CN102506871B - 一种机载双光纤imu/dgps组合相对形变姿态测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，以光纤陀螺作为传感元件，采用现有的测量精度的惯性测量方法，以及基于三只陀螺和三只加速度计的惯性器件配置方式，采用高精度DGPS信息作为外部信息源，在DGPS信息更新时，两惯性组件通过各自解算得到的导航信息，与DGPS提供的速度和位置信息进行滤波处理，得到相对姿态矩阵，解算得到相对姿态。当DGPS信号丢失或未更新时，使用所处环境较稳定的主惯性组件速度、位置信息对从惯性组件进行滤波修正，从惯性组件经滤波处理后的导航信息与主惯导信息进行相对姿态矩阵解算，得到相对姿态。本发明是一种具有实时性的高精度测量装置，实现了对载体刚度与变形特征无定量数据的精确测量。

Description

一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置

技术领域

本发明涉及惯性导航领域，具体来说，是一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置。

背景枝术

由于在机体飞行过程中，安装于机体前端振动量级较大的试验舱相对舱内主惯导安装位置间的相对形变会影响某些机载电子设备正常工作。由于目前机体刚度与变形特征无定量数据，因此有必要对上述形变量进行精确测量，以供相关实验提供数据参考。

目前，采用光学摄像法测量动载体形变，光学摄像测量技术在国际上已有五六十年的历史，在国内近十余年有较大发展，目前在某些静态环境下其测量精度已经达毫米级，现已服务于众多领域。其基本原理是设载体上存在一待测点和一位置已知的参考点。在载体上的待测点布设相机，在载体静止时使用相机对待测点像点位置进行拍摄并记录，计算出待测点相对参考点的投影位置；载体运动并发生形变后，使用相机对待测点变化后的位置进行实时拍摄，与载体静止时待测点相对参考点的位置进行比较，可处理出待测点相对参考点的动态形变量，并可将所测得的线度形变量折算为角度形变量。但该方法测量结果为瞬时值、数据更新频率低，因而受载体振动影响较大，动态测量精度低，难以适应高速度、强振动的机载环境。

另一种方法为双加速度计比对法，其原理是在载体上的待测点和参考点分别安装同一朝向的两只加速度计，在载体发生运动后，加速度计可感应两点间的相对加速度，积分计算出相对速度和位移，处理得到两点间的相对形变量。但该方法在当载体运动速度快，转弯半径小，转动角速度很大时，会导致由两点相对转动产生的相对加速度会对相对形变测量带来很大的误差，因此该方法难以满足测量要求。测量精度受加速度计零偏和标度因数误差影响较大，且无法对载体转动时由于两点运动半径不等而带来的相对加速度和相对形变带来的相对加速度进行分离。

发明内容

为了解决上述问题，本发明针对速度、强振动的机载条件下舱内主惯导安装点与机体前端试验舱安装点之间相对姿态的高精度测量要求的机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置。

一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，包括主惯性组件、从惯性组件、DGPS接收机与上层控制系统。

其中，主惯性组件位于载体舱内，从惯性组件位于载体舱外；主惯性组件与从惯性组件结构相同，均包括三轴光纤陀螺仪、三轴石英挠性加速度计、二次电源、I/O接口电路，I/F信号转换电路与导航计算机。

其中，三轴光纤陀螺仪用来测量惯性组件自身所在载体位置上x、y、z三个轴向上的转动角速度信号，并通过I/O接口电路发送给导航计算机。

所述三轴石英挠性加速度计用来测量惯性组件自身所在载体位置上x、y、z三个轴向上的加速度信号，经过I/F信号转换电路转换为加速度脉冲信号，通过I/O接口电路发送给导航计算机。

所述二次电源用来将外部电源电压转换成惯性组件所需要的电压。

在主惯性组件与从惯性组件中的三轴光纤陀螺仪中每个光纤陀螺上，以及三轴石英挠性加速度计中每个加速度计上均安装有温度传感器，用来实时获取主惯性组件与从惯性组件x、y、z三个轴向上的温度信息，并发送给导航计算机。

