RU2683144C1 - Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system - Google Patents
Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2683144C1 RU2683144C1 RU2018118187A RU2018118187A RU2683144C1 RU 2683144 C1 RU2683144 C1 RU 2683144C1 RU 2018118187 A RU2018118187 A RU 2018118187A RU 2018118187 A RU2018118187 A RU 2018118187A RU 2683144 C1 RU2683144 C1 RU 2683144C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- axes
- accelerometers
- gyroscopes
- orientation
- axis
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 25
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 6
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 12
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 7
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 6
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 2
- 241000238876 Acari Species 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000010606 normalization Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к приборостроению, в частности к инерциальным навигационным системам, и может быть использовано для определения ошибок ориентации измерительных осей гироскопов и маятниковых акселерометров в бесплатформенной инерциальной навигационной системе (БИНС) после температурных, вибрационных или ударных воздействий, а также в процессе эксплуатации.The invention relates to instrumentation, in particular to inertial navigation systems, and can be used to determine the orientation errors of the measuring axes of gyroscopes and pendulum accelerometers in the strapdown inertial navigation system (SINS) after temperature, vibration, or shock, as well as during operation.
Как известно, при паспортизации гироскопов и акселерометров определяется ориентация их измерительных осей относительно либо реальной ортогональной системы координат, например в виде нормалей к очень точному кубику, закрепленному на корпусе БИНС, либо к ортогональной системе координат, образованной нормалями к посадочным граням корпуса БИНС. Однако, после температурных и механических воздействий положение кубика относительно корпуса БИНС либо взаимное расположение посадочных граней корпуса БИНС изменяется. Это изменение может достигать сотен угловых секунд при типичных требованиях 30-40 угловых секунд [Еремин Л.В., Зубов А.Г., Колбас Ю.Ю., Соловьева Т.И. Аппроксимация воспроизводимых зависимостей масштабного коэффициента и матрицы ориентации измерительных осей трехосного квазичетырехчастотного зеемановского лазерного гироскопа // Вестник Московского государственного технического университета им. Н.Э. Баумана. Серия: Приборостроение. 2013. №2 (91). с. 100-112]. Поэтому прямое измерение отклонения измерительных осей гироскопов и акселерометров от ранее использованной ортогональной системы координат может привести к существенным ошибкам.As is known, during the certification of gyroscopes and accelerometers, the orientation of their measuring axes relative to either a real orthogonal coordinate system is determined, for example, in the form of normals to a very accurate cube fixed on the SINS case, or to an orthogonal coordinate system formed by the normals to the landing faces of the SINS case. However, after temperature and mechanical influences, the position of the cube relative to the SINS case or the relative position of the landing faces of the SINS case changes. This change can reach hundreds of arc seconds with typical requirements of 30-40 arc seconds [Eremin L.V., Zubov A.G., Kolbas Yu.Yu., Solovieva T.I. Approximation of reproducible dependences of the scale factor and orientation matrix of the measuring axes of a three-axis quasi-four-frequency Zeeman laser gyro // Vestnik of Moscow State Technical University named after N.E. Bauman. Series: Instrument Making. 2013. No2 (91). from. 100-112]. Therefore, a direct measurement of the deviation of the measuring axes of gyroscopes and accelerometers from the previously used orthogonal coordinate system can lead to significant errors.
В связи с этим возникает необходимость разработки способа определения погрешностей ориентации измерительных осей лазерных гироскопов и маятниковых акселерометров в составе БИНС, обеспечивающего более высокую точность.In this regard, there is a need to develop a method for determining the orientation errors of the measuring axes of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in the SINS, which provides higher accuracy.
Известен способ [RU 2488776 C1, G01C 25/00, 27.07.2013], заключающийся в калибровке систематических значений параметров модели ошибок трехосного лазерного гироскопа, в том числе систематических составляющих смещения нулей, причем калибровку смещений нулей трехосных лазерных гироскопов с одним общим вибратором производят не по непосредственным показаниям трехосных лазерных гироскопов - приращениям интегралов проекций вектора абсолютной угловой скорости на оси чувствительности, а по результирующей погрешности определения пространственной ориентации посредством бесплатформенной инерциальной системы ориентации на основе трехосных лазерных гироскопов с одним общим вибратором.The known method [RU 2488776 C1, G01C 25/00, 07/27/2013], which consists in calibrating the systematic values of the parameters of the error model of a triaxial laser gyroscope, including the systematic components of the bias of zeros, and the calibration of the bias of the zeros of triaxial laser gyroscopes with one common vibrator is not according to direct readings of triaxial laser gyroscopes - increments of the projection integrals of the absolute angular velocity vector on the sensitivity axis, and from the resulting error in determining spatial orientations and by the strapdown inertial attitude control system based on the three-axis laser gyro with a single common vibrator.
