[go: up one dir, main page]

CN112129321B - 陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质 - Google Patents

陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN112129321B
CN112129321B CN202010957113.6A CN202010957113A CN112129321B CN 112129321 B CN112129321 B CN 112129321B CN 202010957113 A CN202010957113 A CN 202010957113A CN 112129321 B CN112129321 B CN 112129321B
Authority
CN
China
Prior art keywords
inertial
inertial measurement
measurement unit
axis
earth
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010957113.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112129321A (zh
Inventor
龚旻
潘建业
高峰
张志勇
周国哲
冯铁山
田冠锁
王英华
涂海峰
苏忠威
张东
任新宇
王冀宁
周军
孙冀伟
姜涛
杜丹
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Original Assignee
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Launch Vehicle Technology CALT filed Critical China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority to CN202010957113.6A priority Critical patent/CN112129321B/zh
Publication of CN112129321A publication Critical patent/CN112129321A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112129321B publication Critical patent/CN112129321B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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)
  • Gyroscopes (AREA)

Abstract

陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质，包括：根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量；根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值。采用本申请中的方案，不增加额外的操作，具有标定精度高的特点。

Description

陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质
技术领域
本申请涉及火箭对准技术，具体地，涉及一种陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质、电子设备。
背景技术
一般情况下，惯组交付火箭总装测试前经历过参数标定，这些参数中包含陀螺零偏。但是陀螺零偏在惯组长期贮存过程中会发生漂移，而且陀螺零偏存在逐次上电误差，这些因素带来的陀螺零偏相对出厂标定值的变化成为影响运载火箭导航误差的重要因素。
目前，常见的惯组陀螺零偏标定方式均基于转台或惯组内部的转位机构，具体方法有以下两种：一种是基于高精度转位的多位置标定技术，该方法的缺点是依赖转位精度；另一种是基于卡尔曼滤波的多位置对准技术，但是该方法的估计精度取决于陀螺和加速度计模型的精度。
现有技术中存在的问题：
针对内部无转位机构的捷联惯组，装载在箭上后与箭体固联，无法转动多个位置，上述传统陀螺零偏标定方法不再适用。
发明内容
本申请实施例中提供了一种陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质、电子设备，以解决上述技术问题。
根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种陀螺零偏标定值确定方法，包括如下步骤：
根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；
根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量；
根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值。
根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种陀螺零偏标定值确定装置，包括：
姿态矩阵计算模块，用于根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；