带有差分功能的DGPS接收机用来测量载体的高精度位置、速度信息，通过I/O接口电路发送给导航计算机。

所述导航计算机用来接收为基于FPGA+DSP的组合导航计算机，其中，FPGA用来接收惯性组件所在位置三个轴向上的转动角速度信号与加速度脉冲信号，与惯性组件中各个温度传感器发送的温度信号，以及DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息，并将其中的转动角速度信号、加速度脉冲信号与温度信号发送给DSP；DSP根据接收到的温度信号对接收到的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行温度补偿与标定补偿后，与DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息一同通过UART发送给上层控制系统。

上层控制系统包含串口通信单元、相对姿态解算单元和人机交互界面；其中，串口通信模块用来采集导航计算机发送的经过温度补偿与标定补偿后的转动角速度信号、加速度脉冲信号，与DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息，并进行缓存，以备后续调用。

相对姿态解算单元包括惯性组件导航解算模块与相对姿态解算模块。其中，惯性组件导航解算模块通过查询DGPS更新标志变量的数值是否发生改变来判断DGPS信息的更新，从而控制主惯导系统与从惯导系统的工作模式，包括三种工作模式，分别为纯惯性模式、IMU/DGPS组合模式和主惯性组件/从惯性组件组合模式；在DGPS信息更新后的下一个解算时刻，惯性组件导航解算模控制主惯性组件与从惯性组件均工作在IMU/DGPS组合模式下，并由串口通信单元中调用DGPS测得的载体高精度位置、速度信息，分别对主惯性组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行滤波修正，并发送给姿态结算模块。在DGPS信息丢失或未更新的情况下，由于惯性组件导航解算模块无法对主惯性组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行滤波修正，因此惯性组件导航解算模块控制惯性组件导航解算模块，控制主惯性组件工作在纯惯性模式，从惯导工作在主惯性组件/从惯性组件组合模式，由此通过精度较高的主惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号修正从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号，并发送给相对姿态解算模块。

相对姿态解算模块根据获得的经滤波修正后的主惯行组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号，分别对主惯性组件与从惯性组件各自进行的导航解算，得到主惯性组件与从惯性组件各自的位置、速度和姿态信息，保存并输出到人机交互界面进行显示；然后根据主惯性组件与从惯性组件的姿态信息得到主惯性组件与从惯性组件间的相对姿态矩阵，并对相对姿态矩阵进行解算，得到主惯性组件与从惯性组件间相对姿态值，并对其进行保存并输出给人机交互界面进行显示。

本发明的优点在于：

1、本发明采用双光纤IMU/DGPS组合系统对姿态变形误差进行测量，是一种具有实时性的高精度测量系统，实现了对机体刚度与变形特征无定量数据的精确测量；

2、本发明测量结果为实时值、数据更新频率较高，受载体振动影响较小，动态测量精度高，可以适应高速度、强振动的机载环境。本发明能适应载体转弯半径小，转动角速度很大等试验环境，同时也能满足由两点相对转动后形成的相对加速度导致的相对形变而引起的误差的测量要求；

3、本发明测量精度受加速度计零偏和标度因数误差影响较小，能在载体转动时由两点运动半径不等而产生相对加速度和相对形变的情况下对相对加速度进行分离；

4、本发明能为载体(机体)长时间提供实时、完整、高精度的导航姿态、速度和位置信息；

5、本发明的系统采用捷联方案，结构简单、成本低、可靠性高。

附图说明

图1是本发明机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置整体结构框图；

图2是本发明相对形变姿态测量装置中惯性组件结构示意图；

图3是本发明相对形变姿态测量装置中三轴光纤陀螺结构示意图；

图4是本发明相对形变姿态测量装置中导航计算机结构框图；

图5(a)是采用本发明相对形变姿态测量装置进行车载实验采集第一组数据时，车辆运行的闭环路径图；

图5(b)是采用本发明相对形变姿态测量装置进行车载实验采集第二组数据时，车辆运行的闭环路径图；

图6(a)是第一组数据中主惯性组件与从惯性组件相对俯仰角曲线图；

图6(b)是第一组数据中主惯性组件与从惯性组件相对横滚角曲线图；

图6(c)是第一组数据中主惯性组件与从惯性组件相对航向角曲线图；

图7(a)是第二组数据中主惯性组件与从惯性组件相对俯仰角曲线图；

图7(b)是第二组数据中主惯性组件与从惯性组件相对横滚角曲线图；

图7(c)是第二组数据中主惯性组件与从惯性组件相对航向角曲线图。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，包括两个惯性组件、一个DGPS接收机与安装托架以及上层控制系统，如图1所示。

