惯导系统
陀螺仪
一、新型超高精度惯性传感器-----冷原子陀螺仪
摘要: 综述了目前国内外正积极研制的原子干涉仪。它是建立在激光冷却、囚禁与操控原子理论基础上，利用原子本身作为自由下落的“测试物体”来测量仪器所受到的惯性力。这种新型惯性敏感器能以前所未有的精度同时测量物体的旋转角速度和线性加速度，并可通过原子对抛技术实现两种量测量的区分，这已为诸多实验所验证。报道了国内外原子干涉仪的最新研制进展。原子干涉仪的紧凑性和长时稳定性将使其在惯性测量领域获得更广泛的工程应用。
1.引言
原子和光子、中子一样，具有波粒二像性，利用其波动性，可以实现跟光学干涉仪类似的原子干涉仪。它是近20年发展起来的激光冷却与操控原子技术的一个重要应用[1]。原子干涉仪能精确测量旋转角速度[2-3]和线性加速度[4-5]，从而用作原子陀螺、原子绝对重力仪和原子重力梯度仪，其短时灵敏度已超过目前的光学干涉仪，可以用作下一代高精度惯性敏感器。在实际应用中,冷原子较热原子具有更小的速度及其速度分布,利用冷原子实现的冷原子陀螺仪在小型集成化及其惯性导航领域的应用中更具有优势, 因此, 冷原子陀螺仪的实验研究有着重要的意义。冷原子惯性器件正在从实验室研究逐步向实用化转化，因此我国紧跟国际先进研究方向，加大了冷原子惯性传感器原理的研究力度。
2.原子干涉仪基本原理
拉曼型原子干涉仪通常采用构型，第一个拉曼脉冲和原子相互作用时原子相干分束，拉曼脉冲和原子相互作用时, 两个态的原子发生布居数互换的同时都获得了双光子反冲动量，原子相干反射，第二个拉曼脉冲和原子相互作用时原子合束发生干涉。在原子干涉过程中，初始态的原子经过第一个拉曼脉冲实现分束时，原子有一半的几率继续呆在初态，有一半的几率发生跃迁而呆在激发态，在激发态的原子同时获得激光的相位，形成一个相干叠加态，当原子与第二个拉曼光脉冲作用时，原子正好感受到一个的跃迁,，原子布居数发生交换的同时均获得激光的相位，当原子与第三个拉曼光脉冲作用时，初态的原子有一半的几率继续呆在初态，有一半的几率发生跃迁而呆在激发态，同样，激发态的原子有一半的几率继续呆在激发态，有一半的几率发生跃迁而呆在初态,他们均获得激光的相位，因此，原子经过三个拉曼脉冲作用后原子内态为初态和激发态的相干叠加态，原子在初态或激发态的几率为：
（1）
从公式(1)可以看出, 拉曼光的相位参与到原子内态的布居数变化上，当扫描任意一个拉曼光相位时，可以得到原子干涉条纹。如图1 所示为原子干涉仪示图。
图1 原子干涉仪示意图
类似于光学陀螺仪中的萨格奈克效应,在原子干涉仪环路中, 原子感受到科里奥利加速度, 旋转引起的相移和旋转速度的关系表示成：
(2)
在这里为拉曼光的有效波矢；为原子的速度；为拉曼光脉冲间隔。从式( 2)可以看出,当原子的速度相反时，旋转引起的相移也相反，因此,原子速度方向相反的双原子干涉环路陀螺仪可以消除重力加速度等因素对旋转测量的影响。
冷原子陀螺仪的原理示意图如图2 所示，囚禁在两个磁光阱中的冷原子团以相反方向沿着相同的抛物线轨迹形成冷原子束，经过态制备后的原子在其中一个基态作为初始态，用受激拉曼激光形成的拉曼脉冲形成M-Z干涉环路，通过扫描其中一个拉曼脉冲的激光相位，用激光诱导荧光测量另一个基态的布居数分布可以得到两个原子干涉条纹。
图2 冷原子陀螺仪原理示意图
从式( 1)可知，对于双环路原子干涉陀螺仪，每一路原子干涉条纹信号可分别写成
式中：为拉曼激光与原子相互作用相位；为旋转速率引起的相位；为所有共模因素引起的相位，作为原子干涉初相位处理，双环路原子干涉相移差的一半即为旋转速率引起的相移，利用式(2) 可以提取旋转速率。
3.原子干涉仪性能影响因素
原子干涉仪性能的进一步提高将受到两方面的限制：(1) 由于重力的影响，原子飞行的时间有限，飞行路径包含的面积较小，难以进一步提高灵敏度；(2)在原子动量起伏较大的情况下，不能将原子束等比例地分离到两个路径上，降低了干涉条纹的对比度。因此，除了改善现有原子干涉仪的方案之外，发展全新的技术来解决以上两方面的问题是原子干涉仪未来的主要发展趋势。这包括改善原子束源和寻找操纵原子的新方法。在原子束源方面，采用玻色-爱因斯坦凝聚体进行原子干涉仪研究，可以比采用一般磁光阱中的冷原子具有更长的相互作用时间和更好的信噪比。在原子操纵方面,原子微结构磁囚禁和导引可以极大地提高人们对原子的操纵能力，有利于发展小型化原子干涉仪。
4.研究进展与发展前景
目前，美国斯坦福大学和耶鲁大学的冷原子惯性技术位居世界前列。1991年斯坦福大学和耶鲁大学共同研制了第一台冷原子干涉仪，用激光冷却并囚禁原子的方法在磁光阱中积累了大量冷原子后，拉曼脉冲激发原子，原子相干地分裂、偏转，最后重新会聚原子波束而产生干涉条纹，通过路径之间相位差测定重力加速度灵敏度是3×10-6g/Hz。1998年耶鲁大学的Kasevich小组发明了第一台原子陀螺仪，用2个在垂直方向分开约1m的冷原子源构成两个铯原子干涉仪，测出2个不同位置处的相位差。2002年，他们又改善了冷原子源，扩大了2个原子源之间的距离，测得重力加速度灵敏度为 4×10-9g/Hz[6]。2006年，Kasevich小组首次设计了噪声时间短并长时稳定的可用于高精度导航的冷原子干涉陀螺仪，其原理是用序列光脉冲进行原子波束相干，惯性改变原子德布罗意波长与光间的相位，提高了反向陀螺输入轴的精确性。陀螺旋转的偏心稳定性小于 6×10-6deg/h，比例稳定性小于 5×10-6，角速度随机游走误差为3×10-6deg/h1/2。同年法国巴黎天文台利用冷原子干涉仪研制了6轴惯性传感器，通过在抛物线轨道反向传播的原子束，利用拉曼激光激发形成3种干涉仪，正交于3轴加速度和角速度，从而实现了对转动速率和加速度的测量，转动灵敏度为 2.2×10-3rad/s，280s 后减少到 1.8×10-6rad/s。2009年巴黎天文台从旋转信号中准确地去除了加速度计噪声，灵敏度达到5.5×10-7rag/s Hz-1/2，为超灵敏原子陀螺的研制奠定了基础。
同年德国汉诺威大学提出了研制一种基于铷激光冷却的紧凑冷原子干涉陀螺仪的设想，该陀螺仪可提高精度的测量角速度和加速度，通过小型重力计扩展了3个独立的原子激光联合干涉仪，从而用小型几何体实现了具有3个独立原子光干扰区的扩展干涉仪，灵敏度提高了2个数量级。2009年意大利伽利略研究所研制成功了微重力条件下的紧凑便携式冷原子陀螺仪，其重量为650kg。
5.结束语
冷原子干涉量子陀螺仪作为一种全新的惯性测量传感器，由于其超高精度和超高分辨率的优异特性受到各国的重视，它可用于许多特殊要求的测量，如重力加速度和加速度的测量，高灵敏导航系统等。还可广泛应用在航空航天，航海，地球物理和广义相对论的等效原理的验证等诸多领域，具有巨大的发展潜力。值得我们不断地深入研究。
二、光纤陀螺仪（用于惯性导航的光纤传感器）
1.光纤陀螺仪的工作原理
光纤陀螺的工作原理是基于萨格纳克(Sagnac)效应。萨纳克效应是相对惯性空间转动的闭环光路中所传播光的一种普遍的相关效应，即在同一闭合光路中从同一光源发出的两束特征相等的光，以相反的方向进行传播，最后汇合到同一探测点。