转速分量计算模块，用于根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量；
零偏标定确定模块，用于根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值。
根据本申请实施例的第三个方面，提供了一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上所述陀螺零偏标定值确定方法的步骤。
根据本申请实施例的第四个方面，提供了一种电子设备，包括存储器、以及一个或多个处理器，所述存储器用于存储一个或多个程序；所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，实现如上所述的陀螺零偏标定值确定方法。
采用本申请实施例中提供的陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质、电子设备，通过惯组外部方位基准以及自身的不水平度信息建立姿态矩阵，进而将地球转速分解至各个敏感轴，将敏感轴分量与惯组实际各轴输出量进行对比作差，得到陀螺零偏标定值，不增加额外的操作，具有标定精度高的特点。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1示出了本申请实施例一中陀螺零偏标定值确定方法实施的流程示意图；
图2示出了本申请实施例中水平状态箭上惯组姿态角定义示意图；
图3示出了本申请实施例二中陀螺零偏标定值确定装置的结构示意图；
图4示出了本申请实施例四中电子设备的结构示意图；
图5示出了本申请实施例五中瞄准设备布置示意图。
具体实施方式
针对现有技术存在的技术问题，本申请实施例中提供了一种基于惯组外部方位基准的陀螺零偏标定方法，通过惯组外部方位基准以及自身不水平度信息建立姿态矩阵，进而将地球转速分解至各个敏感轴，将敏感轴分量与惯组实际各轴输出量进行对比作差，即得到陀螺零偏标定值。该标定方法不增加额外的操作，具有标定精度高的特点。
本申请实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，面向对象的程序设计语言Java和直译式脚本语言JavaScript等。
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例一
图1示出了本申请实施例一中陀螺零偏标定值确定方法实施的流程示意图。
如图所示，所述陀螺零偏标定值确定方法包括：
步骤101、根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；
步骤102、根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量；
步骤103、根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值。
采用本申请实施例中提供的陀螺零偏标定值确定方法，通过惯组外部方位基准以及自身的不水平度信息建立姿态矩阵，进而将地球转速分解至各个敏感轴，将敏感轴分量与惯组实际各轴输出量进行对比作差，得到陀螺零偏标定值，不增加额外的操作，具有标定精度高的特点。
图2示出了本申请实施例中水平状态箭上惯组姿态角定义示意图。
如图所示，包括地理坐标系和惯组测量坐标系，
其中，
选取东-北-天(E-N-U)坐标系为地理坐标系；
水平时，
Figure BDA0002679111880000041
为惯组
Figure BDA0002679111880000042
在EON平面(水平面)上的投影，定义方位角ψ＝∠NOS；俯仰角θ＝∠SOXM；惯组
Figure BDA0002679111880000043
为ψ、θ已确定时惯组系横轴的零位，也即在ψ不变，
Figure BDA0002679111880000044
均在水平面上时的
Figure BDA0002679111880000045
它平行于平面OXMS的法线，定义滚转角γ＝∠ZMfOZM。
在一种实施方式中，所述根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵，包括：
Figure BDA0002679111880000046
其中，ψ为惯组外部方位基准，θ为俯仰角，γ为滚转角，所述γ根据惯组XM轴和ZM轴的不水平度计算得到，
Figure BDA0002679111880000047
Figure BDA0002679111880000048
在一种实施方式中，俯仰角θ即为惯组XM轴不水平度，滚转角γ由下式计算得到：
γ＝asin(sin(-Ez)/cos(Ex))；
其中，Ex为惯组XM轴不水平度，Ez为惯组ZM轴不水平度。
在一种实施方式中，所述根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量，包括：
Figure BDA0002679111880000051
其中，
Figure BDA0002679111880000052
为姿态矩阵，ωie为地球自转角速度，L为纬度。
在一种实施方式中，所述根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值，包括：
Figure BDA0002679111880000053
其中，ωx、ωy和ωz分别为惯组三轴陀螺的输出量，
Figure BDA0002679111880000054
和
Figure BDA0002679111880000055
为惯组XM、YM、ZM轴地球转速分量。
在一种实施方式中，所述惯组外部方位基准和惯组自身的不水平度信息，通过下述步骤得到：
第一瞄准仪粗瞄箭上惯组棱镜并开始采集惯组自身的不水平度信息；