其中，两个惯性组件安装在安装托架上，其中一个惯性组件位于载体舱内称为主惯性组件，另一个惯性组件位于载体舱外称为从惯性组件。主惯性组件与从惯性组件结构相同，均包括三轴光纤陀螺仪、三轴石英挠性加速度计、二次电源、I/O接口电路，I/F信号转换电路与导航计算机，如图2所示。

其中，三轴光纤陀螺仪用来测量惯性组件自身所在载体位置上x、y、z三个轴向上的转动角速度信号，并通过I/O接口电路发送给导航计算机。如图3所示，本发明中三轴光纤陀螺仪采用三轴一体结构，即三轴上的光纤陀螺共用一只SLD光源，由此可降低惯性组件的成本，减少惯性组件的功耗，其他模块(Y波导、光纤环等)采用全数字闭环保偏方案。三轴光纤陀螺仪中光路和电路各自独立封装，有利于惯性组件的电磁兼容设计和热设计。

所述三轴石英挠性加速度计用来测量惯性组件自身所在载体位置上x、y、z三个轴向上的加速度信号，经过I/F信号转换电路转换为加速度脉冲信号，通过I/O接口电路发送给导航计算机。

所述二次电源用来将外部电源电压转换成惯性组件中惯性器件、处理电路等(三轴光纤陀螺仪、三轴石英挠性加速度计、二次电源、I/F信号转换电路与导航计算机)所需要的电压。

在主惯性组件与从惯性组件中的三轴光纤陀螺仪中每个光纤陀螺上，以及三轴石英挠性加速度计中每个加速度计上均安装有温度传感器，用来实时获取主惯性组件与从惯性组件x、y、z三个轴向上的温度信息，并发送给导航计算机。

带有差分功能的DGPS接收机用来测量载体的高精度位置、速度信息，通过I/O接口电路发送给导航计算机；DGPS信息更新频率为1Hz，解算频率为50Hz。

所述导航计算机为基于FPGA+DSP方案的组合导航计算机，如图3所示，其中，FPGA用来接收惯性组件所在位置三个轴向上的转动角速度信号与加速度脉冲信号，与惯性组件中各个温度传感器发送的温度信号，以及DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息，并将其中的转动角速度信号、加速度脉冲信号与温度信号发送给DSP。

而其中DSP根据接收到的温度信号对接收到的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行温度补偿与标定补偿后，与DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息一同通过UART发送给上层控制系统。

所述温度补偿的方法为：

a、通过试验测量各个温度传感器采集到的光纤陀螺与加速度计的温度，得到光纤陀螺与加速度计的温度特性(零偏常值和标度因数)；

对两个惯性组件进行温度补偿时，将从惯性组件放置于舱外位置，温度与外界环境一致；而主惯性组件放置于舱内，密封较好，并由温箱提供舱内温度高于外界环境温度20～30°的温度差。分别测量主惯性组件与从惯性组件在n个温度点下，光纤陀螺与加速度计的零偏常值和标度因数，重复上述方法测量三组数据，对每个温度点下测得的结果取平均值。

本发明中为了便于光纤陀螺与加速度计的零偏常值和标度因数的解算，对于主惯性组件，测量其在5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°这10个温度点下，光纤陀螺与加速度计的零偏常值和标度因数。对于从惯性组件，测量其在-40°、-20°、-15°、-10°、-5°、0°、5°、10°、15°、20°这10个温度点下测得光纤陀螺与加速度计的零偏常值和标度因数。

b、建立温度补偿模型；

由于零偏常值随温度变化线性特性不明显，波动较大，因此，采用7次多项式模型实现对n个温度点的零偏常值与标度因数的平均值进行拟合，建立温度补偿模型：

y＝b₁+b₂x+b₃x²+b₄x³+b₅x⁴+b₆x⁵+b₇x⁶+b₈x⁷

式中，x表示温度、y表示器件在温度x的零偏或标度因数，b为模型系数；

采用拟合算法来实时获取温度误差项进行温度补偿，所述拟合算法使用曲线拟合的函数来实现，令曲线拟合的函数为polyfit，则拟合值p＝polyfit(x，y，n)，根据输入的n值建立最高阶次为n的多项式模型，根据此模型对定义的数组(x，y)进行最小二乘拟合，将得出的模型参数保存在p中。在调用时使用函数y＝polyval(p、x)对自变量参数x按照拟合出的模型方程得出相应的应变量y值。