Недостатком способа является его относительно узкая область применения.The disadvantage of this method is its relatively narrow scope.
Известен также способ [RU 2505785 C1, G01C 21/24, 27.01.2014], включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта, производимые акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы объекта-носителя в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы отделяемого объекта в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), которая образуется осями чувствительности акселерометров ведомой ИНС, передачи с определенной периодичностью результатов измерений акселерометров эталонной ИНС носителя в вычислительное устройство (ВУ) отделяемого объекта, причем в ходе движения, начиная с некоторого момента ti, по измерениям акселерометров эталонной ИНС и ведомой ИНС, накапливают кажущиеся скорости до достижения модулем вектора кажущейся скорости, получаемой по показаниям акселерометров ведомой ИНС, заданного значения, в этот момент ti+1 фиксируют в ВУ отделяемого объекта компоненты векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti, ti+1] по показаниям эталонной ИНС и ведомой ИНС, по этим данным определяют и запоминают в ВУ отделяемого объекта ошибку модуля вектора кажущейся скорости, вызванную погрешностями измерений ведомой инерциальной навигационной системы, и относительные проекции трех векторов кажущейся скорости, сформированные по показаниям каждого отдельного акселерометра ведомой ИНС, на орт кажущейся скорости, накопленной по показаниям акселерометров эталонной ИНС, повторяют такие действия не менее чем на двух интервалах активного движения, характеризующихся взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них и на первом интервале векторов кажущейся скорости, по показаниям акселерометров эталонной ИНС объекта-носителя и ведомой ИНС отделяемого объекта, накопленным хотя бы на одном участке движения [t1 п, t2 п], характеризующимся малыми значениями перегрузок по осям БИСК и достаточной продолжительностью участка, определяют в ВУ отделяемого объекта ошибки кажущейся скорости по осям чувствительности каждого акселерометра ведомой ИНС, вызванные совокупным влиянием погрешностей измерений этой ИНС, значение ошибки каждого акселерометра делят на величину интеграла от функции влияния погрешности измерений соответствующего акселерометра, независящей от перегрузки, на погрешность накапливаемой на интервале [t1 п, t2 п] по оси чувствительности данного акселерометра кажущейся скорости, тем самым определяют и запоминают параметры погрешностей измерений каждого акселерометра, независящие от перегрузки, из запомненных ошибок модулей измеренной кажущейся скорости, полученных не менее чем на трех интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками, вычитают результаты умножений значений параметров погрешностей, не зависящих от перегрузки, на величины интегралов от функции влияния данного параметра каждого акселерометра ведомой БИНС на ошибку модуля кажущейся скорости, набранной на соответствующем интервале активного движения, и определяют тем самым значения правых частей системы линейных уравнений для параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, решают линейную систему, определяют из нее и запоминают значения параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, по найденным значениям не зависящих и зависящих от перегрузки параметров погрешностей каждого акселерометра ведомой БИНС уточняют получаемые от этих акселерометров текущие значения кажущихся ускорений и используют их при численном интегрировании в реальном масштабе времени основного уравнения инерциальной навигации навигационной траектории отделяемого объекта.There is also a known method [RU 2505785 C1, G01C 21/24, 01/27/2014], which includes measurements of the apparent accelerations of a carrier object moving in an inertial space and a separable object rigidly connected with it, made by accelerometers of a reference inertial navigation system of a carrier object in a basic inertial system coordinates (BISC) and accelerometers of the driven inertial navigation system of the detached object in the instrument inertial coordinate system (LIS), which is formed by the sensitivity axes of the accelerometers of the driven ANN, not edachi with a certain periodicity measurements accelerometers reference ANN carrier in a computing device (slave) separated object, wherein during the movement, after a certain time t i, the measurements accelerometers reference ANN and driven ANN accumulate apparent velocity before reaching the module of the vector apparent velocity, obtained according to the readings of the accelerometers of the slave ANN, the set value, at this moment t i + 1, the components of the apparent velocity vectors accumulated over the interval [t i , t i + 1 ] according to the testimony of the reference ANN and the slave ANN, according to these data the error of the apparent velocity vector module caused by the measurement errors of the driven inertial navigation system and the relative projections of the three apparent velocity vectors formed according to the readings are determined and stored in the control unit of the detached object each individual accelerometer of the driven ANN, at the unit velocity of the apparent speed accumulated by the accelerometers of the reference ANN, repeat such actions on at least two intervals of