若绕垂直于闭合光路所在平面的轴线，相对惯性空间存在着转动角速度，则正、反方向传播的光束走过的光程不同，就产生光程差，其光程差与旋转的角速度成正比。因而只要知道了光程差及与之相应的相位差的信息，即可得到旋转角速度。
2.与机电和激光陀螺仪相比，光纤陀螺仪的特点：
(1)零部件少，仪器牢固稳定，具有较强的抗冲击和抗加速运动的能力；
(2)绕制的光纤较长，使检测灵敏度和分辨率比激光陀螺仪提高了好几个数量级；
(3)无机械传动部件，不存在磨损问题，因而具有较长的使用寿命；
(4)易于采用集成光路技术，信号稳定，且可直接用数字输出，并与计算机接口联接；
(5)通过改变光纤的长度或光在线圈中的循环传播次数，可以实现不同的精度，并具有较宽的动态范围；
(6)相干光束的传播时间短，因而原理上可瞬间启动，无需预热；
(7)可与环形激光陀螺一起使用，构成各种惯导系统的传感器，尤其是级联式惯导系统的传感器；
(8)结构简单、价格低，体积小、重量轻．
3.存在的技术问题：
光纤陀螺自1976年问世以来，得到了极大的发展。但是，光纤陀螺在技术上还存在一系列问题，这些问题影响了光纤陀螺的精度和稳定性，进而限制了其应用的广泛性．主要包括：(1)温度瞬态的影响。理论上，环形干涉仪中的两个反向传播光路是等长的，但是这仅在系统不随时间变化时才严格成立。实验证明，相位误差以及旋转速率测量值的漂移与温度的时间导数成正比．这是十分有害的，特别是在预热期间。
(2)振动的影响。振动也会对测量产生影响，必须采用适当的封装以确保线圈良好的坚固性，内部机械设计必须十分合理，防止产生共振现象。
(3)偏振的影响。现在应用比较多的单模光纤是一种双偏振模式的光纤，光纤的双折射会产生一个寄生相位差，因此需要偏振滤波。消偏光纤可以抑制偏振，但是却会导致成本的增加。为了提高陀螺的性能．人们提出了各种解决办法。包括对光纤陀螺组成元器件的改进，以及用信号处理的方法的改进等。
捷联式惯性导航系统
1 绪论 随着计算机和微电子技术的迅猛发展，利用计算机的强大解算和控制功能代替机电稳定系统成为可能。于是，一种新型惯导系统--捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来，尤其在1969年，捷联惯导系统作为"阿波罗"-13号登月飞船的应急备份装置，在其服务舱发生爆炸时将飞船成功地引导到返回地球的轨道上时起到了决定性作用，成为捷联式惯导系统发展中的一个里程碑。 捷联式惯性导航(strap-down inertial navigation)，捷联（strap-down）的英语原义是“捆绑”的意思。因此捷联式惯性导航也就是将惯性测量元件（陀螺仪和加速度计）直接装在飞行器、舰艇、导弹等需要诸如姿态、速度、航向等导航信息的主体上，用计算机把测量信号变换为导航参数的一种导航技术。现代电子计算机技术的迅速发展为捷联式惯性导航系统创造了条件。惯性导航系统是利用惯性敏感器、基准方向及最初的位置信息来确定运载体的方位、位置和速度的自主式航位推算导航系统。在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰破坏。它完全是依靠载体自身设备独立自主地进行导航，它与外界不发生任何光、声、磁、电的联系，从而实现了与外界条件隔绝的假想的“封闭”空间内实现精确导航。所以它具有隐蔽性好，工作不受气象条件和人为的外界干扰等一系列的优点，这些优点使得惯性导航在航天、航空、航海和测量上都得到了广泛的运用[1] 1.1 捷联惯导系统工作原理及特点 惯导系统主要分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统两大类。惯导系统（INS）是一种不依赖于任何外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统，具有隐蔽性好，可在空中、地面、水下等各种复杂环境下工作的特点。 捷联惯导系统（SINS）是在平台式惯导系统基础上发展而来的，它是一种无框架系统，由三个速率陀螺、三个线加速度计和微型计算机组成。平台式惯导系统和捷联式惯导系统的主要区别是：前者有实体的物理平台，陀螺和加速度计置于陀螺稳定的平台上，该平台跟踪导航坐标系，以实现速度和位置解算，姿态数据直接取自于平台的环架；后者的陀螺和加速度计直接固连在载体上作
惯导
微惯性测量单元MIMU设计及其误差补偿模型的研究 针对微惯性测量单元(MIMU)小体积、低功耗、低成本、高实时性的应用需求，设计了一种基于 ARM和MEMS惯性器件的MIMU系统，并根据实验中得到的惯性器件的误差特性建立了一种惯性器件误差补偿模型，然后在硬件系统上进行了实验验证。利用该模型对惯性器件测量结果进行修正，可以有效抑制误差，提高MIMU的测量精度。整个系统能满足使用精度要求。 近年来，随着微机械加工工艺的发展，微惯性器件的生产水平也不断地提高，出现了很多低成本、高可靠性的微惯性器件，为新型惯性测量单元(IMU)的设计提供了技术基础。但是，微惯性器件因制造工艺、材料等因素影响，导致其测量精度较低，受环境因素影响较大。因此，在实际应用中很难长时间保证其测量精度。为了提高系统的测量精度，很多人对MEMS 惯性器件，尤其是MEMS陀螺仪的误差修正问题进行了研究，提出了各种修正方法]，一定程度上提高了测量精度。但是，一些方法不具有实时性，不具有应用价值。为了满足惯性测量的实时陛、低成本等要求，设计了一种基于ARM微处理器的MIMU系统。该系统以ARM微处理器为核心，外围设备包括信号采集电路、信号输出电路及MEMS惯性器件等。然后根据实验中得到的数据，提出了一种实时修正方法，实验结果表明系统能满足实际需求。 1微惯性测量单元设计 MIMU系统由微处理器单元、微机械惯性器件单元(包含MEMS陀螺仪和MEMS加速度计)、A／D转换单元、输出单元以及电源转换模块组成，如图1所示。MIMU以微处理器单元为核心，微机械惯性器件单元的输出作为系统的输入，处理结果存储到存储器并由输出单元输出。系统由两部分组成，它们之间的关系如图2所示。第l部分是微处理器单元，由ARM处理器、SDRAM、NandFlash及复位开关等组成。这是一个包含ARM处理器的最小系统。所选的ARM 处理器是韩国三星的$3C2410，它是一个以ARM9内核为核心的处理器，包含多种外围设备，如UART、SDRAM控制器、NandFlash控制器以及外部中断接口等。用它作为MIMU的核心，可以显著减少外部设备，减小系统体积。SDRAM用作系统的内存，用于运行应用程序。NandFlash用来存储应用程序并记录运行过程中测得的数据，存储处理结果。 第2部分是微惯性测量单元，由微惯性器件单元、A／D转换单元和输出单元组成。微惯性器件单元包括3个MEMS陀螺仪和3个MEMS加速度计，按照正交的方位安装，用于测量3个轴的角速率和加速度。A／D转换单元的输入信号包含3个方向的角速率、加速度和陀螺仪的温度传感器输出、参考电压输出。温度输出用于修正陀螺仪和加速度计的温度误差，参考电压输出用于修正因A／D转换芯片的参考电压不准确引起的转换误差。在A／D转换芯片和CPU之问添加缓冲芯片，将对A／D芯片的读写与对SDRAM的读写操作隔离开来，以防止因读写数据引起逻辑混乱。