采用上述温度补偿方法，可有效抑制温度对惯性组件输出精度的影响。只需在光纤陀螺和加速度计的输出模型中加入补偿参数，不需增加任何硬件设备，因此成本和功耗大大低于现有温控方式。且不需将惯性组件加热至恒温再开始工作，因此预热时间大大缩短，更加适应直升机机动灵活的特点。

上层控制系统包含串口通信单元、相对姿态解算单元和人机交互界面。其中，串口通信模块用来采集导航计算机发送的经过温度补偿与标定补偿后的转动角速度信号、加速度脉冲信号，与DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息，并进行缓存，以备后续调用。

相对姿态解算单元包括惯性组件导航解算模块与相对姿态解算模块。其中，惯性组件导航解算模块通过查询DGPS更新标志变量的数值是否发生改变来判断DGPS信息的更新，从而控制主惯导系统与从惯导系统的工作模式，包括三种工作模式，分别为纯惯性模式、IMU/DGPS组合模式和主惯性组件/从惯性组件组合模式。在DGPS信息更新后的下一个解算时刻，惯性组件导航解算模控制主惯性组件与从惯性组件均工作在IMU/DGPS组合模式下，并由串口通信单元中调用DGPS测得的载体高精度位置、速度信息，分别对主惯性组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行滤波修正，并发送给相对姿态解算模块。在DGPS信息丢失或未更新的情况下，由于惯性组件导航解算模块无法对主惯性组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行滤波修正，因此惯性组件导航解算模块控制惯性组件导航解算模块，控制主惯性组件工作在纯惯性模式，从惯导工作在主惯性组件/从惯性组件组合模式，由此通过精度较高的主惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号修正从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号，并发送给相对姿态解算模块。

相对姿态解算模块根据获得的经滤波修正后的主惯行组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号，分别对主惯性组件与从惯性组件各自进行的导航解算，得到主惯性组件与从惯性组件各自的位置、速度和姿态信息，保存并输出到人机交互界面进行显示；然后根据主惯性组件与从惯性组件的姿态信息得到主惯性组件与从惯性组件间的相对姿态矩阵，并对相对姿态矩阵进行解算，得到主惯性组件与从惯性组件间相对姿态值，并对其进行保存并输出给人机交互界面进行显示。

具体为：相对姿态解算单元由惯性组件导航解算得到的主惯导系统的俯仰、横滚和航向角分别为ψ_xA、ψ_yA和ψ_zA，从惯导系统为ψ_xB、ψ_yB和ψ_zB，由地理坐标系到主惯导载体坐标系的转换矩阵为

，由地理坐标系到从惯导载体坐标系的转换矩阵为

，则有

$\begin{array}{c}{C}_A^n=\left(\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}-\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& -\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& \sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}+\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}\\ \cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}+\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& \cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& \sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}-\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}\\ -\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}& \sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}& \cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\end{array}\right)\\ C_B^n=\left(\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}-\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& -\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& \sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}+\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}\\ \cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}+\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& \cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& \sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}-\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}\\ -\sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}& \sin {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}& \cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}\cos {\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\end{array}\right)\end{array}$

由主惯导载体系到从惯导载体系的坐标转换矩阵

为：

$C_A^B=C_n^B\·C_A^n={\left(C_B^n\right)}^T\·C_A^n$

则主惯导系统与从惯导系统相对姿态角的主值为：

${\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xAB}0}=\arctan \frac{C_A^B\left(\mathrm{3,2}\right)}{\sqrt{1-{\left(C_A^B\left(\mathrm{3,2}\right)\right)}^2}}$