active movement, character apparent mutually noncollinear directions of the apparent velocity vectors accumulated on them and on the first interval, according to the accelerometers of the reference ANN of the carrier object and the driven ANN of the detached object, accumulated in at least one section of the movement [t 1 p , t 2 p ], characterized by small values of overloads along the BISC axes and the sufficient duration of the section, the apparent speed errors are determined in the control unit of the detached object along the sensitivity axes of each accelerometer of the driven ANN caused by the combined influence of the error of the measurements of this ANN, the error value of each accelerometer is divided by the integral of the function of the influence of the measurement error of the corresponding accelerometer, independent of overload, on the error accumulated over the interval [t 1 p , t 2 p ] along the sensitivity axis of the given accelerometer apparent speed, thereby determining and remember the parameters of the measurement errors of each accelerometer, independent of overload, from the stored errors of the measured apparent speed modules obtained at least three intervals of the asset motion, characterized by significant overloads, subtract the results of multiplying the error parameter values, independent of the overload, by the integrals of the function of the influence of this parameter of each accelerometer of the driven SINS on the apparent speed modulus error typed in the corresponding interval of active movement, and thereby determine the values of the right parts of the system of linear equations for the parameters of the measurement errors of the accelerometers, depending on the overload, solve the linear system, determine from it is also stored in the values of the measurement error parameters of the accelerometers depending on the overload, from the found values that are independent of and dependent on the overload, the error parameters of each accelerometer of the driven SINS specify the current values of apparent accelerations obtained from these accelerometers and use them for numerical integration in real time of the main inertial equation navigation of the navigation trajectory of a detached object.
Недостатком этого способа также является его относительно узкая область применения.The disadvantage of this method is its relatively narrow scope.
Наиболее близким по технической сущности к предложенному является способ определения температурных зависимостей масштабных коэффициентов, смещений нуля и матриц ориентации осей чувствительности лазерных гироскопов и маятниковых акселерометров в составе инерциального измерительного блока при стендовых испытаниях [RU 2566427 C1, G01C 21/24, 27.10.2015], основанный на проведении измерений параметров маятниковых акселерометров, а также обработке результатов измерений, в процессе которых устанавливают на стенде инерциальный измерительный блок с трехосным лазерным гироскопом и тремя маятниковыми акселерометрами, оснащенными датчиками вращения, которые ориентируют в направлении соответствующих осей собственной системы координат инерциального измерительного блока, на каждом такте измерений определяют количество импульсов для каждого из трех датчиков вращения лазерного гироскопа, пропорциональное проекции вектора угла поворота лазерного гироскопа за один такт измерений на каждую из трех осей чувствительности лазерного гироскопа, определяют средние за один такт измерений значения напряжений на выходе трех маятниковых акселерометров, пропорциональные проекциям вектора кажущегося линейного ускорения на оси чувствительности маятниковых акселерометров, и средние за один такт измерений значения температуры на каждом из трех датчиков вращения трехосного лазерного гироскопа и трех маятниковых акселерометров, по которым определяют температурные зависимости масштабных коэффициентов датчиков вращения лазерного гироскопа в отдельности для каждой моды «+» и «-» и для двух диапазонов угловых скоростей диапазона «низких» (Н) угловых скоростей, меньших значения, соответствующего величине амплитуды частотной подставки, и диапазона «высоких» (В) угловых скоростей, превышающих такую величину, из соотношенийThe closest in technical essence to the proposed one is a method for determining the temperature dependences of scale factors, zero offsets, and orientation axes of the sensitivity axes of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of an inertial measuring unit during bench tests [RU 2566427 C1, G01C 21/24, 10.27.2015,] based on the measurement of the parameters of the pendulum accelerometers, as well as the processing of the measurement results, during which an inertial measuring unit with three an axial laser gyroscope and three pendulum accelerometers equipped with rotation sensors that orient in the direction of the corresponding axes of the own coordinate system of the inertial measuring unit, at each measurement step, determine the number of pulses for each of the three rotation sensors of the laser gyroscope, which is proportional to the projection of the angle of rotation of the laser gyroscope in one measurement step for each of the three axes of sensitivity of the laser gyroscope, determine the average the voltage at the output of three pendulum accelerometers proportional to the projections of the apparent linear acceleration vector on the sensitivity axis of the pendulum accelerometers, and the average temperature values for each of the three rotation sensors of a three-axis laser gyroscope and three pendulum accelerometers, which determine the temperature dependences of the scale factors of the sensors rotation of the laser gyro separately for each mode “+” and “-” and for two ranges of angular velocities of the range “n viscous "(H) of the angular velocity, the smaller value corresponding to the magnitude of the amplitude frequency coasters, and" high "range (B) of the angular velocity exceeding a value of ratios
