无陀螺惯导导航方法初步研究

Gyro free inertial navigation system based on MEMS accelerometer
YUE Peng 1, SHI Zhen 1 , WANG Jian2, YANG Jie 1 (1. College of Automation, Harbin Engineering University, Harbin 150001, China; 2. Tianjin Navigation Instrument Research Institute, Tianjin 300131, China)
表 1 加速度计配置方案与角速度解算方法 Tab.1 Accelerometer configuration solution and method with angular velocity 六加速度 计配置 获得 信息 角速 度解 算法 九加速度 计配置 十二加速度 计配置
， 最新
的隧道电流式 MEMS 加速度计精度更是可以达到 1×
0.15
Oi
0.1 error of angular velocity(rad/s)
Xe
0.05
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
图1
坐标系间矢量图
Fig.1 The sketch map of relationship between frames
0
可见：
R′ = R + L
-0.05
（1）
-0.1
由哥氏定理，对 L 求二阶导为：
I = ω ib × L + ωib × (ωib × L) L
-0.15
（2） （3）
-0.2
积分法 开方法 微分法 0 10 20 30 40 50 time(s) 60 70 80 90 100

无陀螺微惯性测量单元的配置方式研究的开题报告一、选题背景和研究意义：惯性导航的发展在军事、民用、航空、航天等领域都具有重要作用。

惯性导航系统由于不受外界干扰，具有高精度、高可靠性等优势，逐渐成为现代导航技术的主要方向之一。

惯性导航系统的核心部件是惯性测量单元，其中陀螺仪和加速度计是最常用的惯性传感器。

然而，传统的陀螺仪具有价格昂贵、结构复杂、能耗大等缺点，这些问题限制了它们在一些应用场景中的使用。

为了克服这些缺点，无陀螺微惯性测量单元的研究正在成为越来越热门的方向。

这种新型微惯性测量单元采用微纳技术制造，具有体积小、功耗低、价格低廉等优点，可以在一些资源有限的场景下使用。

因此，本课题旨在研究无陀螺微惯性测量单元的配置方式，探讨如何以合理的方式组合加速度计和其他传感器，提高无陀螺微惯性测量单元的精度和可靠性，进一步推广和发展惯性导航技术。

二、研究内容和研究方法：（一）研究内容1、研究无陀螺微惯性测量单元的工作原理和结构设计；2、研究无陀螺微惯性测量单元的误差来源及其对测量精度的影响；3、通过理论分析、仿真计算和实验验证等方法，探究各种传感器组合方式对惯性测量单元精度和可靠性的影响；4、根据研究结果，提出优化配置方案，改善无陀螺微惯性测量单元的性能。

（二）研究方法本文将采用以下研究方法：1、文献调研：对已有的无陀螺微惯性测量单元研究进行综述和分析，研究其优缺点和存在的问题；2、仿真计算：通过机器学习和数据挖掘的技术，利用现有的数据对无陀螺微惯性测量单元进行仿真计算，评估不同组合方式的精度和可靠性，为后续实验设计提供依据；3、实验研究：根据仿真计算结果设计实验方案，并设置相应的测试环节，进行实验研究，得到实验数据并进行分析和处理；4、结论归纳：根据实验结果，对无陀螺微惯性测量单元进行结论归纳，提出合理的配置方式，为无陀螺微惯性测量单元的应用提供参考。

三、预期成果和实际意义：（一）预期成果1、论文成果：撰写一篇无陀螺微惯性测量单元配置方式研究的优秀毕业论文，并发布在著名的学术期刊上；2、实验成果：设计并完成无陀螺微惯性测量单元的实验研究，获得高精度的实验数据，并进行数据处理和分析；3、技术应用成果：根据研究结果，提出一种优化的无陀螺微惯性测量单元配置方案，为后续相关技术的发展和应用提供参考。