第一瞄准仪精瞄箭上惯组棱镜并与第二瞄准仪对瞄，在此过程中持续采集惯组自身的不水平度信息；其中，所述第二瞄准仪预先瞄准标杆仪；
根据第一瞄准仪、第二瞄准仪的输出以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组外部方位基准。
实施例二
基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种陀螺零偏标定值确定装置，该装置解决技术问题的原理与一种陀螺零偏标定值确定方法相似，重复之处不再赘述。
图3示出了本申请实施例二中陀螺零偏标定值确定装置的结构示意图。
如图所示，所述陀螺零偏标定值确定装置包括：
姿态矩阵计算模块301，用于根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；
转速分量计算模块302，用于根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量；
零偏标定确定模块303，用于根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值。
采用本申请实施例中提供的陀螺零偏标定值确定装置，通过惯组外部方位基准以及自身的不水平度信息建立姿态矩阵，进而将地球转速分解至各个敏感轴，将敏感轴分量与惯组实际各轴输出量进行对比作差，得到陀螺零偏标定值，不增加额外的操作，具有标定精度高的特点。
在一种实施方式中，所述姿态矩阵计算模块具体用于采用下式计算姿态矩阵：
Figure BDA0002679111880000061
其中，ψ为惯组外部方位基准，θ为俯仰角，γ为滚转角，所述γ根据惯组XM轴和ZM轴的不水平度计算得到，
Figure BDA0002679111880000062
Figure BDA0002679111880000063
在一种实施方式中，俯仰角θ即为惯组XM轴不水平度，滚转角γ由下式计算得到：
γ＝asin(sin(-Ez)/cos(Ex))；
其中，Ex为惯组XM轴不水平度，Ez为惯组ZM轴不水平度。
在一种实施方式中，所述转速分量计算模块具体用于采用下式计算：
Figure BDA0002679111880000071
其中，
Figure BDA0002679111880000072
为姿态矩阵，ωie为地球自转角速度，L为纬度。
在一种实施方式中，所述零偏标定确定模块具体采用下式计算：
Figure BDA0002679111880000073
其中，ωx、ωy和ωz分别为惯组三轴陀螺的输出量，
Figure BDA0002679111880000074
和
Figure BDA0002679111880000075
为惯组XM、YM、ZM轴地球转速分量。
在一种实施方式中，所述装置进一步包括：
控制模块，用于控制第一瞄准仪粗瞄箭上惯组棱镜并开始采集惯组自身的不水平度信息；控制第一瞄准仪精瞄箭上惯组棱镜并与第二瞄准仪对瞄，在此过程中持续采集惯组自身的不水平度信息；根据第一瞄准仪、第二瞄准仪的输出以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组外部方位基准；其中，所述第二瞄准仪预先瞄准标杆仪。
实施例三
基于同一发明构思，本申请实施例还提供一种计算机存储介质，下面进行说明。
所述计算机存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如实施例一所述陀螺零偏标定值确定方法的步骤。
采用本申请实施例中提供的计算机存储介质，通过惯组外部方位基准以及自身的不水平度信息建立姿态矩阵，进而将地球转速分解至各个敏感轴，将敏感轴分量与惯组实际各轴输出量进行对比作差，得到陀螺零偏标定值，不增加额外的操作，具有标定精度高的特点。
实施例四
基于同一发明构思，本申请实施例还提供一种电子设备，下面进行说明。
图4示出了本申请实施例四中电子设备的结构示意图。
如图所示，所述电子设备包括存储器401、以及一个或多个处理器402，所述存储器用于存储一个或多个程序；所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，实现如实施例一所述的陀螺零偏标定值确定方法。
采用本申请实施例中提供的电子设备，通过惯组外部方位基准以及自身的不水平度信息建立姿态矩阵，进而将地球转速分解至各个敏感轴，将敏感轴分量与惯组实际各轴输出量进行对比作差，得到陀螺零偏标定值，不增加额外的操作，具有标定精度高的特点。
实施例五
为了便于本申请的实施，本申请实施例以一具体实例进行说明。
图5示出了本申请实施例五中瞄准设备布置示意图。
如图所示，所述陀螺零偏标定方法包括以下步骤：
a)发射车在场坪停好，场坪不水平度满足发射车展车调平要求；
b)在场坪J点架设标杆仪，调平，对心；
c)在发射车舱外侧瞄准窗口对应的位置架设第一瞄准仪，操作第一瞄准仪粗瞄箭上惯组棱镜；
d)在场坪M点架设带对心器的第二瞄准仪，调平，对心；
e)第二瞄准仪瞄准标杆仪，方位清零；
f)箭上惯组进行不水平度采集，得到XM轴不水平度Ex、以及ZM轴不水平度Ez，同步采集惯组脉冲数；
g)操作第一瞄准仪精瞄箭上惯组棱镜，方位清零，记录第一瞄准仪的俯仰角Sita；
h)将第一瞄准仪与第二瞄准仪对瞄，记录第二瞄准仪方位Am0、以及第一瞄准仪方位Am1；
i)不水平采集结束，根据瞄准仪输出及箭上惯组不水平度计算得到箭上惯组方位角ψ；具体计算公式如下：
ψ＝Aj+Am0-Am1-90°-α–tan(Sita)*(β-Ex)
其中，Aj为场坪M点至J点的方位角；Am0为第二瞄准仪方位角；Am1为第一瞄准仪的方位角；α、β分别为惯组棱镜安装误差角；Sita为第一瞄准仪的俯仰角；Ex为箭上惯组XM轴不水平度。
