唐江河，李文耀，詹雙豪，劉東斌，趙 明

(北京自動(dòng)化控制設(shè)備研究所，北京 100074)

一種外環(huán)水平結(jié)構(gòu)雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)方法

唐江河，李文耀，詹雙豪，劉東斌，趙 明

(北京自動(dòng)化控制設(shè)備研究所，北京 100074)

目前國內(nèi)外長航時(shí)高精度自主慣導(dǎo)系統(tǒng)多采用雙軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制自動(dòng)補(bǔ)償技術(shù)，而旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)對(duì)系統(tǒng)導(dǎo)航精度影響至關(guān)重要。雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)按結(jié)構(gòu)可分為外環(huán)水平結(jié)構(gòu)和外環(huán)航向結(jié)構(gòu)兩類。分析了外環(huán)水平結(jié)構(gòu)雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)在旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)中的局限性，考慮到光纖陀螺輸出特性，指出外環(huán)水平結(jié)構(gòu)雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)不宜采用傳統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案，并提出了一種該類雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)方法，最后對(duì)所設(shè)計(jì)旋轉(zhuǎn)方案與十六位置旋轉(zhuǎn)方案進(jìn)行試驗(yàn)對(duì)比，試驗(yàn)表明此設(shè)計(jì)方案導(dǎo)航精度提升了71%。

外環(huán)水平；雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)；旋轉(zhuǎn)調(diào)制；旋轉(zhuǎn)方案；方案設(shè)計(jì)

0 引言

目前國內(nèi)外長航時(shí)高精度自主慣導(dǎo)系統(tǒng)普遍采用旋轉(zhuǎn)調(diào)制自動(dòng)補(bǔ)償技術(shù)，而旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)是自動(dòng)補(bǔ)償技術(shù)的一個(gè)重要研究方面。旋轉(zhuǎn)方案直接影響慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航精度，不同的旋轉(zhuǎn)方案對(duì)系統(tǒng)的各種誤差源的調(diào)制效果有很大的區(qū)別，因此必須從多方面對(duì)旋轉(zhuǎn)方案進(jìn)行分析，以設(shè)計(jì)合適的旋轉(zhuǎn)方案。

雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)按結(jié)構(gòu)可分為外環(huán)水平和外環(huán)航向兩類。兩種結(jié)構(gòu)有各自特點(diǎn)：外環(huán)水平結(jié)構(gòu)利于系統(tǒng)參數(shù)標(biāo)定，可進(jìn)行系統(tǒng)全參數(shù)自標(biāo)定，但不利于載體運(yùn)動(dòng)航向隔離，局限了旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)；外環(huán)航向結(jié)構(gòu)不利于系統(tǒng)參數(shù)標(biāo)定，不能進(jìn)行系統(tǒng)全參數(shù)自標(biāo)定，但便于載體運(yùn)動(dòng)航向隔離，方便旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)。

國內(nèi)外雙軸激光旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)技術(shù)已較為成熟。激光陀螺具有標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定、輸出受溫度磁場影響較小等優(yōu)點(diǎn)。而光纖陀螺具有可靠性高、無機(jī)抖裝置，利于旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)控制，隨機(jī)游走誤差相對(duì)較小等優(yōu)勢(shì)。光纖陀螺和激光陀螺的不同特性，必然會(huì)導(dǎo)致慣導(dǎo)系統(tǒng)在進(jìn)行旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)時(shí)的側(cè)重點(diǎn)不同[1-2]。

本文分析了外環(huán)水平結(jié)構(gòu)雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)局限性，考慮到光纖陀螺的輸出特性，提出外環(huán)水平結(jié)構(gòu)雙軸光纖慣導(dǎo)的一種旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)方法。

1 旋轉(zhuǎn)方案介紹

1980年，Sperry公司用磁鏡偏頻激光陀螺研制了單軸旋轉(zhuǎn)式慣導(dǎo)系統(tǒng)，系統(tǒng)采用四位置停轉(zhuǎn)方案，四位置轉(zhuǎn)動(dòng)次序?yàn)椋?135°、+45°、+135°、-45°，如圖1所示。Sperry公司隨后就開始機(jī)械抖動(dòng)激光陀螺單軸旋轉(zhuǎn)式慣導(dǎo)系統(tǒng)的研制，20世紀(jì)90年代研制了MK39 Mod3C單軸旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)和MK49雙軸旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)，MK39 Mod3C系統(tǒng)采用單軸四位置停轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)方案，系統(tǒng)自主導(dǎo)航精度達(dá)到1n mile/24h。MK49系統(tǒng)采用雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)方案，定期使慣性敏感裝置繞方位軸和橫搖軸旋轉(zhuǎn)，用來消除陀螺漂移和其他誤差源，系統(tǒng)自主導(dǎo)航精度可達(dá)0.39n mile/30h，但具體旋轉(zhuǎn)方案未在任何文獻(xiàn)上有所提及。

圖1 單軸四位置轉(zhuǎn)動(dòng)方案Fig.1 Four-sequence rotation scheme of single-axis rotary SINS

國內(nèi)對(duì)旋轉(zhuǎn)調(diào)制慣導(dǎo)系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)的研究較多。除圖1所示方案外，單軸旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)較有效并被普遍采用的是如圖2所示的“正反反正”方案。也有方案為追求更好對(duì)稱性，在90°和270°兩個(gè)位置上有相應(yīng)停留，但設(shè)計(jì)思路和目的都是一致的：有效調(diào)制與旋轉(zhuǎn)軸指向垂直的陀螺零偏、加速度計(jì)零偏、陀螺安裝誤差以及加速度計(jì)安裝誤差，同時(shí)也有效消除了旋轉(zhuǎn)軸方向陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差由于系統(tǒng)自身旋轉(zhuǎn)引起的導(dǎo)航誤差。文獻(xiàn)[3-5]指出載體機(jī)動(dòng)對(duì)旋轉(zhuǎn)調(diào)制慣導(dǎo)系統(tǒng)的調(diào)制效果有很大影響，假想一種極為特殊狀況，載體只存在角運(yùn)動(dòng)，并且角運(yùn)動(dòng)與系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)正好相互抵消，那么系統(tǒng)IMU坐標(biāo)系和地理坐標(biāo)系始終保持不變，此時(shí)旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)相當(dāng)于一個(gè)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)，不再具有自動(dòng)補(bǔ)償功能。有鑒于此，文獻(xiàn)[5]提出了隔離載體運(yùn)動(dòng)的旋轉(zhuǎn)方案，即系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)在執(zhí)行預(yù)先設(shè)計(jì)的旋轉(zhuǎn)方案的同時(shí)反向疊加載體的航向機(jī)動(dòng)，以抵消載體角運(yùn)動(dòng)對(duì)旋轉(zhuǎn)調(diào)制影響。

圖2 常用單軸旋轉(zhuǎn)方案Fig.2 Usual rotation scheme of single-axis rotary SINS

圖3 八位置雙軸旋轉(zhuǎn)方案示意圖Fig.3 Eight-sequence double axis rotary schematic diagram

(a)

(b)

(c)

(d)圖4 十六位置雙軸旋轉(zhuǎn)方案示意圖Fig.4 Sixteen-sequence double axis rotary schematic diagram

該方案可以很好地調(diào)制安裝誤差和標(biāo)度因數(shù)誤差，但對(duì)陀螺標(biāo)度因數(shù)不對(duì)稱性沒有補(bǔ)償效果。為此，文獻(xiàn)[6]改進(jìn)該旋轉(zhuǎn)方案，得到如圖4所示十六位置方案，該方案在失調(diào)角層面不僅調(diào)制了陀螺和加速度計(jì)的零偏、標(biāo)度因數(shù)以及安裝誤差，同時(shí)陀螺標(biāo)度因數(shù)不對(duì)稱性也得到很好的調(diào)制效果。文中進(jìn)一步提出在十六位置方案的每一步旋轉(zhuǎn)的中點(diǎn)(即90°或270°)增加一個(gè)位置，實(shí)現(xiàn)三十二位置旋轉(zhuǎn)方案。該三十二位置旋轉(zhuǎn)方案和十六位置旋轉(zhuǎn)方案的調(diào)制效果是一樣的，只是它能更好地壓制旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)“鋸齒波”幅值。

這兩種旋轉(zhuǎn)方案雖然在系統(tǒng)失調(diào)角層面具有很好的調(diào)制效果。但在速度層面該旋轉(zhuǎn)方案的調(diào)制效果有限，尤其是陀螺安裝誤差會(huì)引起系統(tǒng)速度誤差的增長。為此，文獻(xiàn)[7]對(duì)十六位置旋轉(zhuǎn)方案進(jìn)行了改進(jìn)，有效提高了系統(tǒng)速度層面的調(diào)制效果，其旋轉(zhuǎn)方案示意圖如圖5所示。

(a)

(b)

(c)

(d)圖5 改進(jìn)十六位置雙軸旋轉(zhuǎn)方案示意圖Fig.5 Modified sixteen-sequence dual-axis rotary schematic diagram

以上提及的一系列旋轉(zhuǎn)方案，不適合在外環(huán)水平結(jié)構(gòu)雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)上應(yīng)用。一方面，如第4節(jié)所分析的，該種結(jié)構(gòu)的雙軸慣導(dǎo)由于結(jié)構(gòu)限制，將無法解耦標(biāo)度因數(shù)誤差和系統(tǒng)航向之間的耦合作用，而以上旋轉(zhuǎn)方案中，外環(huán)的頻繁翻轉(zhuǎn)，容易引起系統(tǒng)水平失調(diào)角的積累；另一方面，相比于激光陀螺，光纖陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性和溫度敏感性較差，更易引起失調(diào)角的積累[8]。

2 坐標(biāo)系定義

涉及的坐標(biāo)系定義如下：

慣性坐標(biāo)系(i)：原點(diǎn)與地球質(zhì)心重合，Xi軸沿地球轉(zhuǎn)軸指向地球北極，Yi軸和Zi軸在赤道平面內(nèi)，不隨地球旋轉(zhuǎn)，且Zi軸和初始時(shí)刻當(dāng)?shù)貣|向重合。

地理坐標(biāo)系(g)：定義為北天東坐標(biāo)系。

臺(tái)體坐標(biāo)系(p)：利用3個(gè)加速度計(jì)的敏感軸方向OXa、OYa、OZa進(jìn)行定義，X加速度計(jì)的敏感軸方向OXa即為Xp、Yp在OXaYa所在平面內(nèi)，且與OXa垂直；Zp與Xp、Yp滿足右手定律。

慣導(dǎo)坐標(biāo)系(b)：當(dāng)慣導(dǎo)的2個(gè)環(huán)架都鎖定為0時(shí)，臺(tái)體坐標(biāo)系即為慣導(dǎo)坐標(biāo)系。

3 雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航誤差模型

為了便于分析，導(dǎo)航坐標(biāo)系選為慣性坐標(biāo)系，利用形式相對(duì)簡單的Ψ方程進(jìn)行分析。

(1)

式中：

其中：ε0為陀螺漂移誤差；

δkg為標(biāo)度因數(shù)誤差；

mg為陀螺安裝誤差；

ng為陀螺安裝的不正交度。

忽略重力加速度相關(guān)誤差后，其速度誤差方程可表示為

(2)

注意式(2)中旋轉(zhuǎn)激勵(lì)項(xiàng)為第二和第三項(xiàng)，因此僅分析一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期短時(shí)間內(nèi)各種誤差源對(duì)速度誤差的影響時(shí)可將式(2)進(jìn)一步簡化為

(3)

那么經(jīng)簡化后系統(tǒng)的姿態(tài)和速度誤差的解為：

(4)

(5)

其中：δa0為加速度計(jì)零偏；

δka為加速度計(jì)標(biāo)度因數(shù)誤差；

ma為加速度計(jì)安裝誤差；

na為加速度計(jì)安裝的不正交度。

有：

式中：L為當(dāng)?shù)鼐暥龋?/p>

ωie為地速數(shù)值；

roll、pitch和yaw分別為基座坐標(biāo)系相對(duì)于地理坐標(biāo)系的滾動(dòng)、俯仰和航向；

α和β分別為旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)外環(huán)和內(nèi)環(huán)的旋轉(zhuǎn)角度；

ω1和ω2分別為外環(huán)和內(nèi)環(huán)的旋轉(zhuǎn)角速率。

(6)

(7)

(8)

其中,Ψωδkg、Ψωmg、Ψωng分別為陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差、陀螺安裝誤差以及陀螺安裝不正交度由于系統(tǒng)自身旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致的系統(tǒng)失調(diào)角誤差的系數(shù)矩陣，即Ψωδkg、Ψωmg、Ψωng分別與陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差、陀螺安裝誤差以及陀螺安裝不正交度的誤差矢量相乘，可得到各自引起的失調(diào)角矢量大小。

4 外環(huán)水平雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)局限性

外環(huán)水平雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)在外環(huán)翻轉(zhuǎn)時(shí)容易引起較大水平失調(diào)角，嚴(yán)重影響導(dǎo)航誤差。旋轉(zhuǎn)方案一般設(shè)計(jì)思路是布局多個(gè)適當(dāng)外環(huán)翻轉(zhuǎn)進(jìn)行相互抵消，避免水平失調(diào)角的快速累積。然而，由于外環(huán)水平結(jié)構(gòu)的雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，當(dāng)載體航向發(fā)生變化時(shí)，由于陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差、陀螺安裝誤差及安裝不正交度與系統(tǒng)航向之間的耦合作用[5，9]，將無法完全避免水平失調(diào)角累積。以改進(jìn)十六位置旋轉(zhuǎn)方案為例，說明外環(huán)翻轉(zhuǎn)時(shí)外環(huán)水平結(jié)構(gòu)對(duì)方案設(shè)計(jì)的局限性。

提取出改進(jìn)十六位置中2，4，5，7，9，11，14，16幾個(gè)外環(huán)翻轉(zhuǎn)過程，描述如表1所示。

表1 改進(jìn)十六位置中外環(huán)翻轉(zhuǎn)過程

旋轉(zhuǎn)描述中前括號(hào)為翻轉(zhuǎn)前外環(huán)和內(nèi)環(huán)角度，后括號(hào)為翻轉(zhuǎn)后外環(huán)和內(nèi)環(huán)角度。而箭頭上符號(hào)表示正向或負(fù)向翻轉(zhuǎn)。

為簡化分析，在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，只考慮載體航向機(jī)動(dòng)，忽略俯仰和滾動(dòng)機(jī)動(dòng)，并忽略載體移動(dòng)距離。

以下分兩種情況討論，當(dāng)航向變化時(shí)，陀螺標(biāo)度因數(shù)、陀螺安裝誤差及陀螺安裝不正交度對(duì)系統(tǒng)失調(diào)角的影響。

4.1 系統(tǒng)不隔離載體機(jī)動(dòng)

將第i次翻轉(zhuǎn)引起的失調(diào)角投影到地理坐標(biāo)系上(其中忽略了慣性系相對(duì)于地理坐標(biāo)系的變化)。

陀螺標(biāo)度因數(shù)引起的失調(diào)角為

陀螺安裝誤差引起的失調(diào)角為

陀螺不正交度引起的失調(diào)角為

則有：

1)如果旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，載體航向不變，標(biāo)度因數(shù)、安裝誤差以及安裝不正交度不引起系統(tǒng)失調(diào)角積累；

