弹载光纤陀螺旋转惯组误差自补偿技术

第３９卷第６期　光电工程　Ｖ＿０ｌ－３９．ＮＯ．６　２０１２年６月　Ｏｐｔｏ－Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｊｕｎｅ，２０１２　文章编号：１００３—５０１Ｘ（２０１２）０６—００４１—０６　弹载光纤陀螺旋转惯组误差自补偿技术　刘洁瑜，杨建业，汪立新，蔚国强　（第二炮兵工程大学自动控制系，西安７１００２５）　摘要：目前弹载惯性测量组合测试标定精度受外界干扰影响较大，特别是光纤陀螺温度稳定性低，易受环境温度　影响参数变化，导致误差补偿效果不好。针对该问题，提出设计一种光纤陀螺旋转惯性测量组合。在惯性测量组　合外加旋转轴，在导弹飞行过程中使惯性测量组合绕旋转轴连续旋转，将射前补偿不完全误差调制为周期项，从　而达到误差自补偿的效果。理论分析和仿真结果表明，通过旋转不仅能自动补偿与转轴垂直方向惯性仪表的常值　误差和部分安装误差，而且能补偿加速度计部分一次项误差、二次项误差和部分交叉轴耦合项误差，选择合适的　旋转方案还可以完全消除旋转速度与陀螺仪标度因数误差、安转误差的耦合误差。　关键词：光纤陀螺；惯组；旋转；自补偿　中图分类号：Ｖ２４１．５；ＴＮ２５３　文献标志码：Ａ　ｄｏｉ：１０．３９６９￣．ｉｓｓｎ．１００３．５０１Ｘ．２０１２．０６．００７　Ｅｒｒｏｒ　Ａｕｔｏｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　ｏｆ　ＦＯＧ・ｂａｓｅｄ　Ｒｏｔａｔｉｎｇ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　Ｕｎｉｔ　ｆｏｒ　Ｂａｌｌｉｓｔｉｃ　Ｍｉｓｓｉｌｅ　ＬＩＵ　Ｊｉｅ－ｙｕ，ＹＡＮＧ　Ｊｉａｎ－ｙｅ，ＷＡＮＧ　Ｌｉ－ｘｉｎ，ＹＵ　Ｇｕｏ－ｑｉａｎｇ　（Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ　ｏｆＡｕｔｏｍａｔｉｃ　Ｃｏｎｔｒｏｌ，ｔｈｅ　ＳｅｃｏｎｄＡｒｔｉｌｌｅｒｙ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉａｎ　７１００２５，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ　ｓｏｌｖｅ　ｔｈｅ　ｐｒｏｂｌｅｍｓ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｐｒｅｌａｕｎｃｈ　ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎ　ａｃｃｕｒａｃｙ　ｏｆ　ｂａｌｌｉｓｔｉｃ　ｍｉｓｓｉｌｅ　ｉｓ　ｓｅｒｉｏｕｓｌｙ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅｄ　ｂｙ　ｅｘｔｅｒｎａｌ　ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅ，ｅｓｐｅｃｉａｌｌｙ　ｔｈｅ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｓｔａｂｉｌｉｔｙ　ｏｆ　Ｆｉｂｅｒ　Ｏｐｔｉｃ　Ｇｙｒｏ（ＦＯＧ）ｉｓ　ＳＯ　ｌｏｗ　ｔｈａｔ　ｈｔｅ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　ａｒｅ　ｃｈａｎｇｅｄ　ｂｙ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｅｒｒｏｒ　ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　ｉｓ　ｎｏｔ　ｓａｔｉｓｌｙｉｎｇ，ａ　ｒｏｔａｔｉｎｇ　ｉｎｅｒｔｉａｌ　ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　ｕｎｉｔ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ＦＯＧ　ｆｏｒ　ｈｔｅ　ｍｉｓｓｉｌｅ　ｉｓ　ｐｒｏｐｏｓｅｄ．