车载捷联惯导系统基本原理
车载捷联惯导系统基本原理 一、捷联惯导系统基本原理 捷联惯导系统基本原理如图2-1所示： 图中陀螺和加速度计直接与载体系b固联，用来测量载体的角运动信息和线运动信息。导航解算的本质是根据初值进行积分的过程，通过求解姿态微分方程完成对姿态和航向角的积分，通过求解比力微分方程完成对速度的积分，通过求解位置微分方程实现对位置的积分。捷联惯导的姿态矩阵C n 相当于“数学平台”，取代了平台惯导中的实体平台，而ω?相当于对数学平台“施矩”的指令角速率。
二、捷联惯导微分方程 （一）姿态微分方程 在捷联惯导系统中，导航坐标系n 和载体坐标系b 之间的角位置关系通常用姿态矩阵、四元数和欧拉角表示，相应也存在姿态矩阵微分方程、四元数微分方程和欧拉角微分方程三种形式。 姿态矩阵微分方程的表达式为：
在欧拉角微分方程式(2.2-7)中，当俯仰角θ趋于90o时，cosθ趋于0，tanθ趋于无穷，方程存在奇异性，所以这种方法不能在全姿态范围内正常工作；姿态矩阵微分方程式(2.2-1)可全姿态工作，但姿态矩阵更新相当于求解包含9个未知量的线性微分方程组，计算量大；四元数微分方程式(2.2-6)同样可以全姿态工作，且更新算法只需求解4个未知量的线性微分方程组，计算量小，算法简单，是较实用的工程算法。 （二）速度微分方程 速度微分方程即比力方程，是惯性导航解算的基本关系式： 三、捷联惯性导航算法 捷联惯导解算的目的是根据惯性器件输出求解载体姿
态、速度和位置等导航信息，实际上就是求解三个微分方程的过程，相应存在姿态更新算法、速度更新算法和位置更新算法。 （一）姿态更新算法 求解微分方程式(2.2-6)可得四元数姿态更新算法为：
捷联惯导详细讲解
捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来，在1969年，捷联惯导系统作为"阿波罗"-13号登月飞船的应急备份装臵，在其服务舱发生爆炸时将飞船成功地引导到返回地球的轨道上时起到了决定性作用，成为捷联式惯导系统发展中的一个里程碑。 捷联式惯性导航(strap-downinertialnavigation)，捷联（strap-down）的英语原义是“捆绑”的意思。因此捷联式惯性导航也就是将惯性测量元件（陀螺仪和加速度计）直接装在导弹需要诸如姿态、速度、航向等导航信息的主体上，用计算机把测量信号变换为导航参数的一种导航技术。 一、捷联惯导系统工作原理及特点 惯导系统基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，之后将其变换到导航坐标系，得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位臵信息等。 捷联惯导系统（SINS）是一种无框架系统，由三个速率陀螺、三个线加速度计和微型计算机组成。由于惯性元器件有固定漂移率，会造成导航误差，因此导弹通常采用指令、GPS或其组合等方式对惯导进行定时修正，以获取持续准确的位臵参数。如采用指令+捷联式惯导 捷联惯导系统能精确提供载体的姿态、地速、经纬度等导航参数，是利用惯性敏感器、基准方向及最初的位臵信息
来确定运载体的方位、位臵和速度的自主式航位推算导航系统。在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰破坏。它完全是依靠载体自身设备独立自主地进行导航，它与外界不发生任何光、声、磁、电的联系，从而实现了与外界条件隔绝的假想的“封闭”空间内实现精确导航。所以它具有隐蔽性好，工作不受气象条件和人为的外界干扰等一系列的优点。 除此以外捷联惯导系统的最大特点是没有实体平台，即将陀螺仪和加速度计直接安装在机动载体上，在计算机中实时的计算姿态矩阵，通过姿态矩阵把导航加速度计测量的载体沿机体坐标系轴向的加速度信息变换到导航坐标系，然后进行导航计算。同时，从姿态矩阵的元素中提取姿态和航向信息．由此可见，在捷联惯导系统中平台的作用已由计算机及其软件的作用代替了，捷联式惯导系统采用的是数学平台。力学编排就是按照合适的数学模型由观测量计算出导航定位参数。具体地讲，利用陀螺仪测得的载体相对于惯性参照系的旋转角速度，计算出载体坐标系至导航计算坐标系之问的坐标转换矩阵；将测量的比力(加速度计测量载体相对于惯性空间的线加速度)变换至导航坐标系，并经过两次积分得到所需的速度位臵信息。 二、捷联惯导系统有以下独特优点： （1）去掉了复杂的平台机械系统，系统结构极为简单，
最新惯导系统-(总结)
我们研究的问题是惯性导航系统，下面我们就从惯导系统的定义、惯导系统的发展历程、惯导系统的组成、工作原理、分类与功能、优点与缺点以及惯导系统的应用现状几个方面来探讨该问题。 一、惯性导航系统的定义： 惯性导航系统是一种通过高精度的陀螺和加速度计，测量运动载体的角速率和加速度信息，经积分运算得到运动载体的加速度、位置、姿态和航向等导航参数的自主式导航系统。 二、惯导系统的发展历程： 惯导系统发展是以性能价格比为标志的，而性能价格比主要取决于惯性传感器——陀螺仪和加速度计的精度和成本,尤其是陀螺仪，其漂移率对惯导系统位置误差增长的影响是时间的三次方函数，而高精度的陀螺仪制造困难，成本高昂。因此，惯性技术界一直在寻求各种有效方法来提高陀螺仪的精度,同时降低系统成本从上世纪50年代的液浮陀螺仪到60年代的动力调谐陀螺仪(DTG)，从上世纪80年代的环形激光陀螺仪(RLG) 和光纤陀螺仪（FOG）到90年代的振动陀螺仪，以及目前报道较多的微机械电子系统陀螺仪(MEMSG)，每一种新型陀螺仪的出现都使惯导系统的性能价格比提高一大步，有一代陀螺仪就有一代惯导系统与之对应。第一代平台惯性导航系统采用精密稳定平台，陀螺仪采用液浮或静电悬浮陀螺仪，不仅体积重量大，而且系统性能受机械结构的复杂性和极限精度的制约，再加上产品可靠性和维护方面的问题，成本十分昂贵，只有战略武器上才使用这类惯导系统；上世纪60年代动力调谐陀螺仪技术成熟，精度达到惯性级，常规武器上才开始大量装备惯导系统，用动力调谐陀螺仪制造的惯性导航系统被称为第二代惯导系统；上世纪80年代激光陀螺仪技术成熟。它的出现为捷联惯导系统提供了理想器件。用它制造的惯性导航系统被称为第三代惯导系统；近10年来微电子技术已被用来制造微机械装置，如各种微传感器和微执行器，微机电系统（MEMS）异军突起，据AIAA报告可以在一块4的硅片上，用化学刻蚀的方法批量生产出4000多个独立的微型惯性仪表，这些微惯性仪表的出现迅速扩大了微惯性测量装置在军事和民用领域的应用。MEMS 技术制造的惯性传感器成本低廉，它的出现使惯导系统正由贵族产品走向货架产品。 三、系统组成 1、加速度计。用于测量飞机运动的加速度，一般应由三个加速度计完成三个方向的测量。 2、稳定平台。为加速度计提供一个准确的安装基准和测量基准，以保证不管载体姿态发生多大变化，平台相对于惯性参考坐标系的方向始终保持不变，即三个加速度计的空间指向是不变的。例如，某些飞机上的惯导系统要求这个稳定平台在方位上要对正北向，在平面上要和当地水平面平行，使平台的三个轴正好指向东、北、天三个方向。能够实现这一要求的，只有陀螺仪，所以也叫陀螺稳定平台。陀螺也就成为稳定平台和惯性导航系统的核心部件。正因为有了这样一个基准平台，飞机相对该平台在方位上的偏角反映了航向，飞机相对该平台在
