本發(fā)明涉及慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，具體是一種激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)。

背景技術(shù)：
激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(StrapdownInertialNavigationSystem，SINS)由慣性傳感器(包括三個軸向的激光陀螺儀和三個軸向的加速度計)、激光電子線路、導(dǎo)航計算機、導(dǎo)航程序、總線接口及一些附件組成。系統(tǒng)通過托架和載體相連，慣性測量元件輸出的角速度和加速度信息傳送給導(dǎo)航計算機，由導(dǎo)航計算機通過特定的導(dǎo)航解算方法實時地計算出載體的位置、速度和姿態(tài)信息。在激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中，姿態(tài)矩陣是系統(tǒng)的關(guān)鍵要素，導(dǎo)航計算機是完成導(dǎo)航參數(shù)解算、溫度補償和初始對準等任務(wù)的主要設(shè)備。激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)原理如圖16所示。在圖16中，慣性傳感器，即三個軸向的激光陀螺儀和加速度計固連在載體上，載體實際飛行時，由陀螺儀輸出代表角速度的電信號，加速度計輸出代表加速度的電信號，通過電子線路傳遞給導(dǎo)航計算機，導(dǎo)航計算機通過導(dǎo)航解算得到載體的位置、速度和姿態(tài)信息。如有必要，可輸出在顯示設(shè)備。一般情況下，要完成對導(dǎo)航計算機電子部件的測試，需要一套實際的激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，并進行實際飛行試驗，試驗成本高昂。而在實驗室條件下建立一個物理仿真系統(tǒng)，依然需要慣性傳感器，不僅成本高，且實現(xiàn)難度較大。為此，需要用“軟件陀螺儀”和“軟件加速度計”代替真實的陀螺儀和加速度計，電子線路采用真實的實物，構(gòu)建一個半實物仿真系統(tǒng)，以達到測試激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)電子部件的目的。經(jīng)分析可知，半實物仿真系統(tǒng)和真實激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)具有相同的體系結(jié)構(gòu)。在捷聯(lián)慣性系統(tǒng)中，陀螺儀和加速度計(物理傳感器)直接感測載體的運動信息，這種感測可以看作是外界對物理傳感器的“輸入”，在激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航半實物仿真系統(tǒng)中，用“軟件陀螺儀”和“軟件加速度計”(軟件傳感器)代替物理傳感器，軟件傳感器的輸入信息由程序或人機交互的方式得到。軟件傳感器和真實傳感器在測試導(dǎo)航系統(tǒng)硬件時，所起的作用是完全等效的，其對照關(guān)系如圖17所示。在圖17中，物理傳感器和軟件傳感器，在同一飛行狀態(tài)下具有相等的輸出電信號量，其中物理傳感器的敏感元件對應(yīng)軟件傳感器的數(shù)學模型，換能元件對應(yīng)電信號。通常需要購買相應(yīng)的慣性傳感器，并和需要測試的導(dǎo)航計算機電子部件搭載在飛機上，多次進行飛行試驗，或者實驗室構(gòu)建飛行仿真環(huán)境，進行飛行仿真試驗，從而完成對導(dǎo)航計算機電子部件的性能測試和評估，目前這種方法成本高，同時需要進行實際飛行試驗或者飛行仿真試驗，耗時耗力；通用性差，僅通過某一型號的慣性傳感器完成對慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航計算機電子部件的測試，無法保證與其余型號的慣性傳感器的兼容性。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)存在的成本高、通用性差的缺陷，提供一種簡單、有效和經(jīng)濟的激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航計算機電子部件的測試、調(diào)試和性能評估。本發(fā)明的目的可以通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：一種激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)包括：人機交互界面：用來實現(xiàn)人機對話、仿真系統(tǒng)中載體運動軌跡參數(shù)設(shè)定，軟件陀螺儀和加速度計模型參數(shù)設(shè)置和仿真結(jié)果顯示；動態(tài)軌跡生成：用來生成飛機航行軌跡；傳感器模塊：是以動態(tài)軌跡生成算法模塊輸出的某時刻航跡點上的姿態(tài)角信息和加速度計信息作為軟件傳感器的輸入，由陀螺儀數(shù)學模型和加速度計數(shù)學模型解算得到該時刻飛機的姿態(tài)信息和加速度信息；軟件誤差模型：用來建立陀螺儀誤差模型和加速度誤差模型，分別對軟件陀螺儀和軟件加速度計進行誤差補償；激光慣導(dǎo)電子部件；傳感器仿真激勵硬件：是實現(xiàn)和激光慣導(dǎo)電子部件連接的硬件接口，能產(chǎn)生拍頻輸出、Dous信號輸出、陀螺光強輸出、加速度計輸出、角位置輸出、角速率輸出信號；接收腔長PZT驅(qū)動、抖動輪驅(qū)動信號；提供和激光傳感器仿真軟件模塊的接口。所述傳感器模塊包括軟件傳感器、軟件傳感器輸出、軟件傳感器測量和慣性器件量測增量信息，其中軟件傳感器包括數(shù)學模型和轉(zhuǎn)換電路兩部分。所述慣性器件量測增量信息包括角增量、加速度增量。