Ａ　ｒｏｔａｔｉｎｇ　ａｘｉｓ　ｉｓ　ａｄｄｅｄ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｓｔｒａｐｄｏｗｎ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｍｅａｓｒｕｅｍｅｎｔ　Ｕｎｉｔ（ＩＭＵ），ｔｈｅ　ＩＭＵ　ｒｏｔａｔｅｓ　ａｒｏｕｎｄ　ｔｈｅ　ａｘｉｓ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｒｅｓｉｄｕａｌ　ｅｒｒｏｒ　ａｆｔｅｒ　ｐｒｅｌａｕｎｃｈ　ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　ｉｓ　ｍｏｄｕｌａｔｅｄ　ｉｎｔｏ　ｐｅｒｉｏｄｉｃ　ｔｅｒｍｓ．Ｔｈｅｎ，ｅｒｒｏｒ　ａｕｔｏｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　ｉｓ　ｒｅａｌｉｚｅｄ．Ｔｈｒｏｕｇｈ　ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ａｎｄ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ，ｎｏｔ　ｏｎｌｙ　ｔｈｅ　ｃｏｎｓｔａｎｔ　ｅｒｒｏｒ　ａｎｄ　ｐａｒｔ　ｏｆ　ｍｉｓａｌｉｇａｍａｅｎｔ　ｅｒｒｏｒｓ　ｏｆ　ｉｎｅｒｔｉａｌ　ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔｓ　ｏｒｔｈｏｇｏｎａｌ　ｔｏ　ｒｏｔａｔｉｎｇ　ａｘｉｓ，ｂｕｔ　ｔｈｅ　ｆｉｒｓｔ－ｏｒｄｅｒ，ｓｅｃｏｎｄ—ｏｒｄｅｒ　ａｎｄ　ｐａｒｔ　ｏｆ　ｃｒｏｓｓ－ｃｏｕｐｌｉｎｇ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆ　ｉｎｔｅｒｓｅｃｔｉｎｇ　ａｘｉｓ　ｏｆ　Ａｃｃｅｌｅｒｏｍｅｔｅｒｓ　ｃａｎ　ｂｅ　ｃｏｍｐｅｎｓａｔｅｄ　ｂｙ　ｒｏｔａｔｉｎｇ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｃｏｕｐｌｉｎｇ　ｅｒｒｏｒ　ｂｅｔｗｅｅｎ　ｒｏｔａｔｉｎｇ　ｓｐｅｅｄ　ａｎｄ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆ　ｓｃａｌｅ　ｆａｃｔｏｒ　ａｎｄ　ｍｉｓａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ｏｆ　ＦＯＧ　Ｃａｎ　ｂｅ　ｅｌｉｍｉｎａｔｅｄ　ｃｏｍｐｌｅｔｅｌｙ　ｂｙ　ｓｅｌｅｃｔｉｎｇ　ａｐｐｒｏｐｒｉａｔｅ　ｒｏｔａｔｉｎｇ　ｓｃｈｅｍｅ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ＦＯＧ；ｉｎｅｒｔｉａｌ　ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　ｕｎｉｔ；ｒｏｔａｔｉｎｇ；ａｕｔｏｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　０　引　言　随着国内光纤陀螺精度的逐步提高，光纤陀螺捷联惯性测量组合在制导武器上的应用越来越广泛。为　了进一步提高系统的制导精度，目前常用的方法有两种，一种是提高光学器件本身的精度，另一种是采用　误差补偿技术　¨。从我国的情况看，要在短期内进一步提高器件本身的精度较为困难，因此，研究误差补　偿技术显得尤为重要　。在ＵＳＡＦ基金项目支持下，美国Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ公司提出研制高精度激光陀螺系统　ＨＡＬＳ（Ｈｉｇｈ　Ａｃｃｕｒａｃｙ　Ｌａｓｅｒ　Ｓｙｓｔｅｍ），主要用于ＩＣＢＭ（ＩｎｔｅｒＣｏｎｔｉｎｅｎｔａｌ　Ｂａｌｌｉｓｔｉｃ　Ｍｉｓｓｉｌｅ，洲际弹道导弹）上［４］。　