由圖 1 知每一加速儀位置及感測方向如附 表1
表 1. 六加速儀機制編號、位置向量及感
測軸單位向量
加
速 儀 編
加速儀位置向 量
感測軸單位向量
號
1
ρr1b =[0 0 −ρ]T
θr1b =
1 [1
2
1
0]T
2
ρr2b =[0 −ρ 0]T
θr2b =
1 [1
2
0
1]T
3
ρr3b =[−ρ 0 0]T
θr3b =
Earth
[ ] A = A1 A2 A3 A4 A5 A6 T ；為
加速度矩陣且
Aj
=
sj
+
Ctb
r G
t
⋅ θr j
有關全加速儀機制之硬品實現，Kirill Semyonovich Mostov 運用六加速儀理論， 設計一組慣性導航機制，並探討誤差對導 航影響 [4]。而本實驗室近三年來在六加 速儀理論應用上，研究利用六加速儀機 制，藉由重力指示，解決初始姿態角問題 [5]，並提出六加速儀機制校準(Calibration) 方法[6]，以增進導航精度。
由於六加速儀慣性導航系統不同於傳 統 INS 無需使用陀螺儀，其優點為具對稱 性(Symmetry)，構型簡潔精緻體積小價格
龍華科技大學學報第十八期
便宜，可承受較大 G 值，並可量測高動態 目標的位置、速度、加速度及姿態且不受 到外界干擾；然缺點是系統誤差較傳統 INS 對時間較敏感，影響導航精度，故長 時間使用時其誤差累積將使得系統發散。 由於無陀螺儀慣性導航系統誤差主要為方 向 誤 差 (Orientation Error) 、 位 置 誤 差 (Position error)及加速儀量測誤差，其中加 速儀量測誤差受電子訊號雜訊影響， 另方 向誤差及位置誤差可於實驗室中獲得。本 文將依據六加速儀理論，設計製造一組六 加速儀機制，並透過方向校準實驗，計算 獲得方向誤差值，並依據六加速儀慣性導 航方程式模擬載具運動誤差情形。

件 配 置 和工 作 原 理层 面都 具 有 紧密 联 系 。从 比力 测 量 的 空 间差 分公 式 出 发 ， 详 细 推 导 了 重 力 梯 度 测 量 和 无 陀 螺 惯
性 导航 系统共同的工作原 理 ， 指 出当前对后者 的研究 中存在 的忽略重力梯度 的问题 ， 并 论述了二者的融合应用。 关键词 ： 重力梯度测量 ； 无 陀螺惯性导航 系统 ； 加速度计 ； 重力梯度仪 ； 比力测量 ； 差分
尚不能达到传 统 Ｉ Ｎ Ｓ的精度 ， 但 随着加 速度计 精度 的
式， 还是超导式 ， 以及 原子干涉式 ， 一般都 采用 加速度 计 空间差分 的方 法 ， 即对安装在 不 同位 置 的一 组加 速 度计 的测量值 进行差分 （ 线性组 合 ） ， 如Ｇ Ｏ Ｃ Ｅ重力 卫
星 中的重力 梯度 仪 包含 了 ６只 （ ３对 ） 对 称 安装 在 不
高的场 合。近年来 ， Ｇ Ｆ Ｉ Ｎ Ｓ在 国 内外 都 得到 了广 泛重
视， 已成为惯性导航等领域一个研究热点 。
传统 Ｉ Ｎ Ｓ中陀螺 仪可直接 测量角 速度 （ 有 时以角
增量的形 式输 出数据 ） ， 在需要角 加速 度 的场 合 ， 一般 要对陀螺仪输 出做时 间差分 ， 差分会放 大噪声 ， 因此这 种方法的精度有 限 ， 特别是对于低 成本的陀螺 。Ｇ Ｆ Ｉ Ｎ Ｓ
不断提高 ， 特别是新一代原子干涉加速度计 的研制成
功， Ｇ Ｆ Ｉ Ｎ Ｓ 将具有非常好 的应用前 景 ， 特别 适合 战术导
弹等工作 时间短 、 不需太高精 度 、 且 对控制成本 要求较
同位置 的静 电悬 浮三轴加 速度计 ¨ 。 加速 度空 间差分 除包 含重 力梯 度信 息外还 包含 载体 转动 信息 ， 即角 速度 与角 加速度 信 息 ， 分别 对应