${\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yAB}0}=\arctan (-\frac{C_A^B\left(\mathrm{3,1}\right)}{C_A^B\left(\mathrm{3,3}\right)})$

${\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zAB}0}=\arctan (-\frac{C_A^B\left(\mathrm{1,2}\right)}{C_A^B\left(\mathrm{2,2}\right)})$

人机交互界面实现串口设置、惯性组件参数初始化、导航解算进程设定和解算结果的显示和保存等功能，是操作者与计算机之间沟通的桥梁。

实施例1：

将本发明机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置应用于车载实验中，车载试验的目的是验证组合相对测姿系统方案及其在动态环境下的测量精度。

首先需要对本发明相对形变姿态测量装置进行标定，采用六位置24点法分别对主惯性组件与从惯性组件进行标定。将相对形变姿态测量装置固定在三轴转台上，使其X、Y、Z三轴分别与转台的内框、中框和外框重合。转台的机械零位和电器零位归零时，转台基准的法线与真北重合误差为转台的定位误差。试验前对主惯性组件与从惯性组件加点预热60分钟，使其内部达到热平衡，分别测试主惯性组件与从惯性组件中光纤陀螺和加速度计的零偏、标度因数和安装误差的交叉耦合系数，以能够提高补偿常值可分离误差项，保证测量精度。

将标定结果写入三轴光纤陀螺和三轴石英挠性加速度计的误差补偿模型中，对三轴光纤陀螺和三轴石英挠性加速度计输出的数据进行补偿，去掉常值误差，并将其转化为角速度和加速度信息。

将车载试验地点为北京怀柔区，此地相对于市内车流量较少，易于控制车速和运行方向；并选在晴天进行试验，可以减少云层和水汽对于GPS信号的影响。试验前在车体上加装安装托架，将主惯性组件与从惯性组件相互靠紧固且平行固定于安装托架上，保证相对姿态值在车体运动过程中不发生变化，以验证测量精度。两组试验均选取闭合路径，如图5(a)、5(b)所示。

测试步骤为：

1)、令主惯性组件与从惯性组件的X轴指天，Z轴指向车头方向，并令主惯性组件与从惯性组件保持平行；

2)、将DGPS接收机与主惯性组件与从惯性组件相连，DGPS天线通过磁铁贴附于车顶；

3)、主惯性组件与从惯性组件通电预热10分钟后开始对准，确保整个对准过程中车体不发生晃动；

4)、发动车体，使其沿图5(a)所示的闭环路径运动30分钟，同时通过上层控制系统采集数据并进行解算，得到第一组车载实验数据，如图6(a)、6(b)6(c)所示；

5)、测试完成后，保存测试数据，相对形变姿态测量装置断电；

6)、断电30min后，如图5(b)所示闭环路径，重复3)～5)步，得到第二组车载实验数据，如图7(a)、7(b)7(c)所示，试验结束。

如图6(a)、6(b)6(c)与如图7(a)、7(b)7(c)中，上方与下方的虚线分别表示主惯性组件与从惯性组件间相对姿态置信区间的上下边界，右上角为曲线局部放大图。

对图中两组车载试验数据的统计分析结果如表1所示。

表1第一组与第二组车载试验数据分析结果

对试验结果进行分析后可知，在精对准后的静态过程中，由滤波器估计的相对俯仰角和横滚角的置信度收敛值大约为46″(0.013°)，而相对航向角置信度大约为1°；车载试验过程中，由GPS提供的位置、速度信息实时校正系统相对姿态，由图6、图7、图8中曲线可以看出，相对俯仰角和横滚角迅速收敛，收敛精度大约为14″(0.004°)；而相对航向角的收敛时间和系统的动态有关，试验过程中相对航向角逐渐收敛于200″(0.05°)左右。从两组试验数据的统计分析结果中可以看出，本发明相对姿态测量装置在俯仰和横滚方向的相对测姿误差均不超过0.01°，精度达到测量指标要求。

Claims (9)

1.一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：包括主惯性组件、从惯性组件、DGPS接收机与上层控制系统；