收稿日期：２０１卜０８—０１　ｌ收到修改稿日期：２０１２—０２—１１　基金项目：中国博士后基金资助项目（２００９０４６１４７０）　作者简介：刘洁瑜（１９７０一），女（汉族），广东增城人。副教授，博士，主要从事光学惯性器件技术及测试的研究。Ｅ－ｍａｉｌ：ｊｉｅｙｕ．１ｉｕ＠ｇｍａｉｌ．ｔｏｍ。　ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ　ｇｄｇｃ　ａｃ。Ｃｌｌ　４２　光电工程　２０１２年６月　ＨＡＬＳ原理如图１所示，导弹在飞行过程中，传感器组合始终绕　沿发动机推力方向的轴旋转，转速为６０。／ｓ，在一个旋转周期内，　部分误差会得到抵消。另一个轴只是在导弹射前自对准和自标定　时旋转，导弹起飞后不参与旋转。此旋转方案大大补偿了光学捷　联惯性系统的误差。　针对目前国内制导武器惯性测量组合精度现状，文中设计了　一种弹载光纤陀螺旋转惯性测量组合。在组合上沿弹体ＯＺｂ轴方　图１高精度激光捷联系统　Ｆｉｇ．１　Ｈｉｇｈ　ａｃｃｕｒａｃｙ　ｌａｓｅｒ　ｓｙｓｔｅｍ　向加入旋转轴，在导弹飞行过程中通过转轴旋转自动补偿各种误　差。本文将对弹载光纤陀螺旋转惯性测量组合的误差自补偿机理　进行系统的研究。　１　旋转光纤惯性测量组合误差传播方程　定义如图２所示坐标系组，其中ｏｘｙ，ｚ，为发射点惯性坐标系，射向与北向的夹角为　，ＯｂＸ　ｚ　为　弹体坐标系，　理论上　。　ｚ。为惯性测量组合坐标系，（）ｂｚ　轴与０Ｓｚ　轴重合，　Ｘｓ　ｚ　绕　ｚ。相对（）ｂＸ　ｚ　旋　转０角，转速为ＣＯ。导航坐标系选为发射点惯性坐标系。　Ｖ　＝ａ　＋ｇ（ｒ　）　实际上　：（１）　（２）　（Ｊ一　×）（ｎ　＋８ａ　）＋ｇ（　）　式（１）式（２）相减，将引力项展开，忽略高次项后得　６Ｖ　＝　＋　Ｘａ　＋６ａ　ｆ３１　的表达式见文献［１０］。将国　转换到　Ｘｓ　ｚ　系上，即可　得出旋转惯性旋转组合的速度误差传播方程为　＝　＋　×ａ　＋　６ａ　（４）　ＮＯｒｔｈ　其中：　Ｉ　ＣＯＳ（Ｃ０ｔ）一ｓｉｎ（ｃｏｔ）０　　ｌｃ　＝ｌｌ　　ｓｉｎ（ｏｃｔ）ｃｏｓ（　）０ｌ　０　０　１Ｊ　同理，旋转惯性测量组合的姿态误差传播方程为　＝　图２坐标示意图　Ｆｉｇ．２　Ｓｋｅｔｃｆｉ　ｄｉａｇｒａｍ　ｏｆｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　渤　（５）　国　、面　分别为　Ｘ　ｒｓＺ　坐标系上的加速度误差和角速度误差。　２误差自补偿分析　设惯性测量组合惯性元件由三个光纤陀螺和三个石英挠性摆式加速度计组成。　２．１光纤陀螺误差自补偿分析　２．１．１光纤陀螺误差模型　相比传统转子式陀螺仪，光纤陀螺仪输出不受重力加速度影响，其误差模型相对简单。此处不考虑温　度等因数的影响，将误差模型简化为　以＝　＋　Ｇ　＋　，（ｒｉ＝　，Ｙ，ｚ）　（６）　其中：如Ｉ为陀螺仪的输出误差，　为常值漂移，繇：　为标度因数误差，　且考虑安装误差后，旋转惯性测量组合姿态误差传播方程变为　＝为随机漂移。将式（６）代入式（５），　ｃ　ｃ　（ｓ＋　）＋ｃ；ｃ　（［　Ｇ］＋［　Ｇ］）∞：　ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ　ｇｄｇｃ　８ｃ　ｃｒｌ　（７）　其中：　第３９卷第６期　刘洁瑜，等：弹载光纤陀螺旋转惯组误差自补偿技术　４３　ｓ＝　Ｅｚ　ｒ，　＝［　］　，［　Ｇ］：ｄｉａｇ［ｏ＂Ｋ　６／￣　６／￣Ｇ２］，　『０　一　［嬲］＝１　］　０　一　ｌ，６／￣　ｆ（ｆ＝　，Ｙ，ｚ）和　（ｆ＝１，２，…，６）分别为陀螺仪的刻度系数误差和安装误差角。　ｌ一　２　Ｏｒ＂３　０　Ｊ　＝　（８＋　）＋　（［ｏＴｆ。］＋［　］）　ｓ　ｂ＋　（［蠲　］＋［　】）∞　（８）　当惯性测量组合不旋转时，姿态误差传播方程变为　＝　（　＋　）＋ｃ　ｔ（［ｏＴＧ］＋［　Ｇ］）∞　ｂ　（９）　２．１．２转动对常值漂移的抑制　假设导弹主动段飞行时间　为惯性测量组合旋转周期的整数倍，则　甜ｆ＝［０　０　ＧＴ］　（１０）　即旋转对挺、ｙｓ轴向两个陀螺仪常值误差有抑制作用，对Ｚｓ轴向陀螺仪常值误差无抑制作用。　２．１．３转动对标度因数误差及安装误差的抑制　假设　恒定，则惯性测量组合不旋转时　　ＩｂＴＫＯｘＴ—ａ４Ｔ　（［　。］＋［阳］）　ｄ　：Ｉ　旋转时　ｌ—ｏｔ２Ｔ　ｏｔ３Ｔ　８Ｋ　Ｔ　ｌ（戤　＋　．）Ｔ／２一（　１＋　４）Ｔ／２　０　１　∞　ｆ　ｃ　（［疆Ｇ］＋［　Ｇ＿］）ｃｂｓ　ｍｂ出＝ｌ　ｌ　（　１＋０：４）Ｔ／２　（（　＋６／￣　）　０　ｌ　ｂｍ０　０　８Ｋ　Ｊ　（１２）　值不确定，　由式（１１）、（１２）可得，旋转对陀螺仪部分安装误差有抑制作用，但导弹在实际飞行中，　所以对安转误差的抑制作用也不确定，但对陀螺仪标度因数误差没有抑制作用。　另外，在旋转过程中，旋转角速度与标度因数误差、安装误差耦合会引入额外误差项　（［　。］＋［硒］）　。，虽然此项误差在一个周期内积分为零，但由于其幅值较大，会引入较大误差。本　文第三节将讨论合适的旋转方案，从而消除此项误差的影响。　２．２摆式加速度计误差自补偿分析　２．２．１摆式加速度计误差模型　摆式加速度计的误差模型为　Ｊ　８ａ　Ｋ　＋　ｍａＩｌ＋Ｋ０　ａ０ｉ＋ＫＰｉａ　＋Ｋ１０ｔａＩｉａ　＋　ｉＫｏｌ，ｉａｏｔａ哦＋ＫｍｉａｎａＩ　＋ＫＩｎｎ２Ｉ＋Ｋ　ＰＰｉｎ　＋ａ　‘、１３、）　其中：ｉ＝　，Ｙ，ｚ，Ｋ　为加速度计零偏；　为标度因数误差；　，　为一次项误差；　删，　，　肌　为交叉轴耦合系数；Ｋ胁为二阶非线性系数；　跗为摆性轴灵敏度二阶非线性系数；ａ　为随机误差项。　考虑加速度计安转误差后，旋转惯性测量组合的速度误差传播方程变为　＝Ｆ　＋　×ａ　＋　。＋　［翻］　（１４）　『０　一ｋ＇４　］　其中：８ａ　＝［　６ａ　８ａ　ｒ，［翻］＝ｌｌ　０　一　ｌ，　（　ｌ，２，…，６）为加速度计安装误差角。　屈　０　ｊ　２．２．２转动对标度因数误差及安装误差的抑制　转动对　、　轴向加速度计零偏抑制的讨论与陀螺仪类似，此处不再赘述。此处讨论转动对加速度计　标度因数误差及安装误差的抑制情况，不旋转时误差项为ｃ　（［　］＋［翻］）　，旋转时误差项变为　ｃｂｉＬｂ（［ａｃ　］＋［翻】）ｃ　口。。　。与前边分析类似，旋转对加速度计标度因数误差没抑制作用，但导弹在主动段飞行过程中弹体加速度　ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ　ｇｄｇｃ　ａｃ　ｃｎ　４４　光电工程　２０１２年６月　在弹体坐标系上的分量ａｋ、ａ　符号不变，所以转动对部分加速度计安装误差有抑制作用。　２．２．３转动对加速度计二次项的抑制　ｌ　０　０　ｌ　Ｊ　０　０　ｌ　＂４　ａ　＝［口ｋ　ａｂｚ］　，［　］＝ｌ　０　ｋｙ　０　ｌ，［　】＝１　０　０　ｌ。　ｌ　０　０　Ｊ　ｌ　０　０　ｊ　不旋转时误差项为　ｃ　】［口　］口　＝ｃ　［　胁　２　，，，ｖ以　Ｋｍａｌｌ　（１５）　旋转时误差项变为　ｌ　２　ｃｏｓ（ｃｏｔ）十Ｋｌｌｘ　ｓｉｎ（ｃｏｔ）ｌ　］［　］　＝　ｓｉｎ（　）＋　２　ｃｏｓ（ｃａ）ｌ　（１６）　Ｉ　以　ｆ　由式（１５）、式（１６）得，旋转对加速度二次项误差有抑制作用。　２．２．４转动对其它误差项的抑制　转动对加速度计交叉轴耦合项的抑制与加速度计在台体上的安　装方式有关，假设加速度计按图３所示配置。　以Ｋ　、　肌项为例进行讨论，不旋转时误差项为　ｔ［ＫＨｘａ　ａｂ　一　肌　ｂｙａｋ　ｏｒ，旋转时误差项为　Ｉ　ＫＰｌｘａ　口　ｙ　Ｉ　Ｉ　Ｋｅｌｘａ　口６ｙ　ｓｉｎ（ｃｏｔ）＋Ｋ　ｚ　ｃｏｓ（ｃ谢）ｌ　ｃ　Ｋｐｌ　ｉｙ０ａ　Ｊ　口　Ｉ　ｌ＝　　口　ｃｏｓ（ｏ）ｔ）＋Ｋｐ０　ｚｙａｂｙ　ｓｉｎ（ｏｘ）ＩＪ　　（１７）　图３加速度计配置图　Ｆｉｇ．３　Ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ　ｐｌａｎ　ｏｆ　ａｃｃｅｌｅｒｏｍｅｔｅｒｓ　可见，转动对　胁、　肌有抑制作用。　同理，在图３所示加速度计配置下，对于　、　轴向加速度计，转动还对　、　、　胁、　脚有　抑制作用；对于Ｚｓ轴向加速度计，转动对Ｋ　、　Ｐ：、Ｋ　、Ｋ　有抑制作用。　２．２．５加速度计的尺寸效应误差　在旋转惯性测量组合中，加速度计的理想定位应该是转动的中心，但实际上由于加速度计有一定的尺　寸，所以，当惯性测量组合绕旋转轴Ｚｓ以　旋转时，墨和　轴向加速度会敏感到一大小为　，．的离心加速　度，　为加速度计与转轴的距离。其实，这相当于加速度计的常值误差，转动会将该误差调制为周期量，　且０９　ｒ较小，所以在一个周期内引起的导航误差可以忽略。　３旋转方案讨论　基于上述分析提出三种旋转方案，分别如下：　方案一，所有惯性仪表均绕Ｚｓ轴旋转；方案二，Ｚｓ轴向陀螺仪和加速度计相对弹体固定，不参与旋转，　其余仪表均参与旋转；方案三，只有Ｚｓ轴向陀螺仪相对弹体固定，不参与旋转，其余仪表均参与旋转。　由第２节分析可知，调制速度会与陀螺仪标度因数误差、安转误差耦合引起一很大误差项　ｃ　（［蕊。】＋［掰］）∞　。。所以在方案一中，此项误差得不到消除，另外导弹在主动段飞行过程中，若Ｚｓ轴　向加速度旋转，则　、　、　、　腑均会得到抑制。同时方案三还可以避免递增的计算误差。所以　在所提三种方案中，方案三比较可取。　４仿真及结果分析　４．１仿真条件　假设导弹主动段飞行时间为ｉ００　Ｓ，最大加速度为ｌＯｇ，选择文中所提第三种旋转方案，旋转速度取为　７．２。／ｓ，分别对以下两种情况进行仿真：　ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ。ｇｄｇｃ。ａｃ．ｃｎ　第３９卷第６期　刘洁瑜，等：弹载光纤陀螺旋转惯组误差自补偿技术　—　、＿Ｉ口甚岛。一ｌｌ∞０　＾呐／ＩＩＪＪ　呈　扫Ｉ。ｏ一　、＿　４５　１）三个陀螺仪常值漂移均为０．Ｏ１。／ｈ，三个加速度计零偏均为５￣１０～ｇ，陀螺仪、加速度计安装误差均　为　ｌ　０　—０．００００１　０．００００２　ｌ　Ａ＝ｌ　０．００００３　０　—０．００００２　ｌ　ｌ一０．００００２　０．００００３　０　ｊ　２）三个加速度计二次项误差系数均为１０￣ｔｇ／ｇ　（旋转对一次项误差、交叉项误差的抑制机理与二次项误　差类似，由于篇幅所限，此处仅对二次项误差进行仿真）。　４．２结果分析　由图４、图５、图６及图７可以看出，当惯性测量组合旋转时，　和Ｙ向位置误差、速度误差均有削弱，　—ｑ＼　ｏｈｒａ　ｄ［０【１晶０　＾∞／ＩＩＩｊ，Ｊ２８扫Ｉ。０＿【　ｚ向速度误差、位置误差基本不变，即旋转对垂直于旋转轴方向的陀螺仪常值漂移、加速度计零偏、加速　度计部分安装误差、加速度计二次项误差均有抑制作用，仿真中Ｚｓ轴向陀螺相对弹体固定，故不存在旋转　速度与陀螺仪安转误差耦合引起的误差项。　０　ｉ　ｉ　　ｉ７　８　．４　毒№…　Ｒｏ￣　，　ｔｉｎｇ　ｊ”　ｉ／　５　：：：：　甜　。　　‘ｒ　，　，：，．　‘　：肄：　３　“＇　｝　｝　一　．８　—÷＿－　Ｎ６Ｒｄｔ　ｒａｔｏｉｔｎ￣　ａｔｉｎｇ４　…　＼　１　．１２　　ｉ　；’　．　：　：　：：　０　　．１　０　２０　４０　６０　８０　１００　０　２０　４０　６０　８０　１００　０　２０　４０　６０　８０　ｌＯ０　Ｔｉｍｅ／ｓ　Ｔｉ—　、基）＿ｍｅ／ｓ　ｈ　暑　ｌｌ∞０　Ｔｉｍｅ／ｓ　（ａ）　向位置误差　（ｂ）ｙ向位置误差　（ｃ）Ｚ向位置误差　（ａ）Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆＸ　（ｂ）Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆ　Ｙ　（ｃ）Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆＺ　ＣＯ０ｒｄｉｎａｔｅ　ａｘｉｓ　ｃｏｏｔｄｉｎａｔｅ　ａｘｉｓ　ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　ａｘｉｓ　图４仪表常值误差、安转误差引起的位置误差　Ｆｉｇ．４　Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｃａｕｓｅｄ　ｂｙ　ｃｏｎｓｔａｎｔ　ｅｒｒｏｒｓ　ａｎｄ　ｍｉｓａｉｉｇｎｍｅｎｔ　ｅｒｒｏｒｓ　ｏｆ　ｉｎｅｒｔｉａｌ　ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔｓ　Ｏ　Ｏ．２０　宙　０．１５　．０．０５　０．１５　ｏ，ｌ０　＝＝　Ｒ龇狮　；　　’　．０．１０　０．１Ｏ　０．０５　－０．１５　Ｏ．２０　０．０５　Ｉ　：　一：：：　‘ｇ　０　：　—０＿２５　０　．ｏ．ｏ５　０　２０　４０　６Ｏ　８０　１００　０　２０　４０　６０　８０　１００　０　２０　４０　６０　８０　１００　Ｔｉｍｅ／ｓ　Ｔｉｍｅ／ｓ　Ｔｉｍｅ／ｓ　（ａ）Ｘ向速度误差　（ｂ）ｙ向速度误差　（Ｃ）Ｚ向速度误差　（ａ）Ｖｅｌｏｃｉｔｙ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆＸ　（ｂ）Ｖｅｌｏｃｉｔｙ　ｅｒｒｏｒｏｆＹ　（Ｃ）Ｖｅｌｏｃｉｙｔ　ｅｒｒｏｒｏｆＺ　ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　ｘａｉｓ　ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　ｘａｉｓ　ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　ｘａｉｓ　图５仪表常值误差　安转误差引起的速度误差　Ｆｉｇ．５　Ｖｅｌｏｃｉｙｔ　ｅｒｒｏｒ　ｃａｕｓｅｄ　ｂｙ　ｃｏｎｓｔａｎｔ　ｅｒｒｏｒｓ　ａｎｄ　ｍｉｓａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ｅｒｒｏｒｓ　ｏｆｉａｅｒｔｉａｌ　ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔｓ　——Ｌ—Ｎ　、ｔ　／　１．０　６　一．；一．　－＇　ｒ－　：　／　２　ｉ—　～。　。二＿　／／｜　２　辈Ｒ…一　ｏ乏　：ｔ　ｉｎｇ　０．５　Ｎｏ　ｒｏｔａｔｉｎ￣　－ＲＯ　ｔｔｉｎｇ　０　—…～ｌ、　．、　　．ｉ一…　…＝…　－　。，　０．５　．５　．—６　１．０　０　２０　４０　６０　８０　ｌ００　０　２０　４０　６Ｏ　８Ｏ　１００　０　２０　４０　６０　８０　１００　Ｔｉｍｅ／ｓ　Ｔｉｍｅ／ｓ　Ｔｉｍｅ／ｓ　（ａ）Ｘ向位置误差　（ｂ）Ｙ向位置误差　（Ｃ）Ｚ向位置误差　（ａ）Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆＸ　（ｂ）Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆ　Ｙ　（ｃ）Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆＺ　ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　ｘａｉｓ　ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　ａｘｉｓ　ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ　ｘａｉｓ　图６加速度计二次项误差引起的位置误差　Ｆｉｇ．６　Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　ｅｒｒｏｒ　ｃａｕｓｅｄ　ｂｙ　ｓｅｃｏｎ＆ｏｆｄｅｒ　ｅｒｒｏｒｓ　ｏｆａｅｅｃｌｅｒｏｍｅｔｅｒｓ　ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｇｄｇｃ．ａｃ．ｃＲ　４６　光电工程　２０１２年６月　———苍０．２　二ＮｏＩ　０ｔ　ｔ　ｎｇ　！１．０　…．　ＲＯｔ￡　！ｎｇ　ｏ。　．毒№熟　粗　．　Ｎ０　ｒｑ）　ｔａｔｉｎＩ　５　０．５　§０．１　：／　：　苔　Ｒｏｔａ　ｃｉｎｇ　ｉ　０．３　兰　甚　０　言０　／　　ｌ　ｉ直　，ｆ’　旦　／　＼；　言　ｏ／Ｉ／　，三　．１　≥：　一０．５　．０．１　．Ｏ．