где α = х, у, z - оси чувствительности датчиков вращения лазерного гироскопа; Tqα - текущая температура, измеряемая в соответствующем датчике вращения лазерного гироскопа, Т0 - фиксированное значение температуры, равное 25°С, температурные зависимости смещения нулей для каждого датчика вращения лазерного гироскопа определяют из соотношений, содержащих магнитную (М), изменяющую знак при переходе с одной моды на другую и немагнитную (НМ), не зависящую от моды, составляющиеwhere α = x, y, z are the sensitivity axes of the rotation sensors of the laser gyroscope; Tq α is the current temperature measured in the corresponding rotation sensor of the laser gyroscope, T 0 is a fixed temperature value of 25 ° C, the temperature dependence of the zero displacement for each rotation sensor of the laser gyroscope is determined from the relations containing magnetic (M), which changes sign during the transition from one mode to another and nonmagnetic (NM), independent of the modes, the components
температурные зависимости масштабных коэффициентов и смещений нулей маятниковых акселерометров из соотношенийtemperature dependences of scale factors and displacements of zeros of pendulum accelerometers from the relations
где α = х, у, z - оси чувствительности МА; Таα - текущая температура, измеряемая в соответствующем маятниковом акселерометре, температурные зависимости недиагональных элементов матриц направляющих косинусов осей чувствительности лазерного гироскопа и маятниковых акселерометровwhere α = x, y, z - axis sensitivity MA; Ta α is the current temperature measured in the corresponding pendulum accelerometer, the temperature dependences of the off-diagonal elements of the matrices of the guide cosines of the sensitivity axes of the laser gyroscope and pendulum accelerometers
из соотношенийfrom the relations
где Tq - температура лазерного гироскопа, осредненная по всем трем датчикам вращения, а диагональные элементы матриц направляющих косинусов осей чувствительности лазерного гироскопа и маятниковых акселерометров определяют через недиагональные, исходя из условия нормировки по строкамwhere Tq is the temperature of the laser gyroscope averaged over all three rotation sensors, and the diagonal elements of the matrices of the guiding cosines of the sensitivity axes of the laser gyroscope and pendulum accelerometers are determined through off-diagonal ones, based on the normalization conditions in rows
Недостатком наиболее близкого технического решения является его относительно узкая область применения, поскольку известный способ, хотя и позволяет определить температурные зависимости характеристик трехосного лазерного гироскопа (ЛГ) и маятниковых акселерометров (МА) в составе инерциального измерительного блока (ИИБ), в частности, масштабных коэффициентов датчиков вращения ЛГ и МА, смещений нуля датчиков вращения ЛГ и МА, матриц направляющих косинусов осей чувствительности ЛГ и МА в ортогональной системе координат, жестко связанной с корпусом ИИБ, но не позволяет определить ошибки ориентации измерительных осей гироскопов и маятниковых акселерометров в БИНС, например, после температурных, вибрационных или ударных воздействий (испытаний) и в процессе эксплуатации, а также не обеспечивает приемлемой достоверности и точности измерений.The disadvantage of the closest technical solution is its relatively narrow scope, since the known method, although it allows you to determine the temperature dependences of the characteristics of a triaxial laser gyroscope (LG) and pendulum accelerometers (MA) as part of an inertial measuring unit (IIB), in particular, scaled sensor coefficients of LG and MA rotation, zero offsets of LG and MA rotation sensors, matrices of guide cosines of the sensitivity axes of LG and MA in an orthogonal coordinate system, rigidly connected with the IIB housing, but it does not allow to determine the orientation errors of the measuring axes of gyroscopes and pendulum accelerometers in the SINS, for example, after temperature, vibration or shock effects (tests) and during operation, and also does not provide acceptable reliability and accuracy of measurements.
Задачей, на решение которой направлено предложенное изобретение, является расширение области применения и повышение точности определения ошибок ориентации путем уменьшения влияния местной вертикали и влияния некомпенсированных смещений дрейфов нулей на оценку погрешностей ориентации измерительных осей.The problem to which the invention is directed is to expand the scope and increase the accuracy of determining orientation errors by reducing the influence of the local vertical and the influence of uncompensated drift offsets of zeros on the estimation of orientation errors of the measuring axes.