平台惯导系统关键参数自标定技术研究
哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 目录 摘要............................................................................................................................I Abstract ........................................................................................................................ II 第1章绪论 (1) 1.1 课题的背景和意义 (1) 1.2 国内外研究现状 (2) 1.3 本论文研究的内容和章节安排 (5) 第2章四框架平台惯导系统及其误差模型 (7) 2.1 四框架惯性平台的组成及工作原理 (7) 2.1.1 四框架惯性平台的组成 (7) 2.1.2 惯性平台的工作原理 (8) 2.2 惯性平台的误差模型 (9) 2.2.3 坐标系的定义 (9) 2.2.4 加速度计的输出模型 (10) 2.2.5 平台惯导系统的漂移模型 (12) 2.3 本章小结 (14) 第3章加速度计安装误差角自标定技术研究 (15) 3.1 加速度计安装误差的标定模型 (15) 3.1.1 转台标定的基本方法 (15) 3.1.2 零偏和标度因数的逐次启动误差影响分析 (18) 3.2 标定方案设计及试验 (19) 3.2.3 十二位置标定方法 (20) 3.2.4 十二位置转台标定与自标定试验 (21) 3.3 标定误差分析 (23) 3.4 本章小结 (25) 第4章陀螺及加速度计关键参数的自标定 (26) 4.1 自标定项目的选取 (26) 4.2 六位置自标定方法 (26) 4.2.1 典型六位置方法 (26) 4.2.2 旋转变压器零位误差影响分析 (27) 4.2.3 改进六位置法的平台漂移方程 (29)
车载捷联惯导系统定位测姿算法研究
第１５卷第ｌ期２００７年２月 中国惯性技术学报 ＪｏｕｍａｌｏｆＣｈｉｎｅｓｅＩｎｅｒｔｉａｌＴｃｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｖｂｌ．１５Ｎｏ．１ Ｆｅｂ．２００７ 文章编号：１００５－６７３４（２００７）０１一００２４－０４ 车载捷联惯导系统定位测姿算法研究 陈允芳１，叶泽田２，钟若飞３ （１．山东科技大学地球信息科学与工程学院，青岛２６６５１０；２．中国测绘科学研究院，北京１０００３９； ３．首都师范大学，北京１０００３７） 摘要：ＧＰｓ／ＩＮｓ组合精确测定平台的位置和姿态是移动测图系统中的重要模块。对陀螺仪和加速度计所测角速度和比力进行两次积分得载体姿态、速度和位置即ｓＩＮｓ力学机械编排。目前该过程大多在地理坐标系进行。 这里详细推导了地球坐标系中完整的解算过程，以四元数姿态矩阵更新及重力计算为核心，由ＩＭｕ原始观测值解算出了载体位置、速度和姿态等参数，可快速高效与ＧＰｓ输出的位置速度信息进行组合滤波处理，可据此编程进行工程应用数据处理。 关键词：捷联惯导系统；姿态矩阵；坐标转换；力学编排；四元数 中图分类号：ｕ６６６．１文献标识码：Ａ ＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇａｎｄｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎｏｎＶｅｈｉｃｌｅ－ｂｏｒｎｅ ＳＩＮＳａｎｄｄｉｓｃｕｓｓｏｆｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｅｒｒｏｒ ｃＨＥＮＹｕｎ．‰９１，ＹＥｚｅ－ｔｉａｎ２，ｚＨＯＮＧＲｕｏ．ｆｅｉ３ （１．Ｇｅｏ?ｉｎｆｏ衄ａｔｉｏｎＳｃｉｅｎｃｅ＆ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＣｏｌｌｅｇｅ，ＳｈａｎｄｏｎｇＵｎｉｖｅｒＳｉ哆ｏｆＳｃｉｅｎｃｅａＩｌｄＴｂｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｑｉｎｇｄａｏ ２６６５１０，Ｃｈｉｎａ；２．ＳｕｒｖｅｙｉｎｇａＴｌｄＭａｐｐｉｎｇＳｃｉｅｎｃｅＲｅｓｅａｒｃｈＩｎＳｔｉｔｕｔｅｏｆＣｈｉｎａ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００３９，Ｃｈｉｎａ；３．Ｃ印ｉｔａｌ ＮｏｍｌａｌＵｎｉｖｅｒＳｉ劬Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００３７，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＧＰＳａｎｄＩＮＳｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｔｏａｃｃｕｒａｔｅｌｙｄｅｔｅｍｉｎｉｎｇｐｏｓｉｔｉｏｎａＩｌｄａｔｔｉｔｕｄｅｏｆｎａｔＩ‘ｏｏｆｉｓＶｉｔａｌｍｏｄｕｌｅｉｎｍｏｂｉｌｅｍａｐｐｉｎｇＳｙｓｔｅｍ．Ｓｐｅｃｉｎｃｆｏｒｃｃ行ｏｍｓｐｅｅｄｏｍｅｔｅｒ蚰ｄ舭ｇｌｅｒａｔｅ矗ｏｍ留ｒｏａｒｅｉｎｔｅ铲ａｔｅｄｔｗｉｃｅｒｅｓｐｅｃｔｉＶｅｌｙｔｏａｃｈｉｅｖｅａｎ沁ｄｅ，ｖｅｌｏｃ时ａＩｌｄｐｏｓｉｔｉｏｎｎ锄ｅｌｙＳＩＮＳｍｅｃｈａＩｌｉｚａｔｉｏｎ．Ｃｕｒｒｅｎｔｌｙｔｈｉｓｔｏｏｋｐｌａｃｅｄｉｎｇｅｏｇｒ印ｈｉｃｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ，ｗｈｉＩｅｈｅｒｅｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｄｉｎｄｅｔａｉｌｍｅｗｈｏｌｅｍｅｃｈａＪｌｉｚａｔｉｏｎｉｎｅａｎｌｌ－ｃｅｎｔｃｌｒｃｄｅａｒｔｈ－ｆｉｘｅｄｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ，ｍｏｓｔｌｙｑｕａｔｅｍｉｏｎａ钍ｉｔｕｄｅｍａｔｒｉｘｕｐｄａｔｉｎｇ锄ｄｇｒａｖｉｔ）ｒｃａＩｃｕｌａｔｉｏｎ．