１　：　　ｉ　ｊｒ　一１．０　０　２０　４０　６０　８Ｏ　１００　０　２０　４０　６０　８Ｏ　１００　０　２０　４０　６０　８０　１００　Ｔｉｍｅ／ｓ　Ｔｉｍｅ／ｓ　Ｔｉｍｅ／ｓ　（ａ】　向速度误差　（ｂ）ｙ向速度误差　（ｃ）ｚ向速度误差　（ａ）Ｖｅｌｏｃｉｔｙ　ｅｒｒｏｒ　ｏｆＸ　（ｂ）Ｖｅｌｏｃｉｙｔ￣：ｗｒｏＴｏｆＹ　（ｃ）Ｖｅｌｏｃｉｙｔ　ｅｒｒｏｒｏｆＺ　ＣＯＯｒｄｉｎａｔｅ　ａｘｉｓ　ＣＯＯｒｄｉｎａｔｅ　ａｘｉｓ　ＣＯ０ｒｄｉｎａｔｅ　ａｘｉｓ　图７加速度计二次项误差引起的速度误差　Ｆｉｇ．７　Ｖｅｌｏｃｉｙｔ　ｅｒｒｏｒ　ｃａｕｓｅｄ　ｂｙ　ｓｅｃｏｎｄ－ｏｒｄｅｒ　ｅｎ＿０ｒｓ　ｏｆａｃｃｅｌｅｒｏｍｅｔｅｒｓ　５结论　针对目前制导武器对光纤陀螺捷联惯性组合精度的更高要求，本文设计了一种弹载光纤陀螺旋转惯性　测量组合，当导弹在飞行过程中，通过惯性测量组合的旋转，达到误差自补偿效果。理论分析和仿真结果　表明，旋转对垂直于旋转轴方向的陀螺仪常值漂移，加速度计零偏、部分安转误差、部分一次项误差、二　次项误差和部分交叉轴耦合项误差有抑制作用。选择合适的旋转方案后，旋转还对沿转轴方向加速度计的　部分一次项误差和部分交叉轴耦合项误差有抑制作用，还可以完全消除旋转速度与陀螺仪标度因数误差、　安转误差的耦合误差。　参考文献：　［１］　陆元九．惯性器件［Ｍ］．北京：宇航出版社，１９９１：卜２．　ＬＵ　Ｙｕａｎ￣ｉｕ．Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｓｅｎｓｏｒｓ［Ｍ】．Ｂｅｉｊｉｎｇ：Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃ　Ｐｕｂｌｉｓｈｉｎｇ　Ｈｏｕｓｅ，１９９１：卜２．　［２］　李家垒，何婧，许化龙．光纤陀螺的温度试验与误差补偿．［Ｊ］．光电工程，２００９，３６（１２）：１３２—１３７．　ＬＩ　Ｊｉａ—ｌｅｉ，ＨＥ　Ｊｉｎｇ，ＸＵ　Ｈｕａ－ｌｏｎｇ．Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　Ｔｅｓｔ　ａｎｄ　Ｅｒｒｏｒ　Ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　ｏｆＦＯＧ［Ｊ］．Ｏｐｔｏ－Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，　２００９，３６（１２）：１３２—１３７．　【３］　毛耀，马佳光，包启亮．光纤陀螺时滞环节的实时补偿技术［Ｊ］．光电工程，２００９，３６（２）：１０５—１０９．　ＭＡＯ　Ｙａｏ，ＭＡ　Ｊｉａ－ｇｕａｎｇ，ＢＡＯ　Ｑｉ—ｌｉａｎｇ．Ｒｅａｌ—ｔｉｍｅ　Ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　Ｔｅｃｈｎｏｌｇｙ　ｏｆ　Ｔｉｍｅ　Ｄｅｌａｙ　Ｕｎｉｔ　ｏｆ　Ｆｉｂｅｒ　Ｏｐｔｉｃ　Ｇｙｒｏ［Ｊ］．　Ｏｐｔｏ—Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２００９，３６（２）：１０５—１０９．　［４］Ｌｅｖｉｎｓｏｎ　Ｄｒ　Ｅ，Ｓａｎ　Ｇｉｏｖａｎｎｉ　Ｊｒ．Ｌａｓｅｒ　Ｇｙｒｏ　Ｐｏｔｅｎｔｉａｌ　ｆｏｒ　Ｌｏｎｇ　Ｅｎｄｕｒｎａｃｅ　Ｍａｒｉｎｅ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ［ｃ］／／ＩＥＥＥ　Ｐｏｓｉｉｔｏｎ　Ｌｏｃａｔｉｏｎ　ａｎｄ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　Ｓｙｍｐｏｓｉｕｍ，Ｐｉｓｃａｔａｗａｙ，Ｎ　Ｊ，１９８０：１１５—１２９．　［５］　ＳＵＮ　Ｆｅｎｇ，ＣＡＯ　Ｔｏｎｇ，ＸＵ　Ｂｏ，ｅｔ　ａ１．