j)利用惯组XM轴、ZM轴不水平度计算惯组俯仰角θ及滚转角γ；
k)利用箭上惯组方位角ψ，俯仰角θ，滚转角γ，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；
l)利用姿态矩阵将地球转速分解，得到惯组XM、YM、ZM轴地球转速分量；
m)将惯组各轴地球转速分量与惯组实际各轴输出量进行对比作差，即得到陀螺零偏标定值。
本申请实施例提出了一种基于惯组外部方位基准的陀螺零偏标定方法，解决了火箭转载至发射车后陀螺零偏难以标定的难题，在精确瞄准的同时(不增加额外操作)利用获得的惯组外部方位基准同步实现了陀螺零偏的实时标定，提升了陀螺实际使用精度。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种陀螺零偏标定值确定方法，其特征在于，包括：
根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；
根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量；
根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值；
所述惯组外部方位基准和惯组自身的不水平度信息，通过下述步骤得到：
第一瞄准仪粗瞄箭上惯组棱镜并开始采集惯组自身的不水平度信息；
第一瞄准仪精瞄箭上惯组棱镜并与第二瞄准仪对瞄，在此过程中持续采集惯组自身的不水平度信息；其中，所述第二瞄准仪预先瞄准标杆仪；
根据第一瞄准仪、第二瞄准仪的输出以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组外部方位基准。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵，包括：
Figure FDA0003906560700000011
其中，ψ为惯组外部方位基准，俯仰角θ为惯组XM轴不水平度，γ为滚转角，所述γ根据惯组XM轴和ZM轴的不水平度计算得到，
Figure FDA0003906560700000021
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，滚转角γ由下式计算得到：
γ＝asin(sin(-Ez)/cos(Ex))；
其中，Ex为惯组XM轴不水平度，Ez为惯组ZM轴不水平度。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量，包括：
Figure FDA0003906560700000022
其中，
Figure FDA0003906560700000023
为姿态矩阵，ωie为地球自转角速度，L为纬度。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值，包括：
Figure FDA0003906560700000024
其中，ωx、ωy和ωz分别为惯组三轴陀螺的输出量，
Figure FDA0003906560700000025
和
Figure FDA0003906560700000026
为惯组XM、YM、ZM轴地球转速分量。
6.一种陀螺零偏标定值确定装置，其特征在于，包括：
姿态矩阵计算模块，用于根据惯组外部方位基准以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组测量坐标系与地理坐标系的姿态矩阵；
转速分量计算模块，用于根据所述姿态矩阵将地球转速分解至各个敏感轴，得到惯组各敏感轴的地球转速分量；
零偏标定确定模块，用于根据敏感轴的地球转速分量与惯组实际各轴输出量，确定陀螺零偏标定值；
进一步包括：
控制模块，用于控制第一瞄准仪粗瞄箭上惯组棱镜并开始采集惯组自身的不水平度信息；控制第一瞄准仪精瞄箭上惯组棱镜并与第二瞄准仪对瞄，在此过程中持续采集惯组自身的不水平度信息；根据第一瞄准仪、第二瞄准仪的输出以及惯组自身的不水平度信息，计算得到惯组外部方位基准；其中，所述第二瞄准仪预先瞄准标杆仪。
7.一种计算机存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至5任一所述方法的步骤。
8.一种电子设备，其特征在于，包括存储器、以及一个或多个处理器，所述存储器用于存储一个或多个程序；所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，实现如权利要求1至5任一所述的方法。
CN202010957113.6A 2020-09-12 2020-09-12 陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质 Active CN112129321B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010957113.6A CN112129321B (zh) 2020-09-12 2020-09-12 陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010957113.6A CN112129321B (zh) 2020-09-12 2020-09-12 陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112129321A CN112129321A (zh) 2020-12-25
CN112129321B true CN112129321B (zh) 2023-03-10

