激光陀螺双轴旋转惯导系统转位方案设计
国外激光陀螺lasergyroscope的发展与应用
国外激光陀螺laser gyroscope的发展与应用来源：《国外惯性技术信息》2017年第4期，作者：国防科技大学张斌，罗晖，袁保伦，汪之国激光陀螺（RLG）是一种以萨格奈克（Sagnac）效应为基础的光学陀螺，主要用于运动载体的角运动（运动角速度或转动角度）测量。
1913年，法国科学家Sagnac进行了环形光路中外界转动引起干涉条纹变化的实验，并从理论上对此现象进行了解释，提出了著名的Sagnac效应：在环形闭合光路中，从某一观察点发出的一对光波沿相反方向运行一周后又回到该点时，这对光波的光程（或相位）将由于闭合光路相对于惯性空间的旋转而不同，其光程差（或相位差）与闭合光路的旋转角速度成正比。
在随后的很长一段时间里，由于没有合适的相干光源，光学Sagnac效应的研究基本上没有任何实用性进展。
直到1960年，世界上的第一台激光器诞生以后，激光陀螺作为激光技术的一个重要应用而成为世界各军事强国研究的热点。
1激光陀螺及其特点激光陀螺是由腔体（一般采用超低膨胀系数的微晶玻璃材料）和高质量反射镜构成的环形激光器，腔内运行的顺、逆时针激光能够以不同的频率独立振荡。
由于激光谐振条件的要求，Sagnac效应产生的光程差转换成了顺、逆时针运行激光的频率差，因此极大地提高了陀螺的响应灵敏度。
当激光陀螺固定在运动载体上，并相对于惯性空间以角速度Ω旋转时，该频率差为：，式中为标度因数，它由环形谐振腔的面积A、环路长度L以及激光波长λ决定。
激光陀螺的原理光路如图1所示，采用合光棱镜使其输出的顺、逆时针激光以微小夹角合并，经光电转换后可得到频率为∆v的拍频信号，从而实现载体转动角速度的测量。
图1 激光陀螺原理光路在实际的激光陀螺中，顺、逆时针激光通过反射镜的后向散射或环路中的非均匀损耗发生耦合，导致陀螺输入角速度小于某阈值时，频率差∆v为零，这种现象称为闭锁效应。
为了克服闭锁效应的影响，激光陀螺需要采取偏频措施，即在两束光波之间人为引入较大的频率差，使激光陀螺的工作区远离闭锁区域或者减少处于闭锁区域的时间。
一种基于逆向导航的双轴旋转惯导系统自标定方法
一种基于逆向导航的双轴旋转惯导系统自标定方法
近年来，惯性导航系统在各个领域得到了广泛的应用。
而相对于传统的机械仪器，惯性导航系统具有体积小、重量轻、精度高等优点，因此在飞行器、导弹、车辆等复杂环境下常常被采用。
其中，双轴旋转惯导系统是一种经典的惯性导航系统，其精度和稳定性都经受了时间和实践的考验。
但是，随着时间和使用的增长，惯性导航系统会出现漂移误差等问题，因此需要进行定位校正。
本文提出了一种基于逆向导航的双轴旋转惯导系统自标定方法，可有效解决惯导系统在长时间接收信号、飞行等操作后出现的误差问题。
该方法首先参照传统的标定方法，对双轴旋转惯导系统进行初始化，并记录初始值。
然后，在系统运行的过程中，利用逆向导航的原理，将系统的输出信号反向输出作为输入信号，实现系统的自标定。
具体地，逆向导航的思想是利用恒定的输出信号反推出输入信号的计算方法。
在双轴旋转惯导系统中，输出信号为角速率，可以通过逆向推导出倾角。
根据俯仰角和偏航角分别对系统进行计算，然后求出整个系统的误差，将其作为待校正的值。
在实现中，将系统固定在水平面上，旋转系统使其成为正向导航状态，记录其输出信号角速率，再通过逆向导航的方法得到对应的倾角。
之后，将系统进行180度旋转，记录输出信号，再次通过逆向导航得到对应的倾角。
将两次倾角变化作为整个系统的误差值，通过标定算法进行修正。
经过大量的实验验证，该方法相较于传统的标定方法具有更高的准确性和可靠性，且操作简便，可广泛应用于双轴旋转惯导系统的误差校正领域。
光纤捷联惯导系统的双轴旋转调制方案
光纤捷联惯导系统的双轴旋转调制方案于飞;阮双双【摘要】针对目前常用的双轴旋转方案对惯性器件的标度因数误差和安装误差的调制不完全的缺点，提出了一种改进的双轴旋转调制方案。
该方法通过逐步分析系统的误差传播特性，设计每一转动次序的转轴和转动方向，使前后次序残余的器件误差互相抵消，从而提高了双轴旋转调制的效果，满足了捷联惯导系统自主导航精度的要求。
对实验室常用的双轴旋转调制方案和改进的方案进行了对比研究，仿真和试验结果表明，改进的双轴旋转方案的速度误差和定位误差曲线的周期振荡幅值较原方案显著减小，而且误差曲线整体发散的速度也非常缓慢。