其中，主惯性组件位于载体舱内，从惯性组件位于载体舱外；主惯性组件与从惯性组件结构相同，均包括三轴光纤陀螺仪、三轴石英挠性加速度计、二次电源、I/O接口电路，I/F信号转换电路与导航计算机；

其中，三轴光纤陀螺仪用来测量惯性组件自身所在载体位置上x、y、z三个轴向上的转动角速度信号，并通过I/O接口电路发送给导航计算机；

所述三轴石英挠性加速度计用来测量惯性组件自身所在载体位置上x、y、z三个轴向上的加速度信号，经过I/F信号转换电路转换为加速度脉冲信号，通过I/O接口电路发送给导航计算机；

所述二次电源用来将外部电源电压转换成惯性组件所需要的电压；

在主惯性组件与从惯性组件中的三轴光纤陀螺仪中每个光纤陀螺上，以及三轴石英挠性加速度计中每个加速度计上均安装有温度传感器，用来实时获取主惯性组件与从惯性组件x、y、z三个轴向上的温度信息，并发送给导航计算机；

带有差分功能的DGPS接收机用来测量载体的高精度位置、速度信息，通过I/O接口电路发送给导航计算机；

所述导航计算机为基于FPGA/DSP的组合导航计算机，其中，FPGA用来接收惯性组件所在位置三个轴向上的转动角速度信号与加速度脉冲信号，与惯性组件中各个温度传感器发送的温度信号，以及DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息，并将其中的转动角速度信号、加速度脉冲信号与温度信号发送给DSP；DSP根据接收到的温度信号对接收到的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行温度补偿与标定补偿后，与DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息一同通过UART发送给上层控制系统；

上层控制系统包含串口通信单元、相对姿态解算单元和人机交互界面；其中，串口通信模块用来采集导航计算机发送的经过温度补偿与标定补偿后的转动角速度信号、加速度脉冲信号，与DGPS测得的载体的高精度位置、速度信息，并进行缓存，以备后续调用；

相对姿态解算单元包括惯性组件导航解算模块与相对姿态解算模块；其中，惯性组件导航解算模块通过查询DGPS更新标志变量的数值是否发生改变来判断DGPS信息的更新，从而控制主惯导系统与从惯导系统的工作模式，包括三种工作模式，分别为纯惯性模式、IMU/DGPS组合模式和主惯性组件/从惯性组件组合模式；在DGPS信息更新后的下一个解算时刻，惯性组件导航解算模块控制主惯性组件与从惯性组件均工作在IMU/DGPS组合模式下，并由串口通信单元中调用DGPS测得的载体高精度位置、速度信息，分别对主惯性组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行滤波修正，并发送给姿态解算模块；在DGPS信息丢失或未更新的情况下，由于惯性组件导航解算模块无法对主惯性组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号进行滤波修正，因此惯性组件导航解算模块控制主惯性组件工作在纯惯性模式，从惯导工作在主惯性组件/从惯性组件组合模式，由此通过精度较高的主惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号修正从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号，并发送给相对姿态解算模块；

相对姿态解算模块根据获得的经滤波修正后的主惯性组件与从惯性组件的转动角速度信号、加速度脉冲信号，分别对主惯性组件与从惯性组件各自进行导航解算，得到主惯性组件与从惯性组件各自的位置、速度和姿态信息，保存并输出到人机交互界面进行显示；然后根据主惯性组件与从惯性组件的姿态信息得到主惯性组件与从惯性组件间的相对姿态矩阵，并对相对姿态矩阵进行解算，得到主惯性组件与从惯性组件间相对姿态值，并对其进行保存并输出给人机交互界面进行显示。

2.如权利要求1所述一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：所述主惯性组件与从惯性组件均设置在安装托架上。

3.如权利要求1所述一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：所述三轴光纤陀螺仪三轴上的光纤陀螺共用一只SLD光源。

4.如权利要求1所述一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：所述三轴光纤陀螺仪中，光路和电路各自独立封装。

5.如权利要求1所述一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：所述DGPS接收机信息更新频率为1Hz，解算频率为50Hz。