Family

ID=73846670

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010957113.6A Active CN112129321B (zh) 2020-09-12 2020-09-12 陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112129321B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113776558B (zh) * 2021-08-16 2023-09-12 北京自动化控制设备研究所 一种带转位机构的惯导系统转台零位标定方法
CN114264317A (zh) * 2021-11-30 2022-04-01 江苏北方湖光光电有限公司 伺服稳瞄产品中陀螺仪安装误差数字补偿方法
CN114636357B (zh) * 2022-03-31 2023-11-10 北京中科宇航技术有限公司 一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2728339A1 (fr) * 1994-12-14 1996-06-21 Aerospatiale Procede et dispositif pour estimer des biais gyrometriques
RU2280840C2 (ru) * 2004-10-27 2006-07-27 Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого Способ калибровки гироскопов
CN104764463A (zh) * 2015-03-19 2015-07-08 北京航天自动控制研究所 一种惯性平台调平瞄准误差的自检测方法
CN106403993A (zh) * 2015-07-31 2017-02-15 北京航天计量测试技术研究所 一种瞄准棱镜安装误差测量方法
CN106525073A (zh) * 2016-09-27 2017-03-22 北京控制工程研究所 一种基于三轴转台的惯性空间陀螺标定试验方法
CN110887507A (zh) * 2019-10-22 2020-03-17 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种快速估计惯性测量单元全部零偏的方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8005635B2 (en) * 2007-08-14 2011-08-23 Ching-Fang Lin Self-calibrated azimuth and attitude accuracy enhancing method and system (SAAAEMS)
CN105910624B (zh) * 2016-05-04 2019-12-03 湖北航天技术研究院总体设计所 一种惯组光学瞄准棱镜安装误差的标定方法
CN107389093A (zh) * 2017-07-13 2017-11-24 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 一种静基座下惯性平台初始自对准方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2728339A1 (fr) * 1994-12-14 1996-06-21 Aerospatiale Procede et dispositif pour estimer des biais gyrometriques
RU2280840C2 (ru) * 2004-10-27 2006-07-27 Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого Способ калибровки гироскопов
CN104764463A (zh) * 2015-03-19 2015-07-08 北京航天自动控制研究所 一种惯性平台调平瞄准误差的自检测方法
CN106403993A (zh) * 2015-07-31 2017-02-15 北京航天计量测试技术研究所 一种瞄准棱镜安装误差测量方法
CN106525073A (zh) * 2016-09-27 2017-03-22 北京控制工程研究所 一种基于三轴转台的惯性空间陀螺标定试验方法
CN110887507A (zh) * 2019-10-22 2020-03-17 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种快速估计惯性测量单元全部零偏的方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
一种新型的光学陀螺捷联惯组系统级标定方法;戚红向等;《航天控制 工程科技Ⅱ辑》;20110228;第29卷(第1期);7-14页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112129321A (zh) 2020-12-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103808331B (zh) 一种mems三轴陀螺仪误差标定方法
CN112129321B (zh) 陀螺零偏标定值确定方法、装置及计算机存储介质
CN106525073B (zh) 一种基于三轴转台的惯性空间陀螺标定试验方法
CN107655493B (zh) 一种光纤陀螺sins六位置系统级标定方法
CN112595350B (zh) 一种惯导系统自动标定方法及终端
CN100565115C (zh) 多位置捷联寻北系统方位效应的标定方法
CN103743413B (zh) 倾斜状态下调制寻北仪安装误差在线估计与寻北误差补偿方法
RU2463558C1 (ru) Способ определения курса в направлении географического севера при помощи инерциального счетчика текущих координат
RU2269813C2 (ru) Способ калибровки параметров бесплатформенного инерциального измерительного модуля
CN111366144B (zh) 一种陀螺寻北仪多位置寻北方法
WO2016198009A1 (zh) 一种检测航向的方法和装置
CN105865490B (zh) 一种惯性稳定平台固定基座多位置自瞄准方法
CN104697521B (zh) 一种采用陀螺冗余斜交配置方式测量高速旋转体姿态和角速度的方法
CN105136166B (zh) 一种指定惯导位置精度的捷联惯导系统误差模型仿真方法
CN108981751A (zh) 一种双轴旋转惯导系统的八位置在线自标定方法
CN103900607A (zh) 一种基于惯性系的旋转式捷联惯导系统转位方法
CN110926447B (zh) 一种具有自主导航功能的单轴光纤陀螺寻北方法及航姿导航方法
CN110006454A (zh) 一种imu标定三轴转台垂直度和初始姿态的方法
CN103487053B (zh) 一种任意二位置捷联寻北方法
CN112146683B (zh) 惯性测量单元标定参数调整方法、装置及电子设备
CN112798014A (zh) 一种基于重力场球谐模型补偿垂线偏差的惯导自对准方法
CN109506638A (zh) 一种补偿陀螺标度因数对旋转调制罗经方位对准影响方法
CN111486870A (zh) 一种斜置捷联惯组系统级标定方法
CN109798915A (zh) 一种定向准直仪系统的误差标定方法
CN107255483A (zh) 一种角锥体惯性测量单元及三轴陀螺刻度因子自标定方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant