2；則可得到一個(gè)方程組：

(2)

以一組20g和30g的恒定離心標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)為例，試驗(yàn)中離心機(jī)首先由靜止快速加速到20g，平穩(wěn)旋轉(zhuǎn)300s左右，然后再次加速到30g，平穩(wěn)旋轉(zhuǎn)300s左右，最后減速直至靜止。根據(jù)上面方程組可以求得水平X、Y加速度計(jì)的標(biāo)度因數(shù)對(duì)稱性和二次非線性系數(shù)。以此標(biāo)定結(jié)果補(bǔ)償一組20g、30g非等幅離心試驗(yàn)數(shù)據(jù)(此非等幅離心試驗(yàn)中離心機(jī)首先由靜止加速到20g然后馬上減速到靜止，靜止500s以后，再次加速，直到30g，然后再減速到靜止)。補(bǔ)償后，最終速度誤差和位置誤差分別為補(bǔ)償前相應(yīng)誤差的50.2%(東向速度)、71%(北向速度)和51.2%(緯度)、71.4%(經(jīng)度)。以下給出了補(bǔ)償前后位置誤差對(duì)比曲線，如圖2所示。

圖2 經(jīng)度和緯度位置誤差補(bǔ)償前后比較曲線Fig.2 Comparison of the latitude and longitude error curves before and after compensation

由此可知，傳統(tǒng)方法的補(bǔ)償效果并不理想，主要是由于以下幾個(gè)因素制約了該方法的標(biāo)定精度：

1)加速度輸入A1和A2的計(jì)算精度，主要取決于離心機(jī)旋轉(zhuǎn)角速率精度、慣導(dǎo)中心至離心機(jī)旋轉(zhuǎn)中心的距離測(cè)量精度以及離心機(jī)旋轉(zhuǎn)桿臂拉伸變形尺寸等；

2)速度誤差ΔV1和ΔV2的計(jì)算精度，速度誤差需由幅值大十幾倍的速度信息中提取出來(lái)，會(huì)存在一定的精度損失；

3)參數(shù)估計(jì)只利用最終時(shí)刻的速度誤差信息，而丟失了之前大量有用信息，影響了系統(tǒng)標(biāo)定精度。

因此，為了克服對(duì)離心機(jī)高精度的要求，同時(shí)提升標(biāo)定精度，本文提出了基于低精度離心機(jī)的平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度計(jì)高精度系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定方法。

3 加速度計(jì)非線性系數(shù)高精度離心標(biāo)定方法

本節(jié)將從標(biāo)定試驗(yàn)前提條件、試驗(yàn)方法、標(biāo)定誤差模型的建立以及標(biāo)定算法處理等方面介紹加速度計(jì)非線性系數(shù)高精度離心標(biāo)定方法。

3.1 試驗(yàn)前提條件

為保證離心試驗(yàn)標(biāo)定精度，離心試驗(yàn)在標(biāo)定前應(yīng)具備3個(gè)前提條件：

1)為了減小其余誤差系數(shù)對(duì)標(biāo)定精度的影響，在離心標(biāo)定實(shí)驗(yàn)前應(yīng)進(jìn)行常規(guī)誤差系數(shù)的標(biāo)定，包括陀螺零偏、標(biāo)度因數(shù)、與g有關(guān)項(xiàng)、安裝誤差，加速度計(jì)零偏、標(biāo)度因數(shù)以及安裝誤差等；

2)知悉慣導(dǎo)系統(tǒng)的加速度測(cè)量范圍指標(biāo)要求(文中設(shè)定為±40g)，了解在振動(dòng)和過載條件下系統(tǒng)正常工作狀態(tài)加速度的測(cè)量范圍(文中設(shè)定為±20g)；

3)離心機(jī)提供的加速度激勵(lì)能滿足慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度指標(biāo)需求。

3.2 試驗(yàn)方法

在進(jìn)行了常規(guī)誤差系數(shù)的標(biāo)定以后即可進(jìn)行離心標(biāo)定試驗(yàn)，試驗(yàn)步驟如下：

1)將平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)安裝在離心機(jī)上；

2)系統(tǒng)進(jìn)行初始對(duì)準(zhǔn)；

3)對(duì)準(zhǔn)完成后，系統(tǒng)轉(zhuǎn)入導(dǎo)航狀態(tài)；

4)離心機(jī)由靜止開始加速旋轉(zhuǎn)，加速到20g，然后減速至靜止?fàn)顟B(tài)，靜止200s～500s，再加速旋轉(zhuǎn)，加速到超過30g，再減速至靜止，并保持靜止200s～500s。其中離心機(jī)加速或減速產(chǎn)生的加加速度數(shù)值不超過0.25g/s；

5)標(biāo)定試驗(yàn)完成。

3.3 平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差模型

平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)為指北方位系統(tǒng)，忽略了陀螺和加速度計(jì)安裝誤差、加速度計(jì)零偏和標(biāo)度因數(shù)誤差以及天向速度誤差和天向位置誤差的影響后，系統(tǒng)的誤差模型如式(3)所示：

(3)

其中，VE、VN、L、λ、δVE、δVN、δL、δλ分別為東向速度、北向速度、當(dāng)?shù)鼐暥取⒔?jīng)度以及相應(yīng)的誤差；ωie、RM、RN分別為地速、子午圈曲率半徑、卯酉圈曲率半徑；φx、φy、φz為東向、北向及天向失調(diào)角。

3.4 標(biāo)定算法處理

直接利用平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差模型進(jìn)行加速度計(jì)非線性參數(shù)的估計(jì)精度較差，主要是由于觀測(cè)量精度差，不利于進(jìn)行精確估計(jì)。

為此在標(biāo)定算法中須作以下處理。

3.4.1 狀態(tài)方程的建立

標(biāo)定模型的狀態(tài)方程不能直接由系統(tǒng)誤差模型獲得，考慮到離心試驗(yàn)的特殊性，在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)(ts～te)，aXP、aYP、aXPaYP、aZPaXP的積分為0，而aZP始終為g。如果標(biāo)定的濾波周期定位為旋轉(zhuǎn)周期，那么失調(diào)角的誤差方程可簡(jiǎn)化為：

(4)

其中：εx=D0X,εy=D0Y，εz=D0Z+KZZg。

由此可定義狀態(tài)變量：

X1=δVE；X2=δVN；X3=δL；X4=δλ；X5=φx；

X11=εy；X12=εz。

而狀態(tài)方程的離散化已通用化，在這不再贅述。

3.4.2 觀測(cè)方程的建立

同樣考慮到在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)(ts～te)，VE、VN、L及λ的積分為0。為獲得精確的觀測(cè)量，不以速度誤差作為觀測(cè)量，而將其積分作為觀測(cè)量，即

(5)

而觀測(cè)方程的離散化如下所示。

假設(shè)旋轉(zhuǎn)周期ts～te內(nèi)共N個(gè)采樣點(diǎn)，依次為1,2,3，…，N，定義：

當(dāng)te時(shí)刻即濾波周期到時(shí)，觀測(cè)矩陣H為：

由此獲得離散化觀測(cè)方程：Z=HX+V。

3.4.3 數(shù)據(jù)預(yù)處理

標(biāo)定的濾波周期由離心機(jī)旋轉(zhuǎn)周期決定，為獲得精確的濾波周期，需對(duì)標(biāo)定數(shù)據(jù)作如下預(yù)處理：