%In order to furt her counteract the incomplete modulation to inertial sensors’ scale errors and installation errors in the commonly used dual-axis rotating scheme at present, an improved dual-axis rotating scheme was pro-posed.By analyzing the propagation characteristics of system errors stage by stage, the rotation axis and direction of each rotation were designed respectively so as to counteract the residual errors of device in sequence, thereby im-proving the modulating effects of dual-axis rotating and meeting the self-navigation accuracy requirements of SINS ( strapdown inertial navigation system) .The proposed scheme was compared with the commonly used scheme in la-boratory, and simulation and experiment results showed that the amplitude of the improved scheme’ s veloc ity errors and position errors curve is remarkably smaller than that of the commonly used scheme, and the errors’ overall di-vergence speed is very slow.【期刊名称】《哈尔滨工程大学学报》【年(卷),期】2014(000)012【总页数】7页(P1536-1542)【关键词】光纤捷联惯导系统;惯性器件误差;双轴旋转方案;残余误差;周期振幅;自主导航;系统精度【作者】于飞;阮双双【作者单位】哈尔滨工程大学理学院，黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工程大学自动化学院，黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】U666.1捷联惯性导航系统中，在惯性器件精度达到一定要求后，采用补偿惯性器件偏差的方法来进一步改善系统的性能是实现更高精度导航的一个途径［1-2］。
激光陀螺捷联惯导系统多位置系统级标定方法
变化 率方程 ， 建 立 了所有误 差参数 与 导航误 差之 间的线性 关 系。通过设 计 的 １ ０位 置连 续旋 转 方案对 由各项误 差 参数 引起 的速度 误差进 行 充分激 励 ， 利 用所得数 据进 行卡 尔曼滤波 ， 计 算 出包括 陀螺仪 和 加 速度 计 的零偏 、 标度 因数 误差 、 安装 误 差 以及 加速度 计 二次项 误差 等 ２ ４个误 差参 数 。 仿真 得 到 陀螺
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｔ ｈ ｅ ａ ｃ ｃ ｕ ｒ ａ ｃ ｙ ｏ ｆ ｓ ｔ ｒ ａ ｐ ｄ ｏ ｗｎ ｉ ｎ ｅ ｒ ｔ ｉ ａ ｌ ｎ ａ ｖ ｉ ｇ ａ ｉ ｔ ｏ ｎ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ （ ｓ Ｎｓ ｉ ）ｉ ｓ ａ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｅ ｄ ｂ ｙ ｍａ ｎ ｙ ｅ ｒ ｒ ｏ ｒ
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基于惯性系的双轴旋转式惯导系统转位方法
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一
０ 引 言
标定误 差 的影 响 ； （ ２） 隔 离 载 体 角 运 动 方 案 设 计 ， 解决 载体 角运 动对旋 转调 制 的影 响 ； （ ３ ）旋