Ｕｌｔｉｍａｔｅｌｙｖｅｈｉｃｌｅｎａｖｉｇａｔｉｏｎｐａｒ锄ｅｔｅｒｓｓｕｃｈａＳａｔｔｉｔｕｄｅ，ｖｅＩｏｃｉｔｙ锄ｄｐｏｓｉｔｉｏｎｗｅｒｃｇａｈｅｄ丘ｏｍＩＭＵｏｒｉｇｉｎ“０ｂｓｅｒｖａｔｉｏｎｓ．Ｍａｔｈｅｍａｔｉｃｓｐｌａｔｆｏ眦ｉｓｆｏｍｌｃｄｉｎＳｒＮＳｔｏｃａｒｒｙｏｕｔｓｕⅣｅｙｉｎｇａＪｌｄｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇｐｒｅｃｉｓｅｌｙｔｈｅｎａｖｉｇａｔｉｏｎｍｏＶｅｍｅｎｔ ｐａｒ锄ｃｔｅｒＳ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓａｒｃｐｒｏｎｅｔｏｉｎｔｅ黟ａｔｅｗｉｔｌｌｓｉｍｉｌａｒｐａｍｍｅｔｅｒｓ疔ｏｍＧＰＳｔｏｆｉｌｔｅｒｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ．Ｐｒｏ可锄ｍｉｎｇｈｅｒｃｂｙｃ锄ｐｍｃｅｓｓｄａｔａｉｎｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ＳＩＮＳ；ａｔｔｉｔｕｄｅｍａｔｒｉｘ；ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅｔｒａｎｓｆｏｍａｔｉｏｎ；ｍｅｃｈａｎｉｚａｔｉｏｎ；ｑｕａｔｅｍｉｏｎ 随着惯性技术与卫星导航定位技术的发展，由ＧＰＳ／ＩＮｓ不同程度组合而成的定位定姿传感器已成为移动测图系统中确定载体轨迹和平台姿态的重要工具，其中ＧＰｓ多用于定位而ＩＮＳ则用于测姿。捷联惯导系统（ｓＩＮｓ）是将惯性仪表直接固联在载体上而无须采用机械陀螺稳定平台，通过导航计算机中相应程序建立“数学的”陀螺稳定平台，即计算机处理测量值得到载体位置、速度和运动方向估计值以实现导航平台功能。尽管ｓＩＮＳ于２０世纪５０年代即在美国获得专利，但因受限于惯性设备和计算机技术的发展而一直未能实用。近年来，电子和高速计算机技术的发展使得捷联技术得以实现和充分发展，这是惯性技术在近２０年内发展的一个重要的标志。 ＩＮＳ的核心部件是惯性测量单元（ＩＭＵ），按照其陀螺仪和加速计等元件的精度，可将惯导分为不同等级：战略级（＜０．０００ｌ（ｏ）／｝ｌ，ｌ岖）、导航级（０：０００ｌ～０．０１５）（ｏ）／Ｉｌ，５～１００嵋）、低成本（（１～１０（。冲，（０．１～１）ｎ培）。考虑到惯性设备出口管制政策及需求与成本等问题，民用ＩＮｓ精度范围一般为低成本级别。 收稿日期：２００６—０６—１６；修回日期：２００６—１２—２２ 基金项目：国家８６３基金课题（２００６ＡＡｌ２２３２４）；教育部三维信息获取与应用重点实验室开放基金 作者简介：陈允芳（１９７７一），女，博士生，讲师，主要从事移动测图与组合导航。
指北方位平台惯导系统导航解算报告
指北方位平台惯导系统导航解算报告 ：森 学号：SY1217227 手机： 航空航天大学仪器科学与光电工程学院 2012年10月
一目的 1熟悉指北方位平台惯导系统的工作原理； 2根据加速度传感器输出的比力信息编写算法程序实现对东北方向速度及经纬度的解算； 3 进一步掌握惯导的推导及解算技巧，为以后的学习打下基础。 二原理分析 利用加速度传感器输出的比例信息求解系统加速度的原理如下所示， 在指北方位系统中， (1) 写成分量形式， (2) 式中： (3)
(4) 在本次作业中，飞机的高度不发生改变，因此，则上式可改写为， (5) 将上式分别作积分可得到飞机在东、北方向的速度为， (6) 再次积分可得到系统的经度为， (7) 根据得到的经纬度及速度信息计算平台的指令角速度为， (8) 三解算结果及程序流程图 通过程序解算得到系统的经纬度坐标曲线如图1所示，
图1 系统的警卫度坐标曲线 系统东、北方向的指令角速度与文件中的指令角速度误差曲线分别如图2、图3所示，
图2 飞机绕x轴方向指令角速度误差曲线 图3 飞机绕y轴方向指令角速度误差曲线 通过程序解算的最终结果如表1所示， 经纬度及东向、北向速度解算结果 表1 项目数据 纬度/°116.72 经度/°40.6338 东向速度(m/s)-63.0409 北向速度(m/s)63.4300 本次作业分别用matlab与C语言编程实现了对指北方位平台惯导系统速度、经纬度以及指令角速度的解算，其程序流程图如图4所示，
图4 解算程序流程图通过C语言解算的最终结果如图5所示
弹载捷联惯导系统的在线标定方法
弹箭与制导学报 收稿日期：2010-05-18 基金项目：国防科工委基础科研项目(C1420080224) 作者简介：周本川(1984－),男,江苏徐州人,博士研究生,研究方向:组合导航系统理论与工程应用。 弹载捷联惯导系统的在线标定方法 周本川，程向红，陆源 (东南大学仪器科学与工程学院，南京，210096) 摘要：针对弹载捷联惯导系统的在线标定问题，提出基于H ∞滤波技术的“速度+姿态”匹配方法对陀螺仪和加速度计的误差进行在线标定。分析了主子惯导系统的时间不同步因素对H ∞滤波估计的影响，并提出了一种新的时间延迟补偿方法。某型捷联惯导系统机载数据的半物理仿真试验结果表明，经在线标定补偿后弹载惯导系统的纯惯性导航定位误差降低了82.6%，从而有效实现了弹载捷联惯导系统的在线标定。 关键词：在线标定；“速度+姿态”匹配；H ∞滤波；时间延迟 中图分类号：U666.1 文献标志码:A Missile-borne SINS Online Calibration ZHOU Benchuan ，CHENG Xianghong ，LU Yuan (School of Instrument Science and Engineering ，Southeast University ，Nanjing 210096,China) Abstract : In order to solve the online calibration problem of missile strapdown inertial navigation system (SINS), velocity and attitude matching method based on H ∞ filtering was designed to calibrate the errors of gyroscope and accelerometer online. The effect of time unsynchronized information between SINS and master inertial navigation system (MINS) on H ∞ filtering estimation was analyzed, and a new method of time synchronization was proposed. The simulation using airborne test data shows that the free inertial navigation position errors of missile SINS are greatly reduced by 82.6% through online calibration and compensation, the online calibration method can estimate SINS errors effectively. Keywords : strapdown inertial navigation; online calibration ；velocity and attitude matching ；H ∞ filtering ；time-delay 0 引言 弹载捷联惯导系统的误差主要来源于陀螺仪和加速度计的零位误差、标定因数误差和安装误差。