Ｉｎｉｔｉａｌ　Ａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ｏｆｒ　Ｓｔｒａｐｄｏｗｎ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ　Ｂａｓｅｄ　ｏｎ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｆｒａｍｅ［ｃ］／／　２００９　ＩＥＥＥ　Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　ｏｎ　Ｍｅｅｈａｔｒｏｎｉｃｓ　ａｎｄＡｕｔｏｍａｔｉｏｎ，Ａｕｇ　９－１２，２００９：３７５１—３７５６．　［６】Ｙａｎｇ　Ｙ，Ｍｉａｏ　Ｌ　Ｊ．Ｆｉｂｅｒ－Ｏｐｔｉｃ　Ｓ￣ａｐｄｏｗｎ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｓｙｓｔｅｍ　ｗｉｔｈ　Ｓｅｎｓｉｎｇ　Ｃｌｕｓｔｅｒ　Ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ　Ｒｏｔａｔｉｏｎ［Ｊ］．ＩＥＥＥ　Ｔｒａｎｓａｃｉｔｏｎｓ　ｏｎＡｅｒｏｓｐａｃｅ　ａｎｄ　Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｓｙｓｔｅｍｓ，２００４，４０（４）：１１７３．１１７８．　［７］ＺＨＡＯ　Ｌｉｎ，ＷＡＮＧ　Ｘｉｎ－ｚｈｅ，ＨＵＡＮＧ　Ｃｈｅｎ，ｅｔ　ａ１．Ｔｈｅ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　Ｒｏｔａｔｉｏｎ　Ｓｅｌｆ－Ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ　Ｓｃｈｅｍｅ　ｏｆＳｔｒａｐｄｏｗｎ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｓｙｓｔｅｍ【ｃ］／／２００９　ＩＥＥＥ　Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　ｏｎ　Ｍｅｃｈａｔｒｏｎｉｃｓ　ａｎｄ　Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ，Ａｕｇ　９－１２，２００９：４７６０—４７６４．　［８］　索玉龙，纪志农，王玉辉．捷联惯测组合旋转机构的研究［Ｊ】．战术导弹控制技术，２００６，５２（１）：４５—５１．　ＳＵＯ　Ｙｕ—ｌｏｎｇ，ＪＩ　Ｚｈｉ—ｎｏｎｇ，ＷＡＮＧ　Ｙｕ—ｈｕｉ．Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　ｔｈｅ　Ｒｅｖｏｌｖｉｎｇ　Ａｐｐａｒａｔｕｓ　ｏｆ　Ｓｔｒａｐｄｏｗｎ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ［Ｊ］．　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　ｏｆＴａｃｔｉｃａｌ　Ｍｉｓｓｉｌｅ，２００６，５２（１）：４５—５１．　【９】　袁保伦．四频激光陀螺旋转式惯导系统研究【Ｄ】．长沙：国防科学技术大学，２００７．　ＹＵＡＮ　Ｂａｏ—ｌｕｎ．Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　Ｒｏｔａｔｉｎｇ　Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ　ｗｉｔｈ　Ｆｏｕｒ－ｒｆｅｑｕｅｎｃｙ　Ｄｉｆｅｒｅｎｔｉａｌ　Ｌａｓｅｒ　Ｇｙｒｏｓｃｏｐｅ［Ｄ】．　Ｃｈａｎｇｓｈａ：Ｎａｔｉｏｎａｌ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆＤｅｆｅｎｓｅ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００７．　［１０］秦永元．惯性导航［Ｍ】．北京：科学出版社，２００７：３５５—３６１．　ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ　ｇｄｇｃ，ａｃ　ｃｎ