收稿 日期 ： ２ ０１ ２ ４ ） ４ — １ １ ； 修 回 日期 ： ２ ０ １ ２ ￣８ — １ ７ 基 金项 目 ： 海军 武 器 装 备 预 研 项 目（ ４ ０ １ ０ １ ０ １ ０ ３ ０ ３ ０ １ ）
误差 与地球 自转耦 合误 差 ， 该 耦 合 误 差成 为 双轴 旋 转式惯 导 系统 的主要误 差 源 之一 ， 文献 ［ １ ０ ］ 分 析 了
Ｃｏ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎａ ｔ ｅ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ
ＺＨＥＮＧ Ｚｈ ｉ — ｃ ｈ ａ ０ ．Ｗ ＡＮＧ Ｚｈ ｅ ｎ － ｈ ｕ ａ
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．
ＤＯＩ ：１ ０ ． ３ ８ ７ ３ ／ ｉ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ０ — １ ３ ２ ８ ． ２ ０ １ ３ ． ０ ４ ． ０１ ０
舰用激光陀螺双轴旋转惯导系统闭环对准方法
系统 工程 研 究 院 ， 北京 １ ０ ０ ０ ３ ６ ； ３ ． 中 国舰 船研 究院 ， 北京 １ ０ ０ １ ９ ２ ）
摘 要 ： 旋转调制惯导系统初始姿态误差 由于其不可被调制， 从而影响系统长航时的精度。本文针对激光陀螺双
关键 词 ： 初 始 对准 ； 双 轴旋 转 ； 闭环 对准 ； 反馈 控 制
中图分 类号 ： Ｕ ６ ６ ６ ． １ ２ ３ 文 献标 识码 ： Ａ
文 章编 号 ： １ ６ ７ ２—７ ６ ４ ９ （ ２ ０ １ ３ ） ｌ １ — ０ １ １ ８—０ ５ ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． ３ ４ ０ ４ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ６ ７ ２— ７ ６ ４ ９ ． ２ ０ １ ３ ． １ １ ． ０ ２ ６
轴 旋转 惯 导 系统 ， 以提 高 系统初 始 对准 精度 为 目的 ， 将 系 统初 始 对 准 过 程 作 为 随机 控 制 系 统 处 理 。结 合 双 轴旋 转 带 来 的 优
势， 应 用随 机 闭环控 制 理论 ， 提 出双 轴旋 转惯 导 闭环 对 准方 案 ， 并 设计 滤 波 器 和 闭环 反馈 控 制 律 。利 用 实验 室 双 轴转 台和 激
Ｘ Ｕ Ｑ ｉ ｎ ， Ｚ Ｈ Ａ Ｎ Ｇ Ｂ ｉ ｎ ， Ｙ Ｉ Ｎ Ｈｏ ｎ ｇ ． １ ｉ ａ ｎ ｇ
（ １ ． Ｎ ｏ ． ９ ２ ４ ９ ３ Ｕ ｎ ｉ ｔ ｏ ｆ Ｐ Ｌ Ａ， Ｈｕ ｌ ｕ ｄ ａ ｏ １ ２ ５ ０ ０ ０ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ ． Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｓ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ ０ ３ ６， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ３ ． Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ｓ ｈ ｉ ｐ Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ａ ｎ ｄ Ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ａ ｃ ａ ｄ ｅ ｍ ｙ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ １ ９ ２， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
简易陀螺仪惯性制导系统设计
简易陀螺仪惯性制导系统设计作者：陈和洲陈登林来源：《时代汽车》2021年第07期摘要：在设计陀螺仪的过程中，需要注意陀螺仪应用于飞机控制飞行惯性制导系统时需要搭建传感器、单片机、晶体放大驱动三大模块。
随后需要综合积分算法，从而保证陀螺仪可以自行调整飞机航线，而这项技术一般应用于自动驾驶系统中，飞行员在飞机飞行的过程中使用自动驾驶技术就能够极大的降低工作量，从而提升飞行质量。