一般情况下，转台标定补偿后若不重新拆装，安装角基本保持不变，但零位和标定因数存在随机启动不确定性误差，特别是随着库存时间的增长，相对转台标定值将产生很大差异。传统做法需要定期进行系统重新标定，费时费力。因此，应用滤波技术对传感器误差进行在线标定对于提高系统精度具有重要的应用价值。文献[1]和文献[2]应用Kalman 滤波技术分别采用速度匹配和“位置+速度”匹配实现了传感器误差的在线标定。 在弹载捷联惯导系统在线标定的实际应用中，如果挠曲变形、杆臂等建模不准或者环境干扰较大， 存在Kalman 滤波性能恶化的问题。同时，在线标定 的另一个关键问题是主子惯导系统的时间延迟问题。子惯导系统的滤波器接收到的主惯导信息存在大概40~120ms 的时间延迟[3]，时间延迟引起的误差 降低了基准信息的精度，影响滤波估计效果，从而 影响在线标定精度。目前，时间同步方法主要有硬件方法[4-5]和软件方法[6-7]。硬件方法需要专用的硬件电路，在一定程度上增加了系统的成本和复杂性。软件方法通过补偿时间延迟实现时间同步，文献[6]将时间延迟作为卡尔曼滤波器的状态变量对其进行滤波估计补偿，文献[7]给出了基于拉格朗日插值的同步方法，外推阶数越大，计算量越大，而且当时间延迟较大时，外推精度难以满足应用要求。 针对上述问题，本文首先建立基于“速度+姿态”匹配的在线标定H ∞滤波模型，然后在分析时间延迟对H ∞滤波估计影响的基础上进行软件方法补偿，最 后通过机载试验数据的半物理试验加以验证。 1 在线标定滤波模型建立 1.1 状态方程 应用H ∞滤波技术在线估计传感器的误差项，考 DOI ：CNKI:61-1234/TJ.20101223.1554.003 网络出版时间：2010-12-23 15:54网络出版地址：https://www.wendangku.net/doc/7d6055947.html,/kcms/detail/61.1234.tj.20101223.1554.003.html
惯导
惯导系统概述 惯性导航系统的概念 惯性导航系统（IN S，以下简称惯导）是利用惯性元件和惯性测量原理来测量飞机的飞行参数的一种导航系统。惯导的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，且把它变换到导航坐标系中，就能够得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置等信息。 惯性导航系统的分类 从结构上来说，以惯性导航系统中有无惯性平台为依据，可将惯性导航分成以下几种： 平台式惯性导航系统——系统的主要特征就是具有由稳定回路隔离运载器使其不受运载器机动干扰的平台，在平台式系统中，由于平台不跟随运载器转动，陀螺的动态范围可以比较小，并且由于由稳定回路隔离运载器的机动干扰，也就易于保证系统的工作精度如图1。 图 1 平台式惯导又可分为指北方位惯导系统、自由方位惯导系统和游动方位惯导系统。 指北方位惯导系统，主要指陀螺平台建立的理想平台坐标与地理坐标系完全重合的惯导系统。这种系统平台台面在水平面内，且有一轴始终指向北方。指北方位导航系统的特点：（1）由于平台是指北方位的水平平面，因此，它相当于一个高精度的全姿态传感器，可以直接提供俯仰、倾斜和航向信号，取代了用普通陀螺做成的姿态系统、航向系统、速率脱落传感器等。 （2）由于平台稳定在地理坐标系内，加速度计测出沿地理系两个轴的分力，用它们求解导航参数以及指令角速率方程比较简单，因而对计算机要求较低。
（3）系统的缺点是不能在高纬度区工作，这是因为飞机在高纬度地区飞行时，可能引起方位迅速变化，这样给陀螺力矩器的设计和平台稳定回路的设计带来较大的困难，另外计算机在计算方位指令速率时，当纬度接近90o时，计算机会溢出；此外，在极区进行起始对准也很困难。上述因素限制了指北方位惯导系统的使用范围。 自由方位惯导系统，指陀螺平台保持在当地水平面内，其方位轴指向惯性空间的某一个方向，并保持稳定的惯导系统。这样的平台系统上的方位陀螺将不施加控制信号，只能对控制平台保持在当地水平面内的陀螺施加控制指令。该平台系统克服了指北方为惯导系统中方位控制的困难，但因其平台坐标系的方位与地理坐标系的方位存在一个自由角度，这样在导航计算中必须进行坐标转换，所以导航参数计算要比指北方为惯导系统更复杂。 游动方位惯导系统是使建立的平台台面仍处于当地水平面内，但方位轴只加跟踪地球自转的分量，其游动方位惯导平台虽在水平面内，但它的方位既不指北，也不指惯性空间，好像在“游动”，称该系统为游动方位惯导系统。游动方位惯导系统的特点： （1）游动方位惯导系统克服了指北方位惯导系统方位回路设计、方位指令计算的困难。 （2）游动方位惯导系统可以进行全球导航，基本上不受极区影响。 捷联式惯性导航系统——这是把陀螺仪和加速度计直接与运载体固联的惯性导航系统，它的各种导航与制导信息都由计算机提供的。这种系统中的陀螺仪和加速度计要跟运载体一起转动，因而动态范围要比平台式系统的大得多。由于没有平台，所以结构简单，工作可靠如图2。 图 2 捷联式惯导现在应用于大多数民航客机，其工作原理及特点将在后面进行详细介绍。 混合式惯性导航系统——这种系统是介于平台式和捷联式系统之间的导航系统，也就是根据不同情况使平台具有一条或两条稳定回路的惯性导航系统，或者也可以说是双轴捷联式或单轴捷联式系统。
导航原理_捷联惯导系统
导航原理作业（惯性导航部分）
一枚导弹采用捷联惯性导航系统，三个速率陀螺仪Gx, Gy, Gz 和三个加速度计Ax, Ay, Az 的敏感轴分别沿着着 弹体坐标系的Xb, Yb, Zb轴。初始时刻该导弹处在北纬 45.75度，东经126.63度。 第一种情形：正对导弹进行地面静态测试（导弹质心相对地面静止）。 初始时刻弹体坐标系和地理坐标系重合，如图所示，弹体的Xb轴指东，Yb轴指北，Zb轴指天。此后弹体坐标系Xb-Yb-Zb 相对地理坐标系的转动如下： 首先，弹体绕Zb（方位轴）转过-10 度； 接着，弹体绕Xb（俯仰轴）转过15 度； 然后，弹体绕Yb（滚动轴）转过20 度； 最后弹体相对地面停止旋转。 请分别用方向余弦矩阵和四元数两种方法计算：弹体经过三次旋转并停止之后，弹体上三个加速度计Ax, Ay, Az的输出。取重力加速度的大小g = 9.8m/s2。 第二种情形：导弹正在飞行中。 初始时刻弹体坐标系仍和地理坐标系重合；且导弹初始高度200m，初始北向速度1800 m/s，初始东向速度和垂直速度都为零。 陀螺仪和加速度计的输出都为脉冲数形式，陀螺输出的每个脉冲代表0.00001弧度的角增量。加速度计输出的每个脉冲代表1μg，1g = 9.8m/s2。陀螺仪和加速度计输出的采样频率都为10Hz，在200秒内三个陀螺仪和三个加速度计的输出存在了数据文件gaout.mat中，内含一矩阵变量ga，有2000行，6列。每一行中的数据代表每个采样时刻三个陀螺Gx, Gy, Gz和三个加速度计Ax, Ay, Az 的输出的脉冲数。格式如下表（前10行）