Требуемый технический результат заключается в расширении области применения путем введения дополнительного арсенала технических средств (операций способа), обеспечивающих определение ошибок ориентации измерительных осей гироскопов и маятниковых акселерометров в БИНС после температурных, вибрационных или ударных воздействий (испытаний) и в процессе эксплуатации с одновременным повышением достоверности и точности измерений.The required technical result consists in expanding the scope by introducing an additional arsenal of technical means (method operations) that ensure the determination of errors in the orientation of the measuring axes of gyroscopes and pendulum accelerometers in SINS after temperature, vibration or shock (tests) and during operation with a simultaneous increase in reliability and accuracy of measurements.
Поставленная задача решается, а требуемый технический результат достигается тем, что, в способе, основанном на проведении измерений параметров маятниковых акселерометров и лазерных гироскопов и обработке результатов измерений, при котором устанавливают на установочной платформе испытательного стенда бесплатформенную инерциальную навигационную систему с тремя лазерными гироскопами и тремя маятниковыми акселерометрами, согласно изобретению, бесплатформенную инерциальную навигационную систему устанавливают на установочной платформе испытательного стенда с одновременным формированием эталонной ортогональной системы координат XYZ, ось Y которой совпадает с внутренней осью испытательного стенда, две другие оси ориентированы таким образом, что ось X совпадает с внешней осью испытательного стенда, а ось Z - дополняет оси X и Y до правой тройки осей, и определяют матрицы ориентации осей х, у, z в эталонной ортогональной системе координат XYZ отдельно по показаниям с гироскопов (Cq) и акселерометров (Са)The problem is solved, and the required technical result is achieved by the fact that, in a method based on measuring the parameters of the pendulum accelerometers and laser gyroscopes and processing the measurement results, in which a strap-down inertial navigation system with three laser gyroscopes and three pendulum mounted on the test platform installation platform accelerometers, according to the invention, a strapdown inertial navigation system is installed on the mounting plate the test bench with the simultaneous formation of a reference orthogonal coordinate system XYZ, the Y axis of which coincides with the internal axis of the test bench, the other two axes are oriented so that the X axis coincides with the external axis of the test bench, and the Z axis complements the X and Y axes to the right triples of axes, and determine the orientation matrixes of the axes x, y, z in the reference orthogonal coordinate system XYZ separately according to the readings from gyroscopes (Cq) and accelerometers (Ca)
после чего определяют углы неортогональности разноименных осей по каждой из матриц ориентации осей х, у, z с помощью скалярного произведенияafter which the angles of non-orthogonality of the opposite axes are determined for each of the orientation matrixes of the x, y, z axes using the scalar product
а также углы между одноименными осямиas well as the angles between the axes of the same name
На чертеже представлены положения координат относительно осей стенда.The drawing shows the position of the coordinates relative to the axes of the stand.
Способ определения ошибок ориентации измерительных осей гироскопов и маятниковых акселерометров в БИНС реализуется следующим образом.The method for determining the orientation errors of the measuring axes of gyroscopes and pendulum accelerometers in SINS is implemented as follows.
В штатном режиме функционирования на выходе БИНС на каждом k-м такте съема информации формируются измеренные значения приращений углов поворота Δqx, Δqy,, Δqz и значения кажущихся линейных ускорений αx, αy, αz, спроецированных на оси х, у, z ортогональной приборной системы координат (ПСК).In the normal operation mode at the SINS output, at each k-th information acquisition step, measured values of the rotation angle increments Δq x , Δq y ,, Δq z and the values of the apparent linear accelerations α x , α y , α z projected on the x axis, y are formed , z of the orthogonal instrument coordinate system (UCS).
При этом во встроенном в БИНС вычислителе используется полученная при ее изготовлении и настройке информация об ориентации в ПСК измерительных осей трех лазерных гироскопов (ЛГ) и трех маятниковых акселерометров (МА).At the same time, the calculator built into the SINS uses information obtained during its manufacture and tuning about the orientation in the PSC of the measuring axes of three laser gyroscopes (LG) and three pendulum accelerometers (MA).
Погрешности определения ориентации измерительных осей, а также изменение самой ориентации этих осей вследствие неучтенных внешних факторов приводят к тому, что, согласно полученным измерениям, ПСК становится неортогональной.Errors in determining the orientation of the measuring axes, as well as a change in the orientation of these axes due to unaccounted for external factors, lead to the fact that, according to the measurements, the UCS becomes non-orthogonal.
В предложенном способе определения погрешностей ориентации основан на определении оценок матриц ориентации осей х, у, z ПСК в некоторой эталонной ортогональной системе координат (ОСК) XYZ отдельно по показаниям с гироскопов (Cq) и акселерометров (Са):In the proposed method for determining orientation errors, it is based on determining estimates of the orientation matrices of the x, y, z axes of the UCS in some reference orthogonal coordinate system (CCS) XYZ separately according to indications from gyroscopes (Cq) and accelerometers (Ca):
с последующим определением углов неортогональности разноименных осей ПСК по каждой из этих матриц с помощью скалярного произведения:with the subsequent determination of the non-orthogonality angles of the opposite axes of the UCS for each of these matrices using the scalar product:
а также углов между одноименными осями ПСК, найденным согласно (1) и (2)as well as the angles between the axes of the same name UCS found according to (1) and (2)
Для вычисления матриц (1) и (2) проводятся испытания БИНС на высокоточном двухосном динамическом стенде. Для этого БИНС с помощью специальной оснастки устанавливается на платформу стенда таким образом, чтобы в исходном положении одна из осей ПСК (например, у) с была ориентирована вдоль положительного направления внутренней оси стенда, а любая другая (например, x) - вдоль положительного направления внешней оси. В качестве эталонной ОСК используется жестко связанная с установочной платформой стенда ортогональная система координат XYZ, ось Y которой совпадает с внутренней осью стенда, а две другие оси в исходном положении ориентированы таким образом, что ось X совпадает с внешней осью стенда, а ось Z - дополняет оси X и Y до правой тройки системы координат (см. чертеж, положение Ya).To calculate matrices (1) and (2), SINS tests are carried out on a high-precision biaxial dynamic bench. For this, SINS using special equipment is installed on the platform of the bench so that in the initial position one of the axes of the UCS (for example, y) with is oriented along the positive direction of the internal axis of the stand, and any other (for example, x) along the positive direction of the axis. An orthogonal coordinate system XYZ rigidly connected to the installation platform of the stand is used as a reference OSK, the Y axis of which coincides with the internal axis of the stand, and the other two axes in the initial position are oriented so that the X axis coincides with the external axis of the stand, and the Z axis complements X and Y axes to the right triple of the coordinate system (see drawing, position Y a ).
Высокоточный стенд обеспечивает ортогональность осей эталонной ОСК, например, с точностью до 5 угловых секунд, погрешности позиционирования установочной платформы не более 5 угловых секунд, а также равные значения углового ускорения при разгоне до заданной угловой скорости и при торможении до полной остановки.A high-precision stand ensures the orthogonality of the axes of the reference OSK, for example, with an accuracy of 5 arc seconds, positioning platform installation errors of no more than 5 arc seconds, as well as equal angular acceleration values when accelerating to a given angular speed and when braking to a complete stop.
Для определения элементов матрицы (1) при помощи высокоточного стенда последовательно выполняются по два вращения на N полных оборотов в положительном и отрицательном направлениях с заданной угловой скоростью относительно осей X, Y, Z эталонной ОСК с приемом данных от ЛГ на осях х, у, z. Вращения по оси Y выполняются с помощью внутренней оси стенда из положения Ya. Вращения по осям X и Z осуществляются с помощью внешней оси стенда из положений Ya и Yд соответственно.To determine the elements of matrix (1) using a high-precision bench, two rotations are performed sequentially at N full revolutions in the positive and negative directions with a given angular velocity relative to the X, Y, Z axes of the reference OSK with the reception of data from LG on the x, y, z axes . Rotations along the Y axis are performed using the internal axis of the bench from position Y a . Rotations along the X and Z axes are carried out using the external axis of the bench from the positions Y a and Y d, respectively.
На каждом k-м такте съема данных получаем три значения накопленного за время этого такта угла δqxk, δqyk, δqzk на осях х, у, z ПСК.At each k-th data acquisition cycle, we obtain three values of the angle δq xk , δq yk , δq zk accumulated during this cycle on the x, y, z axes of the UCS.