本文主要针对于简易陀螺仪在制作的过程中惯性制导系统的设计进行分析，并且对于未来的简易陀螺仪惯性制导系统设计方案进行了阐述。
关键词：简易陀螺仪惯性制导调整航线积分算法惯性导航系统涉及精密机械、计算机技术、微电子、光学、自动控制、材料等领域，由此可见，惯性导航系统的发展与多项顶尖领域的发展相关。
现代科技的增长实现了我国飞行区惯性传感器方面的进步，陀螺仪作为较为常见的惯性敏感器，成为了INS系统的基础核心。
因此，陀螺仪的技术水平影响到了我国惯性导航系统的发展。
1 陀螺惯性制导的发展趋势未来陀螺惯性制导发展过程中，激光将会发挥出更大的作用。
与传统机械陀螺相比，激光测向有更高的可靠性和更高的性能。
当下世界上很多国家已经开始了激光陀螺的研发，不同的用途决定了对陀螺仪不同的要求，例如战略导弹、空间飞行器、自主式潜艇导航、高能激光武器瞄准、跟踪等等都需要使用高度惯性陀螺。
而一些精度不高的瞄准任务则是需要使用中等精度惯性陀螺[1]。
2 系统设计2.1 系统的组成与结构惯性制导系统主要的构成内容有传感器、单片机、放大驱动、细小元件等等。
传感器主要的作用就是测量角数据，提供数据来进行修正。
传感器在运行的过程中相关数据需要使用单片机来进行收集，随后将属于用于计算，就能够掌握直升机当下的偏离角速度。
最后经过放大驱动模块的加强，可以将电信号放大到可以驱动电机的程度[2]。
控制信号与螺旋桨转动呈现相反对应的情况，左侧信号闪动，表示右侧螺旋桨转动，右侧信号闪动，表示左侧螺旋桨转动。
双轴旋转惯导系统转轴倾角在线标定方法
收稿日期：2018-09-21；修回日期：2019-02-28 基金项目：海装预先研究项目（3020107010202） 作者简介：陈刚（1973—），男，研究员，硕士生导师，研究方向为导航、制导与控制。Email：540366804@
第 27 卷第 2 期 2019 年 04 月
文章编号：1005-6734(2019)02-0141-07
中国惯性技术学报 Journal of Chinese Inertial Technology
Vol.27 No.2 Apr. 2019
doi: 10.13695/ki.12-1222/o3.2019.02.001
关 键 词：双轴旋转调制惯导系统；转轴倾角；在线标定；卡尔曼滤波
中图分类号：U666.1
文献标志码：A
Online calibration method of the fixing error angles between axes and IMU of dual-axis INS
CHEN Gang, LIU Jianchun, SUN Weiqiang, WANG Junzhu, ZHAO Fenghao (Tianjin Navigation Instrument Researching Institute, Tianjin 300131, China)
波动影响的数学模型，然后在有参考系统提供准确姿态的条件下，以待补偿系统与参考系统的姿态差
作为观测量，建立了转轴倾角标定的状态方程和量测方程，同时应用 FIR 低通滤波器消除系泊状态下
时间同步误差的影响。半实物仿真实验结果表明，系泊状态下转轴倾角标定精度与静态下相当，所提
出的方法可以提高双轴旋转惯导系统的可维护性。
Abstract: The ship’s inertial navigation system is required to have high attitude accuracy. The attitude fluctuation caused by the fixing error angles between axes and IMU is one of the major factors decreasing the attitude accuracy of dual-axis INS. At present the method of calibrating the fixing error angles between axes and IMU is mostly under static condition. To realize the online calibration of the fixing error angles between axes and IMU of dual-axis INS in mooring state, a