将地球视为理想的球体，半径6371.00公里，且不考虑仪表误差，也不考虑弹体高度对重力加速度的影响。选取弹体的姿态计算周期为0.1秒，速度和位置的计算周期为1秒。 （1）请计算200秒后弹体到达的经纬度和高度，东向和北向速度； （2）请计算200秒后弹体相对当地地理坐标系的姿态四元数； （3）请绘制出200秒内导弹的经、纬度变化曲线（以经度为横轴，纬度为纵轴）； （4）请绘制出200秒内导弹的高度变化曲线（以时间为横轴，高度为纵轴）。 二、程序设计说明及代码 1.第一种情形 （1）方向余弦矩阵法 1)程序代码 clear;clc; thetax=15*pi/180;thetay=20*pi/180;thetaz=(-10)*pi/180; A0=[0;0;-9.8]; Theta=[0,-thetaz,thetay;thetaz,0,-thetax;-thetay,thetax,0]; theta0=sqrt(thetax^2+thetay^2+thetaz^2); S=(sin(theta0))/theta0;C=(1-cos(theta0))/theta0^2; CT=eye(3)+S*Theta+C*(Theta^2); CTN=inv(CT); A1=CTN*A0 2)输出结果 （2）四元数法 1)程序代码
惯性导航系统
惯性导航系统 一、惯性导航系统（Inertial Navigation System，INS） 1、基本概念 惯性导航系统（INS）是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统。其工作环境不仅包括空中、地面，还可以在水下。 惯性导航系统目前已经发展出挠性惯导、光纤惯导、激光惯导、微固 态惯性仪表等多种方式。陀螺仪由传统的绕线陀螺发展到静电陀螺、激光 陀螺、光纤陀螺、微机械陀螺等。激光陀螺测量动态范围宽，线性度好， 性能稳定，具有良好的温度稳定性和重复性，在高精度的应用领域中一直 占据着主导位置。由于科技进步，成本较低的光纤陀螺（FOG）和微机械陀螺（MEMS）精度越来越高，是未来陀螺技术发展的方向。我国的惯导技术 近年来已经取得了长足进步，液浮陀螺平台惯性导航系统、动力调谐陀螺 四轴平台系统已相继应用于长征系列运载火箭。其他各类小型化捷联惯导、光纤陀螺惯导、激光陀螺惯导以及匹配GPS修正的惯导装置等也已经大量应用于战术制导武器、飞机、舰艇、运载火箭、宇宙飞船等。如漂移率 0.01°-0.02°/h 的新型激光陀螺捷联系统在新型战机上试飞，漂移率 0.05°/h 以下的光纤陀螺、捷联惯导在舰艇、潜艇上的应用，以及小型化挠性捷联惯导在各类导弹制导武器上的应用，都极大的改善了我军装备的 性能。 惯性导航系统有如下主要优点：（1）由于它是不依赖于任何外部信息，也不向外部辐射能量的自主式系统，故隐蔽性好，也不受外界电磁干扰的 影响；（2）可全天流全球、全时间地工作于空中、地球表面乃至水下；（3）能提供位置、速度、航向和姿态角数据，所产生的导航信息连续性好而且 噪声低；（4）数据更新率高、短期精度和稳定性好。其缺点是：（1）由 于导航信息经过积分而产生，定位误差随时间而增大，长期精度差；（2）每次使用之前需要较长的初始对准时间；（3）设备的价格较昂贵；（4） 不能给出时间信息。但惯导有固定的漂移率，这样会造成物体运动的误差，因此射程远的武器通常会采用指令、GPS等对惯导进行定时修正，以获取持续准确的位置参数。 2、惯性导航原理 目前，惯性导航分为两大类：平台式惯导和捷联式惯导。它们的主要区别在于，前者有实体的物理平台，陀螺和加速度计置于由陀螺定的平台上，该平台跟踪导航坐标系，以实现速度和位置解算，姿态数据直接取自于平台的环架；在捷联式惯导中，陀螺和加速度计直接固连在载体上。惯性平台的功能由计算机完成，
惯导系统
陀螺仪 一、新型超高精度惯性传感器-----冷原子陀螺仪 摘要: 综述了目前国内外正积极研制的原子干涉仪。它是建立在激光冷却、囚禁与操控原子理论基础上，利用原子本身作为自由下落的“测试物体”来测量仪器所受到的惯性力。这种新型惯性敏感器能以前所未有的精度同时测量物体的旋转角速度和线性加速度，并可通过原子对抛技术实现两种量测量的区分，这已为诸多实验所验证。报道了国内外原子干涉仪的最新研制进展。原子干涉仪的紧凑性和长时稳定性将使其在惯性测量领域获得更广泛的工程应用。 1.引言 原子和光子、中子一样，具有波粒二像性，利用其波动性，可以实现跟光学干涉仪类似的原子干涉仪。它是近20年发展起来的激光冷却与操控原子技术的一个重要应用[1]。原子干涉仪能精确测量旋转角速度[2-3]和线性加速度[4-5]，从而用作原子陀螺、原子绝对重力仪和原子重力梯度仪，其短时灵敏度已超过目前的光学干涉仪，可以用作下一代高精度惯性敏感器。在实际应用中,冷原子较热原子具有更小的速度及其速度分布,利用冷原子实现的冷原子陀螺仪在小型集成化及其惯性导航领域的应用中更具有优势, 因此, 冷原子陀螺仪的实验研究有着重要的意义。冷原子惯性器件正在从实验室研究逐步向实用化转化，因此我国紧跟国际先进研究方向，加大了冷原子惯性传感器原理的研究力度。 2.原子干涉仪基本原理 拉曼型原子干涉仪通常采用构型，第一个拉曼脉冲和原子相互作用时原子相干分束，拉曼脉冲和原子相互作用时, 两个态的原子发生布居数互换的同时都获得了双光子反冲动量，原子相干反射，第二个拉曼脉冲和原子相互作用时原子合束发生干涉。在原子干涉过程中，初始态的原子经过第一个拉曼脉冲实现分束时，原子有一半的几率继续呆在初态，有一半的几率发生跃迁而呆在激发态，在激发态的原子同时获得激光的相位，形成一个相干叠加态，当原子与第二个拉曼光脉冲作用时，原子正好感受到一个的跃迁,，原子布居数发生交换的同时均获得激光的相位，当原子与第三个拉曼光脉冲作用时，初态的原子有一半的几率继续呆在初态，有一半的几率发生跃迁而呆在激发态，同样，激发态的原子有一半的几率继续呆在激发态，有一半的几率发生跃迁而呆在初态,他们均获得激光的相位，因此，原子经过三个拉曼脉冲作用后原子内态为初态和激发态的相干叠加态，原子在初态或激发态的几率为： （1） 从公式(1)可以看出, 拉曼光的相位参与到原子内态的布居数变化上，当扫描任意一个拉曼光相位时，可以得到原子干涉条纹。如图1 所示为原子干涉仪示图。