1)記錄離心機(jī)旋轉(zhuǎn)前航向角輸出γ0；

2)離心機(jī)旋轉(zhuǎn)過程中，標(biāo)記每次系統(tǒng)航向角輸出為γ0時(shí)的采樣時(shí)刻；

3)采樣數(shù)據(jù)中航向角往往不會(huì)恰好為γ0，此時(shí)需要利用航向角轉(zhuǎn)變?yōu)棣?的前后時(shí)刻數(shù)據(jù)采用差值的方法增加1個(gè)采樣點(diǎn)，并計(jì)算相應(yīng)的導(dǎo)航時(shí)間、姿態(tài)角、速度、位置等信息。

3.4.4 濾波解算

標(biāo)定算法采用變周期Kalman濾波方法，濾波周期由以下兩點(diǎn)確定：

1)當(dāng)系統(tǒng)處于靜止?fàn)顟B(tài)，濾波周期為1s；

2)當(dāng)系統(tǒng)處于旋轉(zhuǎn)狀態(tài)時(shí)，濾波周期由旋轉(zhuǎn)周期確定。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

以2平臺(tái)各自2套離心測(cè)試數(shù)據(jù)為研究對(duì)象。4套數(shù)據(jù)分別記為試驗(yàn)1、2、3、4，試驗(yàn)1為平臺(tái)1的13g、30g離心試驗(yàn)；試驗(yàn)2為平臺(tái)1的13g、40g離心試驗(yàn)；試驗(yàn)3為平臺(tái)2的13g、35g離心試驗(yàn)；試驗(yàn)4為平臺(tái)2的13g、40g離心試驗(yàn)。限于篇幅，只分析X向加速度計(jì)。

在此，利用每個(gè)平臺(tái)的2套測(cè)試數(shù)據(jù)分別標(biāo)定出該平臺(tái)的誤差系數(shù)，由2套標(biāo)定系數(shù)分別對(duì)該平臺(tái)的2套測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行補(bǔ)償。簡(jiǎn)單起見，每次補(bǔ)償記為：“i→j”，該記號(hào)表示利用試驗(yàn)i的標(biāo)定結(jié)果對(duì)試驗(yàn)j的測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行補(bǔ)償。由此，可以得到以下的補(bǔ)償曲線(只繪出位置誤差曲線)，如圖3所示。

同時(shí)，為了對(duì)各次試驗(yàn)補(bǔ)償效果進(jìn)行量化說(shuō)明，將每個(gè)試驗(yàn)補(bǔ)償前后最終速度誤差或位置誤差匯總，如表1所示。其中“效果”為“1-(補(bǔ)后誤差/補(bǔ)前誤差)”。

圖3 各次試驗(yàn)補(bǔ)償前后比較曲線

1→11→22→12→23→33→44→34→4速度誤差/(m/s)補(bǔ)前-3 96-13 26-3 96-13 2613 8320 2913 8320 29補(bǔ)后0 63-0 480 920 47-1 540 951 210 89效果/%84 196 376 296 488 895 391 295 8位置誤差/m補(bǔ)前-1428-6517-1428-65173280833832808338補(bǔ)后95-35819481265241174437效果/%93 494 586 498 891 596 994 794 8

由圖3和表1可知，利用該方法補(bǔ)償后慣導(dǎo)系統(tǒng)的速度誤差或位置誤差小于補(bǔ)償前慣導(dǎo)系統(tǒng)相應(yīng)誤差的25%。

5 結(jié)論

文中指出加速度計(jì)非線性系數(shù)的傳統(tǒng)離心解析標(biāo)定方法具有標(biāo)定精度差，離心機(jī)精度要求高的不足，基于離心標(biāo)定的難點(diǎn)，文中提出了一種基于低精度離心機(jī)的平臺(tái)慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度計(jì)非線性系數(shù)高精度標(biāo)定方法。一方面，該方法不依賴于利用離心機(jī)轉(zhuǎn)速和桿臂尺寸進(jìn)行加速度輸入的計(jì)算，克服了對(duì)離心機(jī)高精度的要求；另一方面，采用速度位置積分作為觀測(cè)量，減小了觀測(cè)量誤差，提高標(biāo)定精度；采用變周期Kalman濾波方法進(jìn)行參數(shù)估計(jì)，可以適用變速離心標(biāo)定方案。該方法具有良好的標(biāo)定效果，經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證，補(bǔ)償后的速度和位置誤差小于補(bǔ)償前相應(yīng)誤差的25%(而傳統(tǒng)方法只能達(dá)到50%)。此外，該方法還可推廣到單軸或雙軸旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)的加速度計(jì)非線性系數(shù)的標(biāo)定。