По этим данным возможно вычисление измеренных на осях ПСК значений суммарных углов поворота БИНС для каждого из указанных выше шести вращений:According to these data, it is possible to calculate the values of the total SINS rotation angles measured on the PSC axes for each of the above six rotations:
где нижний индекс α = x,y,z обозначает ось ПСК, которой соответствуют измеренные углы, в верхнем индексе β = X, У, Z обозначает ось ОСК, по которой выполнено вращение, знак «+» или «-» - направление вращения; Nβ - количество тактов в интервале суммирования приращений углов при вращении по оси β (одинаковое для вращений в противоположных направлениях). Начало и длительность интервалов суммирования выбирается с запасом таким образом, чтобы вращение полностью принадлежало этим интервалам.where the subscript α = x, y, z denotes the UCS axis to which the measured angles correspond, in the superscript β = X, Y, Z denotes the CCS axis along which the rotation is performed, the “+” or “-” sign indicates the direction of rotation; N β is the number of ticks in the interval of summing the increments of angles during rotation along the β axis (the same for rotations in opposite directions). The beginning and duration of the summation intervals is selected with a margin so that the rotation completely belongs to these intervals.
По значениям
а затем и значения искомых элементов матрицы (1) по формуле:and then the values of the required elements of the matrix (1) by the formula:
Для определения элементов матрицы (2) с помощью стенда последовательно реализуются 12 положений БИНС: ζ = Ya, Yб, Yв, Yг; Za, Zб, Zв, Zг; Xa, Хб, Xв, Хг (см. чертеж). В каждом из положений ζ измеряются и вычисляются средние значения кажущихся линейных ускорений
По значениям
а затем искомые элементы матрицы (2) по формуле:and then the required elements of the matrix (2) by the formula:
При вычислении линейных комбинаций (9), благодаря суммированию в круглых скобках, устраняется влияние ошибок установки высокоточного стенда относительно местной вертикали на оценку погрешностей ориентации измерительных осей МА, а благодаря вычитанию - влияние некомпенсированных смещений нулей МА. Это повышает достоверность и точность измерений.When calculating linear combinations (9), due to summation in parentheses, the influence of errors in the installation of a high-precision stand relative to the local vertical on the estimate of the orientation errors of the measuring axes of the MA is eliminated, and due to subtraction, the effect of uncompensated offsets of the zeros of the MA is eliminated. This increases the reliability and accuracy of measurements.
Claims (14)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018118187A RU2683144C1 (en) | 2018-05-17 | 2018-05-17 | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018118187A RU2683144C1 (en) | 2018-05-17 | 2018-05-17 | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2683144C1 true RU2683144C1 (en) | 2019-03-26 |
Family
ID=65858656
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018118187A RU2683144C1 (en) | 2018-05-17 | 2018-05-17 | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2683144C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112378422A (en) * | 2020-12-01 | 2021-02-19 | 中国人民解放军国防科技大学 | Diagnosis reasoning system and online diagnosis method of laser gyro inertial navigation system |
| CN114877913A (en) * | 2022-05-20 | 2022-08-09 | 广州小马智行科技有限公司 | Non-orthogonal error calibration method, device, equipment and medium for inertial measurement unit |
| RU2779274C1 (en) * | 2021-09-23 | 2022-09-05 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method for measuring errors of the initial alignment of an inertial navigation system without reference to external landmarks |
| CN116026370A (en) * | 2023-03-30 | 2023-04-28 | 中国船舶集团有限公司第七〇七研究所 | Matrix equivalent conversion-based fiber-optic gyroscope error calibration method and system |
| CN119334380A (en) * | 2024-10-31 | 2025-01-21 | 北京航天控制仪器研究所 | A method for testing and compensating the gyro installation error angle of a fiber optic gyro inertial platform |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101561292A (en) * | 2009-05-12 | 2009-10-21 | 北京航空航天大学 | Method and device for calibrating size effect error of accelerometer |
| RU2406973C2 (en) * | 2009-02-05 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Пермская научно-производственная приборостроительная компания" | Method for calibration of platform-free inertial navigation systems |
| RU2486472C1 (en) * | 2012-01-26 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения им. Академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") | Method to calibrate sensitive elements of platform-free inertial navigation system in flight |
| RU2566427C1 (en) * | 2014-08-06 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests |
| US20160223357A1 (en) * | 2015-02-04 | 2016-08-04 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integrations Inc. | Apparatus and method for inertial sensor calibration |
-
2018