假設(shè)陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差為1.5×10-5，旋轉(zhuǎn)周期為10min，該情況下系統(tǒng)將在水平面北偏東θ的方位上產(chǎn)生77.76″的失調(diào)角，相當(dāng)于系統(tǒng)在此方位上存在一個(gè)0.130(°)/h的等效陀螺漂移。

假設(shè)陀螺安裝誤差或不正交度為5″，旋轉(zhuǎn)周期為10min，該情況下系統(tǒng)將在水平面東偏北θ的方位上產(chǎn)生80″的失調(diào)角，相當(dāng)于系統(tǒng)在此方位上存在一個(gè)0.133(°)/h的等效陀螺漂移。

4.2 系統(tǒng)隔離載體機(jī)動(dòng)

隔離載體的理想目的是不管載體如何機(jī)動(dòng)，應(yīng)滿足以下兩個(gè)條件：

1)系統(tǒng)失調(diào)角應(yīng)與航向角θ無關(guān)且為0：

考慮到δkG、mG和nG以及航向角θ的任意性，要滿足以上三式與航向角無關(guān)，必須要求：

2)每個(gè)外環(huán)旋轉(zhuǎn)過程中，外環(huán)旋轉(zhuǎn)的角度α初始和終止時(shí)的角度應(yīng)滿足表1，而旋轉(zhuǎn)的角度應(yīng)滿足

可以證明有以下結(jié)論：

1)陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差無法通過隔離載體機(jī)動(dòng)獲得理想的調(diào)制效果；

2)只需構(gòu)造一種旋轉(zhuǎn)方式滿足以下條件，即可使得陀螺安裝誤差或安裝不正交度通過隔離載體機(jī)動(dòng)獲得理想調(diào)制效果。

內(nèi)環(huán)的旋轉(zhuǎn)角度為反對(duì)稱的：β(t)=-β(Ts-t)(Ts為外環(huán)翻轉(zhuǎn)過程時(shí)間)；

綜合以上結(jié)論可知，系統(tǒng)在進(jìn)行外環(huán)翻轉(zhuǎn)時(shí)，陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差與系統(tǒng)航向的耦合作用無法解耦；而陀螺安裝誤差和安裝不正交度與系統(tǒng)航向的耦合作用可以通過適當(dāng)?shù)母綦x策略得到解耦。

這表明雙軸激光慣導(dǎo)系統(tǒng)由于陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性好，采用改進(jìn)十六位置旋轉(zhuǎn)方案可以獲得較好的導(dǎo)航精度，但雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)由于光纖陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性差，不宜采用這類旋轉(zhuǎn)方案。

5 雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案的設(shè)計(jì)

由上面的分析可知，由于光纖陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性較差，旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡量減少外環(huán)軸的翻轉(zhuǎn)；另一方面，為減小天向陀螺漂移對(duì)系統(tǒng)精度的影響，外環(huán)軸的翻轉(zhuǎn)又不能過少。雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)如圖6所示。系統(tǒng)第一次外環(huán)翻轉(zhuǎn)的時(shí)間為T，之后每隔時(shí)間2T外環(huán)翻轉(zhuǎn)一次，對(duì)應(yīng)的隔離方案采用4.2節(jié)構(gòu)造的策略；系統(tǒng)其余時(shí)間采用內(nèi)環(huán)單軸旋轉(zhuǎn)方案，對(duì)應(yīng)的隔離方案采用文獻(xiàn)[5]或文獻(xiàn)[10]中提到的方法；在方案設(shè)計(jì)中還有兩個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)需要確定。

圖6 雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案Fig.6 Rotary scheme of dual-axis FOG INS

5.1 外環(huán)旋轉(zhuǎn)方向的確定

4.2節(jié)中構(gòu)造的跟蹤策略對(duì)外環(huán)旋轉(zhuǎn)方向沒有具體要求，而這為增強(qiáng)陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差調(diào)制效果提供了可能。根據(jù)以往外環(huán)旋轉(zhuǎn)矢量在水平面上投影的矢量和確定外環(huán)旋轉(zhuǎn)方向。