捷联惯性技术的发展及与平台惯导系统的对比
捷联惯性技术的发展及与平台惯导系统的对比 [2009-06-20] 作者：admin 来源： 1.惯性技术与惯性导航的概述 惯性技术是惯性导航技术、惯性制导技术、惯性仪表技术、惯性测量技术以及惯性测试设备和装置技术的统称。它已有四十多年的发展历史了。由于惯性技术的自主性等特点，它不需要引人外界信息便可实现制导于导航。所以，它在国防科技中占有非常重要的地位，广泛的运用于航天、航空、航海等军事领域；随着惯性技术和计算机技术的不断发展以及成本降低，许多国家将其应用领域扩大到现代化交通运输、海洋开发、大地测量与勘探、石油钻井、矿井、隧道的掘进与贯通、机器人控制、现代化医疗器械、摄影技术以及森林防护、农业播种、施肥等民用领域。 惯性导航系统(Inertial Navigation System)，简称惯导，是利用惯性敏感元件、基准方向及最初的位置信息来确定运载体的方位、姿态和速度的自主式航位推算系统。惯性导航系统可以分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统两大类：平台式惯导系统是将陀螺仪和加速计安装在一个稳定平台上，以平台坐标系为基准，测量运载体运动参数的惯性导航系统；捷联式惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System , SI )是将惯性敏感元件(陀螺仪和加速计)直接安装在运载体上，是一种不再需要稳定平台或常平架系统的惯性导航系统。 导航的目的就是为了得到运载体的实时的方位、姿态和速度。在工程运用中，能够测定物体运动参数的方法很多：如测量位移可以用里程计，还可以用无线电定位技术、天文定位技术和卫星定位技术等；要测速度可以用测速计；要测转角可用角位置传感器(电位计、光电码盘等等)；要测角速度可以用转速表、测速电机等等。但是，以上各种测量手段还没有一种能够在同一时刻单独实时而又高精度地测量运载体的线运动和角运动，而惯性技术恰是测量这些运动参数的最理想的手段。
惯导(惯性导航系统)
惯导(惯性导航系统) 概述 惯性导航系统（INS，以下简称惯导）是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统。其工作环境不仅包括空中、地面，还可以在水下。惯导的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，且把它变换到导航坐标系中，就能够得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置等信息。 惯性导航系统（英语：INS）惯性导航系统是以陀螺和加速度计为敏感器件的导航参数解算系统，该系统根据陀螺的输出建立导航坐标系，根据加速度计输出解算出运载体在导航坐标系中的速度和位置。 运用领域 现代惯性技术在各国政府雄厚资金的支持下，己经从最初的军事应用渗透到民用领域。惯性技术在国防装备技术中占有非常重要的地位。对于惯性制导的中远程导弹，一般说来命中精度70%取决于制导系统的精度。对于导弹核潜艇，由于潜航时间长，其位置和速度是变化的，而这些数据是发射导弹的初始参数，直接影响导弹的命中精度，因而需要提供高精度位置、速度和垂直对准信号。目前适用于潜艇的唯一导航设备就是惯性导航系统。惯性导航完全是依靠运载体自身设备独立自主地进行导航，不依赖外部信息，具有隐蔽性好、工作不受气象条件和人为干扰影响的优点，而且精度高。对于远程巡航导弹，惯性制导系统加上地图匹配技术或其它制导技术，可保证它飞越几千公里之后仍能以很高的精度击中目标。惯性技术己经逐步推广到航天、航空、航海、石油开发、大地测量、海洋调查、地质钻控、机器人技术和铁路等领域，随着新型惯性敏感器件的出现，惯性技术在汽车工业、医疗电子设备中都得到了应用。因此惯性技术不仅在国防现代化中占有十分重要的地位，在国民经济各个领域中也日益显示出它的巨大作用。
惯导定位系统
自动驾驶系统惯导定位系统 自动驾驶在内的任何新技术得到应用必须满足两个条件：（1）具备能创造价值的商业模式；（2）技术足够成熟。对于第一点，业界没有太多的怀疑，因此关注的焦点在于技术成熟度。评价自动驾驶汽车的技术指标很多，目前最受关注的主要是安全性、成本和运营范围（也就是L1-L5的等级划分中的ODD）。这三个指标是相互关联的，例如，运营范围越小，应用场景越简单，成本越低，同时安全性越高，反之亦然。因此竞争焦点在于，谁能在更大的运营范围内提供更安全和更低成本的解决方案，或提供支持这种方案的核心器件。 从目前的情况看，园区或室内的自动驾驶技术已经日趋成熟，而开放道路，尤其是城市环境下的全自动驾驶技术仍然处于研发和测试阶段。这里面固然有感知层面的问题，目前的传感器对开放道路上的行人、动物等目标的检测能力仍然有待提高，但另一个容易被忽视的问题是定位的难度。在一个不大的固定区域内，定位问题可以通过基础设施改造和SLAM技术解决；在室内，UWB定位可以达到厘米级精度。然而，如果要设计一个可以在更大范围内自动驾驶的汽车，高精定位就成为一个挑战。 对于一辆自动驾驶汽车来说，高精定位有两层含义：（1）得到自车与周围环境之间的相对位置，即相对定位；（2）得到自车的精确经纬度，即绝对定位。看到这里，很多人的第一反应是，人自己开车的时候，从来不知道自己的经纬度。 为什么自动驾驶汽车一定要做绝对定位呢？ 其本质原因还是在于环境感知能力的差异。人类可以仅凭双眼（和一些记忆、知识）就能精确地得出周围的可行驶区域、道路边界、车道线、障碍物、交通规则等关键信息，并据此控制汽车安全地行驶。然而目前人类所设计的传感器和后处理算法还无法达到同样的性能。因此，自动驾驶汽车对于周边环境的理解需要高精地图、联合感知等技术的辅助。高精地图可以把由测绘车提前采录好的、用经纬度描述的道路信息告诉车辆，而所有的车辆也可以把实时感知得到的、用经纬度描述的动态障碍物的信息广播给周围的车辆，这两个技术叠加在一块，就可以大大提高自动驾驶汽车的安全性，从而拓展它们的运营范围。之所以使用经纬度来描述这些信息，是因为不同的车辆，包括采集高精地图的测绘车在内，必须使用同一个观测坐标系才能共享观测的信息，而目前世界上最通用的观测坐标系就是由经纬度定义的坐标 系，对绝对定位的需求就来自这里。 众所周知，GPS可以为车辆提供精度为米级的绝对定位，差分GPS或RTK GPS可以为车辆提供精度为厘米级的绝对定位，然而并非所有的路段在所有时间都可以得到良好的GPS信号。因此，在自动驾驶领域，RTK GPS的输出一般都要与IMU，汽车自身的传感器（如轮速计、方向盘转角传感器等）进行融合。 什么是IMU？ IMU全称inertial measurement unit，即惯性测量单元，它由三个单轴的加速度计和三个单轴的陀螺仪组成，加速度计检测物体在载体坐标系统独立三轴的加速度信号，而陀螺仪检测载体相对于导航坐标系的角速度信号，对这些信号进行处理之后，便可解算出物体的姿态。我们把传统的IMU 和与