calibration method based on reference attitude is proposed. First, the mathematical model of the attitude fluctuation caused by the fixing error angles between axes and IMU is derived. Then the state equation and measurement equation is established under the condition of reference attitude. At the same time, a FIR filter is designed to filter out the components of the carrier’s high frequency fluctuation from the attitude output of dual-axis INS and eliminate the effects caused by the time synchronization error. Semi-physical simulation result shows that the calibration accuracy of the fixing error angles between axes and IMU in mooring state is nearly equal to that obtained in static state, which can improve the maintainability of dual-axis INS. Key words: dual-axis INS; fixing error angles between dual-axis and IMU; online calibration; Kalman filter
激光陀螺惯导系统数据通讯软件设计讲解
激光陀螺惯导系统数据通讯软件设计在激光陀螺捷联惯导系统中，惯性仪表（激光陀螺和加速度计）直接“捆绑”在载体上，所承受的力学环境要比平台恶劣。
在某些军用环境所要求承受的强烈振动条件下，由于惯性组合体在力和运动的激励下产生多项误差，系统姿态和位置误差增长较快。
研究表明，这些误差项有一部分具有较好的补偿性，可以通过误差补偿减小或消除部分误差，从而提高系统在强振动下的精度。
这就需要将惯性仪表在振动环境下的输出数据高速采集并保存在激光陀螺捷联惯导系统中，惯性仪表（激光陀螺和加速度计）直接“捆绑”在载体上，所承受的力学环境要比平台恶劣。
在某些军用环境所要求承受的强烈振动条件下，由于惯性组合体在力和运动的激励下产生多项误差，系统姿态和位置误差增长较快。
研究表明，这些误差项有一部分具有较好的补偿性，可以通过误差补偿减小或消除部分误差，从而提高系统在强振动下的精度。
这就需要将惯性仪表在振动环境下的输出数据高速采集并保存下来，然后在PC机上进行离线仿真以确定和分离各项误差系数。
由于数据量庞大，无法直接存储在导航计算机中：例如以8 kHz对惯性仪表输出进行采样，每秒的数据量约为200K字节。
而原有捷联惯导系统采用RS422接口与外部通讯，其最大波特率为1 M。
不足以将高速数据传送给PC机保存下来。
因此，有必要在导航计算机外围扩展更高速的USB接口，以实现导航计算机和PC机之间的高速通讯。
USB接口（Universal Serial Bus）是一种通用的高速串行通讯接口。
USB2．0理论传输速度可达到480 Mb／s，可以很好地解决数据在惯导系统与PC机之间的高速互传问题。
1 激光陀螺捷联惯导系统的USB接口设计1．1 USB接口芯片CY7C68013ACY7C68013A是CYPRESS公司最新推出的USB2．O控制器，它既负责USB事务处理也兼具微处理器的控制功能，还可作为USB外部芯片的主控芯片，其小巧的体积及较高的性价比使得该芯片在各种USB设备上得到了广泛的应用。
基于双轴位置转台的捷联惯导系统级标定技术
基于双轴位置转台的捷联惯导系统级标定技术
丁继成;李冠男;班镜超
【期刊名称】《舰船科学技术》
【年(卷),期】2015(000)004
【摘要】本文研究一种基于双轴位置转台的激光陀螺捷联惯导系统的系统级标定方法。
建立了附加约束条件的陀螺和加速度计标定模型，从捷联惯导系统的误差方程出发，建立30维Kalman滤波标定模型，以速度和位置作为观测量，并设计双轴位置旋转路径，对惯性仪表标定参数进行激励与辨识。