5.2 時(shí)間T的確定

依以上分析，時(shí)間T須根據(jù)幾個(gè)主要技術(shù)指標(biāo)確定：陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性、陀螺零偏穩(wěn)定性以及系統(tǒng)工作時(shí)間。

以實(shí)際陀螺精度指標(biāo)為例來進(jìn)行設(shè)計(jì)說明：陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性1.5×10-5；陀螺零偏穩(wěn)定性0.02(°)/h(100s平均)；系統(tǒng)工作時(shí)間為8h。

計(jì)算當(dāng)陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性為1.5×10-5，8h系統(tǒng)導(dǎo)航最大誤差隨時(shí)間T的變化曲線如圖7中紅線所示。計(jì)算當(dāng)陀螺零偏穩(wěn)定性為0.02(°)/h，8h系統(tǒng)導(dǎo)航最大誤差隨時(shí)間T的變化曲線如圖7中藍(lán)線所示。

圖7 最大導(dǎo)航位置誤差隨時(shí)間T的變化曲線Fig.7 Curve of maximum position error with time T

由兩曲線可以確定最優(yōu)翻轉(zhuǎn)時(shí)間T約為100min。

6 車載試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證該旋轉(zhuǎn)方案的有效性，利用一套雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行了車載驗(yàn)證試驗(yàn)，系統(tǒng)用光纖陀螺精度同5.2節(jié)。試驗(yàn)主要對(duì)比了旋轉(zhuǎn)方案一(圖5所示的十六位置旋轉(zhuǎn)方案)和旋轉(zhuǎn)方案二(圖6所示的旋轉(zhuǎn)方案)兩種旋轉(zhuǎn)方案。

圖8 導(dǎo)航位置誤差對(duì)比曲線Fig.8 Comparison curve of position error

試驗(yàn)時(shí)，雙軸慣導(dǎo)系統(tǒng)固定于實(shí)驗(yàn)車上，準(zhǔn)備時(shí)間和準(zhǔn)備流程都一致，時(shí)間為30min，完成了初始對(duì)準(zhǔn)以及一些主要誤差參數(shù)的標(biāo)定，對(duì)準(zhǔn)完成后，車輛開動(dòng)，行駛路線任意。為驗(yàn)證充分，方案一和方案二分別進(jìn)行了3次和5次試驗(yàn)。8次試驗(yàn)的導(dǎo)航徑向誤差曲線如圖8所示，虛線所示為方案一的3次試驗(yàn)位置誤差曲線，實(shí)線所示為方案二的5次試驗(yàn)位置誤差曲線。圖8中顯示，方案二最大位置誤差不超過1.6n mile，而方案一最大位置誤差都超過了4.2n mile。表2對(duì)8次試驗(yàn)位置誤差的TRMS(True Root-Mean-Square，位置精度)值進(jìn)行了處理。表2中序號(hào)1～5的5次試驗(yàn)為方案二試驗(yàn)，序號(hào)6～8的3次試驗(yàn)為方案一試驗(yàn)。由表可知，方案二的TRMS均值為0.67n mile，而方案一的TRMS均值為2.32n mile，精度提升了71.3%(=(2.32-0.67)/2.32)。

表2 導(dǎo)航位置誤差的TRMS值

7 結(jié)論

文中指出外環(huán)水平結(jié)構(gòu)對(duì)旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)具有局限性，無法解耦陀螺標(biāo)度因數(shù)誤差與系統(tǒng)航向之間的耦合。而光纖陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性較差，不宜采用傳統(tǒng)旋轉(zhuǎn)方案。為此，在解決以下三點(diǎn)的基礎(chǔ)上提出了一種外環(huán)水平結(jié)構(gòu)雙軸光纖慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)方法：給出解耦陀螺安裝誤差和安裝不正交度的隔離策略；由外環(huán)旋轉(zhuǎn)矢量和最小原則確定外環(huán)旋轉(zhuǎn)方向；由陀螺標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性、零偏穩(wěn)定性及導(dǎo)航時(shí)間確定外環(huán)翻轉(zhuǎn)間隔時(shí)間。

