标定惯导系统误差的方案设计及试验验证

1.静态测试

在做静态试验时，首先对炮载惯导进行对准。对准结束后开始第一步至第五步数据采集。身管旋转一周，分五步进行，每步采集数据都需要调炮90°，最后一步身管与车身相对位置回到起始时刻。每一步采集数据15min，当采集数据时间达到15min后，停止对火控台输出数据的采集；改变身管的位置后，开始下一步，重新采集数据。

数据采集过程中，尽量保证身管的射角为0°。表4－2为角度为0°时身管与车身的相对位置。

表4-2　角度为0°时身管与车身的相对位置　单位：mil

将身管与车身的角度调为30°，再次进行对准，对准结束后重新采集数据，步骤与前五步相同。此时身管与车身的相对位置如表4－3所示。

表4-3　角度为30°时身管与车身的相对位置　单位：mil

这里列举出系统输出的第二步静态数据采集过程，如图4－17和图4－18所示。

图4-17　定向角实时数据

图4-18　横倾角实时数据

分析静态试验结果，从表4－2和表4－3的偏航数据可看出，卫星测姿系统的输出始终比惯导输出大4～7mil，显而易见，是由两个卫星天线与车体之间的安装误差以及卫星测姿系统量测误差造成的。该误差会导致姿态误差的产生，所产生的姿态误差会被当作剩余非对准误差在精对准过程中进行补偿。为了确保不出现较大的量测误差，在下一步动态试验过程中安排了两次对准。

2.动态试验

为了验证所提误差补偿方法的有效性，进行跑车试验，并将试验结果与工厂的误差标定方法对比。

工厂对将要出厂的惯导系统的系统误差、定位误差、方向漂移以及寻北误差进行标定，需要固定的基准点。按照特定的程序行驶到每个基准点，通过已知高精度信息来进行不同的误差标定。但是工厂采用的方法对基准点的依赖程度太高，不具有普适性。本方案采用卫星差分（基准站＋移动站）进行，检测时差分卫星基准站设立在某一固定点，移动站设置在尽可能靠近惯导的位置随火炮行驶，每行驶超过5 km读取一次惯导导航值、移动卫星导航值以及卫星测姿系统数据，移动站和基准站最大直线距离不超过80 km。利用补偿算法得出修正量，通过电台反馈到车载惯导。

试验过程如下：

（1）在炮车行驶至第一个基准点时停车进行对准，将基准站天线放置于地势较高的位置，移动站跟随炮车，移动站主天线固定在炮塔顶端的中心位置，并将电台置于其一侧，另外将从天线固定于平衡机外壳上方，使主、从天线尽量位于同一中轴线上。(www.zuozong.com)

（2）为了保证惯导精度，在炮车行驶至第二个基准点时停车对准。

（3）当行驶至第三个基准点时按照本节提出的方法进行初始误差角的标定。

（4）重复（3）中的过程六次。

最后将本方案所得数据与工厂标定方法所得数据进行对比。

标定的目的是修正惯导参数，消除角度误差，提高定位精度，使其达到出厂的标准，本节将所提方案与工厂标定的结果进行全程对比，如表4－4所示。

表4-4　实车试验数据

续表

表4－4中的9个点为工厂预先设定好的标准点，炮车行驶至前两个点时需要进行初始对准，所以没有记录第一个点的导航结果。从标定结果可看出，第二个点的剩余非对准误差较大，但是经过两次修正后，接下来的七个点处的剩余非对准误差均在2.8mil以内，说明现阶段工厂所采用的标定方法已经达到了很高的精度。而本节所提方案的标定结果较之工厂标定结果，在点7处相差最大，为0.3mil，其余均在0.3mil以内。表明该方法可以很好地将卫星天线非同轴误差以及卫星测姿系统量测误差造成的剩余误差补偿掉，其精度完全满足使用需求。

综上，本节将惯性器件安装误差角、卫星天线非同轴安装误差以及对准后遗留的失准角归类到捷联惯导的剩余非对准误差中。首先利用卫星测姿系统为惯导系统提供姿态基准，完成了误差的粗量测；然后利用卫星差分定位原理为精确估计过程提供位置基准，在标定过程中，基准站通过电台将定位误差反馈给移动站；最后通过移动站计算出载体的误差角。所提方法和系统在标定过程中不需要已知的基准点，且在精确估计阶段不需要滤波，避免了烦琐的估计过程。所得标定结果与工厂高精度标定方法所得结果相差不大，完全可以满足标定任务。