6.如权利要求1所述一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：所述温度补偿的方法为：

a、使主惯性组件的温度高于从惯性组件20°～30°，分别测量主惯性组件与从惯性组件在n个温度点下，光纤陀螺与加速度计的零偏常值和标度因数，重复上述方法测量三组数据，对每个温度点下测得的结果取平均值；

b、建立温度补偿模型；

由于零偏常值随温度变化线性特性不明显，波动较大，因此，采用7次多项式模型实现对n个温度点的零偏常值与标度因数的平均值进行拟合，建立温度补偿模型：

y＝b₁+b₂x+b₃x²+b₄x³+b₅x⁴+b₆x⁵+b₇x⁶+b₈x⁷

式中，x表示温度、y表示器件在温度x的零偏或标度因数，b₁、b₂、b₃、b₄、b₅、b₆、b₇、b₈为温度补偿模型系数；

采用拟合算法来实时获取温度误差项进行温度补偿，所述拟合算法使用曲线拟合的函数来实现，令曲线拟合的函数为polyfit，则拟合值p=polyfit（x，y，n），根据输入的n值建立最高阶次为n的多项式模型，根据此模型对定义的数组（x，y）进行最小二乘拟合，将得出的模型参数保存在p中；在调用时使用函数y=polyval（p、x）对自变量参数x按照拟合出的模型方程得出相应的应变量y值。

7.如权利要求6所述一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：测量主惯性组件在5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°这10个温度点下光纤陀螺与加速度计的零偏常值和标度因数；测量从惯性组件在-40°、-20°、-15°、-10°、-5°、0°、5°、10°、15°、20°这10个温度点下光纤陀螺与加速度计的零偏常值和标度因数。

8.如权利要求1所述一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：所述相对姿态解算单元具体工作过程为：

相对姿态解算单元由主惯性组件与从惯性组件各自进行的导航解算得到主惯性组件的俯仰、横滚和航向角分别为ψ_xA、ψ_yA和ψ_zA，从惯性组件的俯仰、横滚和航向角分别为ψ_xB、ψ_yB和ψ_zB，由地理坐标系到主惯导载体坐标系的转换矩阵为

由地理坐标系到从惯导载体坐标系的转换矩阵为则有

$C_A^n=\left(\begin{array}{ccc}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}-{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& {-\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& {\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}+{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}\\ {\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}+{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& {\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}& {\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}-{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zA}}\\ -{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}& {\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}& {\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yA}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xA}}\end{array}\right)$

$C_B^n=\left(\begin{array}{ccc}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}-{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& {-\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& {\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}+{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}\\ {\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}+{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& {\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}& {\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}-{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zB}}\\ -{\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}& {\sin \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}& {\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yB}}{\cos \mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xB}}\end{array}\right)$

由主惯导载体系到从惯导载体系的坐标转换矩阵为：

$C_A^B=C_n^B\·C_A^n={\left(C_B^n\right)}^T\·C_A^n$

则主惯导系统与从惯导系统相对俯仰角ψ_xAB0、相对横滚角ψ_yAB0、相对航向角ψ_zAB0的主值为：

${\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{xAB}0}=\arctan \frac{C_A^B\left(\mathrm{3,2}\right)}{\sqrt{1-{\left(C_A^B\left(\mathrm{3,2}\right)\right)}^2}}$

${\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{yAB}0}=\arctan (-\frac{C_A^B\left(\mathrm{3,1}\right)}{C_A^B\left(\mathrm{3,3}\right)})$

${\mathrm{\ψ}}_{\mathrm{zAB}0}=\arctan (-\frac{C_A^B\left(\mathrm{1,2}\right)}{C_A^B\left(\mathrm{2,2}\right)}).$

9.基于权利要求1中所述的一种机载双光纤IMU/DGPS组合相对形变姿态测量装置，其特征在于：在进行实验前，需分别对主惯性组件与从惯性组件进行标定；将相对形变姿态测量装置固定在三轴转台上，使其X、Y、Z三轴分别与三轴转台的内框、中框和外框重合；转台的机械零位和电器零位归零时，转台基准的法线与正北重合误差为转台的定位误差；试验前对主惯性组件与从惯性组件加电预热60分钟，使其内部达到热平衡，分别测试主惯性组件与从惯性组件中光纤陀螺和加速度计的零偏、标度因数和安装误差的交叉耦合系数。

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