仿真实验结果表明，该方法能够准确估计出陀螺和加速度计的15个标定误差参数，具有一定的参考价值。
【总页数】4页(P76-78,83)
【作者】丁继成;李冠男;班镜超
【作者单位】哈尔滨工程大学自动化学院，黑龙江哈尔滨150001;中国人民解放军92941部队，辽宁葫芦岛125001;哈尔滨工程大学自动化学院，黑龙江哈尔滨150001
【正文语种】中文
【中图分类】U666.12
【相关文献】
1.基于双轴转台的捷联惯导系统姿态精度评定算法 [J], 张和杰;李京书
2.用低精度双轴转台对捷联惯导进行系统级标定的方法 [J], 周章华;邱宏波;李延;练涛;王婷
3.转台角位置基准误差对激光捷联惯导标定的影响分析 [J], 邓志红;刘亚辰;王清哲;付梦印
4.激光捷联惯组的双轴位置转台标定仿真 [J], 严恭敏;秦永元
5.基于双轴转台的捷联惯性导航系统8位置系统级标定方法 [J], 王子卉;程向红;范时秒
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２ ０ １ ３年 １ ２月
舰Hale Waihona Puke 船科学技
术
Ｖｏ １ ． ３ ５，Ｎｏ ． １ ２ Ｄｅ ｃ ．，２ ０１ ３
Ｓ ＨＩ Ｐ Ｓ ＣＩ ＥＮＣＥ ＡＮＤ Ｔ ＥＣＨ ＮＯＬＯＧＹ
激 光 陀 螺双 轴 旋 转 惯 导 系统 转 位 方 案 设 计
王 子 磊 ， 尹 洪 亮 ， 王 丹
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（ １ ． 海军装备 部 ， 北京 １ ０ ０ ８ ４ １ ； ２ ． 中 国舰 船 研 究 院 ， 北京 １ ０ ０ １ ９ ２ ）
摘 要 ： 本文研究旋转惯导 系统设计 中的一些重要 问题 ， 包括误差调制机理 、 误差传播 特性和旋转方 案设计 。
考 虑惯 性 器 件 的 一 些 典 型 误 差 ， 分析旋转 式惯 导系统 的误差传 播特性 ， 并 验 证 旋 转 调 制 下 误 差 的影 响 效 果 。 通 过 分 析， 提 出双 轴 旋 转 方 案 合 理 设 计 的条 件 ， 设 计 出一 种 基 于 ６ ４次 序 的 双 轴 旋 转 方 案 以 实 现 平 均 掉 惯 性 器 件 所 有 常 值 误 差 的 目标 。 基 于 该 旋 转 方 案 ， 仿 真 出惯 性 测 量 单 元 主要 误 差 项 的 调 制 形 式 ， 通 过 一 个 旋 转 周 期 的积 分 ， 得 到 这 些 误 差 引起的累积速度或角度误差的调制形式 ， 进 一 步验 证 了旋 转 调 制 对误 差 的 调 制 效 果 。最 后 ， 通 过 对 旋 转 调 制 下 惯 导 系
２ ． Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ｓ ｈ ｉ ｐ Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ａ ｎ ｄ Ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍ ｅ ｎ ｔ Ａ ｃ ａ ｄ ｅ ｍ ｙ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ １ ９ ２ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
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统 长 时 间 导 航 误 差 的仿 真 ， 验证 了所 设 计 旋 转 方 案 的 有 效 性 和 旋 转 调 制 的 优 越 性 。
关键 词 ： 激 光 陀螺 ； 误 差调 制 ； 旋 转 惯 导 系统 ； 旋转 方案 ； 双 轴 旋 转
中图分 类号 ： Ｕ ６ ６ ６ ． １
文献标 识 码 ： Ａ
文章 编 号 ： １ ６ ７ ２— ７ ６ ４ ９ （ ２ ０ １ ３ ） １ ２— ０ ｌ １ ４— ０ ７ ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． ３ ４ ０ ４ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ６ ７ ２— ７ ６ ４ ９ ． ２ ０ １ ３ ． １ ２ ． ０ ２ ４