- 2018-05-17 RU RU2018118187A patent/RU2683144C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2406973C2 (en) * | 2009-02-05 | 2010-12-20 | Открытое акционерное общество "Пермская научно-производственная приборостроительная компания" | Method for calibration of platform-free inertial navigation systems |
| CN101561292A (en) * | 2009-05-12 | 2009-10-21 | 北京航空航天大学 | Method and device for calibrating size effect error of accelerometer |
| RU2486472C1 (en) * | 2012-01-26 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения им. Академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") | Method to calibrate sensitive elements of platform-free inertial navigation system in flight |
| RU2566427C1 (en) * | 2014-08-06 | 2015-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests |
| US20160223357A1 (en) * | 2015-02-04 | 2016-08-04 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integrations Inc. | Apparatus and method for inertial sensor calibration |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112378422A (en) * | 2020-12-01 | 2021-02-19 | 中国人民解放军国防科技大学 | Diagnosis reasoning system and online diagnosis method of laser gyro inertial navigation system |
| CN112378422B (en) * | 2020-12-01 | 2023-07-25 | 中国人民解放军国防科技大学 | Diagnosis reasoning system and online diagnosis method of laser gyro inertial navigation system |
| RU2779274C1 (en) * | 2021-09-23 | 2022-09-05 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method for measuring errors of the initial alignment of an inertial navigation system without reference to external landmarks |
| CN114877913A (en) * | 2022-05-20 | 2022-08-09 | 广州小马智行科技有限公司 | Non-orthogonal error calibration method, device, equipment and medium for inertial measurement unit |
| CN114877913B (en) * | 2022-05-20 | 2024-05-07 | 广州小马智行科技有限公司 | Non-orthogonal error calibration method, device, equipment and medium of inertial measurement unit |
| CN116026370A (en) * | 2023-03-30 | 2023-04-28 | 中国船舶集团有限公司第七〇七研究所 | Matrix equivalent conversion-based fiber-optic gyroscope error calibration method and system |
| CN119334380A (en) * | 2024-10-31 | 2025-01-21 | 北京航天控制仪器研究所 | A method for testing and compensating the gyro installation error angle of a fiber optic gyro inertial platform |
| RU2839565C1 (en) * | 2024-11-07 | 2025-05-06 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" | Inertial converters unit accelerometers sensitivity axes misorientation error compensation method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111678538B (en) | An Error Compensation Method for Dynamic Level Meter Based on Velocity Matching | |
| Unsal et al. | Estimation of deterministic and stochastic IMU error parameters | |
| RU2566427C1 (en) | Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests | |
| RU2683144C1 (en) | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system | |
| CN107655493B (en) | SINS six-position system-level calibration method for fiber-optic gyroscope | |
| CN103808331A (en) | MEMS (micro-electromechanical system) three-axis gyroscope error calibration method | |
| CN108917788B (en) | Method and system for testing dynamic precision of accelerometer of inertial platform system | |
| RU2504734C1 (en) | Method for determining parameters of model of measurement errors of accelerometers of inertial navigation system as per satellite navigation measurements | |
| RU2669263C1 (en) | Method and device for calibration of inertial measurement modules | |
| EP3073226B1 (en) | Continuous calibration of an inertial system | |
| RU2059205C1 (en) | Method of determination of orientation and navigation parameters of mobile objects | |
| CN114877915B (en) | A laser gyro inertial measurement assembly g sensitivity error calibration device and method | |
| CN111141285B (en) | Aviation gravity measuring device | |
| RU2348009C1 (en) | Gravimetric method to define deviation of plumb-line in ocean on mobile object | |
| Hegazy et al. | Calibration and compensation of scale factor non-linearity and non-orthogonality errors for dynamically tuned gyroscope (DTG) | |
| RU2502049C1 (en) | Small-size platformless inertial navigation system of medium accuracy, corrected from system of air signals | |
| Zhang et al. | Implementation and complexity analysis of orientation estimation algorithms for human body motion tracking using low-cost sensors | |
| RU2161296C1 (en) | Device of autonomous correction | |
| RU2711572C1 (en) | Method for independent determination of three-axis gyrostabilizer platform departures | |
| Klimkovich et al. | Determination of time delays in measurement channels during SINS calibration in inertial mode | |
| RU2779274C1 (en) | Method for measuring errors of the initial alignment of an inertial navigation system without reference to external landmarks | |
| Hegazy et al. | Improved multi-position calibration method for mechanical inertia measurement units | |
| Timoshenkov et al. | Calibration of the inertial sensors in real time | |
| RU2629539C1 (en) | Method of measurement of magnetic course of mobile object | |
| Tikhomirov et al. | Calibration of a strapdown INS with an inertial measurement unit installed on shock absorbers |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RH4A | Copy of patent granted that was duplicated for the russian federation |
Effective date: 20190925 |