所設(shè)計(jì)旋轉(zhuǎn)方案具有良好導(dǎo)航精度。試驗(yàn)證明，30min準(zhǔn)備時(shí)間，導(dǎo)航8h，TRMS達(dá)到0.67n mile，相對(duì)十六位置旋轉(zhuǎn)方案提升71%。

[1] Lefevre H C. The fiber-optic gyroscope: actually better than the ring-laser gyroscope [C]//OFS2012 22nd International Conference on Optical Fiber Sensor. International Society for Optics and Photonics, 2012.

[2] Divakaruni S, Keith G, Narayanan C, et al. Strategic Interferometric Fiber-Optic Gyroscope for Ballistic Missile Inertial Guidance[C]// AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit,2008.

[3] 張倫東, 練軍想, 胡小平. 載體角運(yùn)動(dòng)對(duì)旋轉(zhuǎn)式慣導(dǎo)系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)調(diào)制效果的影響[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 33(4):152-156.

[4] 覃方君, 李安, 許江寧. 載體角運(yùn)動(dòng)對(duì)旋轉(zhuǎn)調(diào)制慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差影響分析[J]. 武漢大學(xué)學(xué)報(bào):信息科學(xué)版, 2012, 37(7):831-833.

[5] 許江寧, 查峰, 李京書,等. 單軸旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)“航向耦合效應(yīng)”分析與補(bǔ)償[J]. 中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào), 2013，21(1)：26-33.

[6] 李瑞濤, 吳修振, 周紹磊. 雙軸旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)轉(zhuǎn)位方案仿真分析[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2013(5):15-19.

[7] 紀(jì)志農(nóng), 劉沖, 蔡善軍,等. 一種改進(jìn)的雙軸旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)十六位置旋轉(zhuǎn)調(diào)制方案[J]. 中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào), 2013，21(1)：46-50.

[8] 徐海剛, 郭元江, 李志峰,等. 旋轉(zhuǎn)調(diào)制光纖陀螺慣導(dǎo)尋北精度探索[J]. 導(dǎo)航定位與授時(shí), 2015，3(2)：11-15.

[9] 常國賓, 許江寧, 李安,等. 載體運(yùn)動(dòng)對(duì)雙軸連續(xù)旋轉(zhuǎn)調(diào)制式慣導(dǎo)方案誤差的影響[J]. 中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào), 2011, 19(2):175-179.

[10] Levinson E, Ter Horst J, Willcocks M. The next generation marine inertial navigator is here now[C]// Position Location and Navigation Symposium. IEEE, 1994:121-127.

Rotation Scheme Design Method for Dual-Axis INS with Horizontal Outer-Axis Structure

TANG Jiang-he, LI Wen-yao, ZHAN Shuang-hao, LIU Dong-bin, ZHAO Ming

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

The long endurance and high precision autonomous INS always adopt rotation modulation self-compensation technology, and its accuracy is significantly influnced by the rotation scheme design. According to the structure, dual-axis INS can be devided into two categories, horizental outer-axis and vertical outer-axis. Considering the limitation of dual-axis INS with horizental outer-axis structure and the output characteristics of the FOG, the paper pointed out that INS with horizental outer-axis is not suitable to the traditional rotation scheme and proposed a design method of rotation scheme for this kind of dual-axis INS. The result of experiment shows that the navigation precision with the proposed scheme increased by 71% compared with sixteen-squence scheme.

Horizontal outer-axis; Dual-axis INS; Rotation modulation; Rotation scheme; Scheme design

10.19306/j.cnki.2095-8110.2016.04.001

2016-01-10；

2016-05-25。

國家自然科學(xué)基金(41527803)

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

U666.12

A

2095-8110(2016)04-0001-08