[1] Hellings F J. Application of extended Kalman filtering to a dynamic laboratory calibration of an inertial navigation system[R]. Aerospace Corp el Segundo ca Engineering Science Operations, 1973.

[2] Kitzerow R A. Design, development, analysis, and laboratory test results of a Kalman filter system-level IMU calibration technique[R]. Air Force Avionics Lab Wright-Patterson AFB OH, 1977.

[3] Jiang Y F, Lin Y P. Error estimation of INS ground alignment through observability analysis[J]. IEEE Transactions on Aerospace & Electronic Systems, 1992, 28(1):92-96.

[4] 傅振憲，邵長(zhǎng)勝，鄧正?。活惡勇莅惭b誤差角的慣導(dǎo)平臺(tái)漂移模型的修正[J]．控制與決策, 2002，17(3)：368-371.

[5] Carl E J.Analysis of fatigue, fatigue-crack propagation and fracture data[R]. NASA CR-132332, 1973.

[6] Julier S J, Uhlmann J K. New extension of the Kalman filter to nonlinear systems[C]//AeroSense′97. International Society for Optics and Photonics, 1997: 182-193.

[7] DENG Z, XU S, FU Z. The research of identifying the coefficients in the platform drift error model[C]//ICNGC2001 International Conference on Navigation, Guidance and Control, 2001: 45-49.

[8] 唐江河，傅振憲，余貞宇，等．線振動(dòng)下慣導(dǎo)平臺(tái)參數(shù)辨識(shí)的實(shí)現(xiàn)[J]．航空學(xué)報(bào)．2009，30(6)：1077-1083.

[9] 于海龍. 提高振動(dòng)環(huán)境下激光陀螺捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)精度的方法研究[D]. 長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2012.

[10] 江奇淵, 湯建勛, 韓松來(lái),等. 36維Kalman濾波的激光陀螺捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)級(jí)標(biāo)定方法[J]. 紅外與激光工程, 2015, 44(5):1579-1586.

High Precision Systematic Calibration Method for Accelerometer of Platform INS Based on Low Precision Centrifuge

TANG Jiang-he,HU Ping-hua, HUANG He, MIAO Cheng-yi, CHEN Xiao-hua, LIU Dong-bin

(Beijing Institute of Automatic Control Equipment, Beijing 100074, China)

High dynamic and high overload are important features for future missiles and aircrafts. Which are particularly critical to the performance of the INS, especially for accelerometer. By analysing the weaknesses of the traditional calibration method for accelerometer nonlinear coefficients (scale factor asymmetry and second-order coefficient) of platform INS, a high precision calibration method based on the low precision centrifuge is proposed. The method, which takes integration of velocity and position errors of platform INS as observation, can not only get more effective estimation of accelerometer nonlinear coefficient, but also lower the requirements for centrifuge accuracy. Finally, the effectiveness of the method is verified through centrifuge tests. The experimental results show that the velocity and position errors are reduced by 25% after compensating the accelerometer nonlinear coefficient.

Platform INS; Accelerometer; Scale factor asymmetry; Second-order coefficient; Systematic calibration

10.19306/j.cnki.2095-8110.2016.05.002

2016-07-25；

2016-08-08。

國(guó)家自然科學(xué)基金(41527803)

唐江河(1979 - )，男，博士，主要從事導(dǎo)航制導(dǎo)方面的研究。E-mail：Hittangjianghe@163.com

U666.1

A

2095-8110(2016)05-0005-06