所述軟件陀螺儀由陀螺模型、抖動控制和腔長控制三個部分組成。所述軟件加速度計的輸出表達式為：U＝K1Ax+K2Ax2+K4AxAy+K5AxAz+K6AyAz+K7Ay+K8Az+K9Az2式中U——加速度計的輸出值，單位常用毫伏或伏；K1——加速度計的標度因數(shù)；K2——二階非線性系數(shù)；K4，K5，K6——交叉軸耦合系數(shù)；K7——輸出軸靈敏度；K8——擺性軸靈敏度；K9——擺性軸靈敏度二階非線性系數(shù)。本發(fā)明的有益效果：(1)降低成本。避免對捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航計算機電子部件進行測試、調(diào)試和性能評估時，購買實物慣性傳感器和進行實際飛行試驗或者飛行仿真試驗造成的過高耗費。(2)通用性強?？梢苑抡婺M多種型號慣性傳感器，以全面驗證捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航計算機電子部件性能。附圖說明圖1為本發(fā)明的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。圖2為本發(fā)明的工作流程示意圖。圖3為本發(fā)明半實物仿真測試系統(tǒng)的測試原理。圖4為本發(fā)明軟件傳感器模塊結(jié)構(gòu)示意圖。圖5為本發(fā)明軟件傳感器輸出模塊結(jié)構(gòu)示意圖。圖6為本發(fā)明慣性器件誤差補償原理示意圖。圖7為本發(fā)明軟件傳感器結(jié)果修正模塊示意圖。圖8為本發(fā)明軟件陀螺儀結(jié)構(gòu)示意圖。圖9為本發(fā)明抖動激光陀螺半實物仿真系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)示意圖。圖10為本發(fā)明抖動激光陀螺半實物仿真系統(tǒng)詳細結(jié)構(gòu)示意圖。圖11為本發(fā)明抖動閉環(huán)控制原理示意圖。圖12為本發(fā)明抖動控制與腔長控制實現(xiàn)原理示意圖。圖13為本發(fā)明加入抖動偏頻后的陀螺輸出示意圖。圖14為本發(fā)明抖動控制回路示意圖。圖15為本發(fā)明腔長控制回路示意圖。圖16為背景技術(shù)中激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)原理圖。圖17為背景技術(shù)中捷聯(lián)慣性導(dǎo)航半實物仿真測試系統(tǒng)和真實測試系統(tǒng)的對照關(guān)系圖。具體實施方式下面結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明作進一步詳細描述。如圖1所示，一種激光捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，所述系統(tǒng)包括：人機交互界面模塊：用來實現(xiàn)人機對話、仿真系統(tǒng)中載體運動軌跡參數(shù)設(shè)定，軟件陀螺儀和加速度計模型參數(shù)設(shè)置和仿真結(jié)果顯示；動態(tài)軌跡生成：用來生成飛機航行軌跡；傳感器模塊：是以動態(tài)軌跡生成算法模塊輸出的某時刻航跡點上的姿態(tài)角信息和加速度計信息作為軟件傳感器的輸入，由陀螺儀數(shù)學模型和加速度計數(shù)學模型解算得到該時刻飛機的姿態(tài)信息和加速度信息；軟件誤差模型：用來建立陀螺儀誤差模型和加速度誤差模型，分別對軟件陀螺儀和軟件加速度計進行誤差補償；激光慣導(dǎo)電子部件；傳感器仿真激勵硬件：是實現(xiàn)和激光慣導(dǎo)電子部件連接的硬件接口，能產(chǎn)生拍頻輸出、Dous信號輸出、陀螺光強輸出、加速度計輸出、角位置輸出、角速率輸出信號；接收腔長PZT驅(qū)動、抖動輪驅(qū)動信號；提供和激光傳感器仿真軟件模塊的接口。如圖2所示，三個軸向的陀螺儀和加速度計，分別敏感所在軸的角運動信息和線運動信息，對這些信息進行采集與處理，輸入到導(dǎo)航計算機中，通過解算得到載體的運動信息，并對載體運動狀態(tài)進行校正。圖2所示的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航半實物仿真測試系統(tǒng)中，為了模擬圖1中的電信號，通過人機交互(或程序自動生成)設(shè)定載體運動狀態(tài)，分解載體的運動狀態(tài)得到載體運動信息(主要是姿態(tài)信息和加速度信息)；導(dǎo)航坐標系選用東北天地理坐標系，通過姿態(tài)矩陣變換到東北天地理坐標系，將載體的姿態(tài)信息和加速度信息，作為數(shù)學模型的已知參數(shù)，對數(shù)學模型進行解算，解算結(jié)果經(jīng)過轉(zhuǎn)換電路，可以模擬得到圖3中的電信號，用來驗證被測件的可靠性。本發(fā)明系統(tǒng)各模塊工作原理：(1)人機交互界面模塊人機交互界面模塊用來實現(xiàn)人機對話、仿真系統(tǒng)中載體運動軌跡參數(shù)設(shè)定、陀螺儀模型和加速度計模型參數(shù)設(shè)置以及仿真結(jié)果顯示功能。采用Matlab仿真模型、LabView開發(fā)環(huán)境和C語言結(jié)合的方式來實現(xiàn)人機交互界面模塊。由于激光捷聯(lián)慣導(dǎo)傳感器半實物動態(tài)仿真測試系統(tǒng)是一個實時半實物仿真系統(tǒng)，所以單獨使用某個軟件仿真很難滿足要求。具體實現(xiàn)如下：根據(jù)軟件傳感器數(shù)學模型，構(gòu)建出軟件傳感器的Matlab模型，然后利用Matlab的相關(guān)功能，將模型轉(zhuǎn)換成C代碼，再用LabView調(diào)用上面生成的C代碼，在LabView環(huán)境下進行調(diào)試。(2)動態(tài)軌跡生成模塊動態(tài)軌跡生成算法模塊用來生成飛機航行軌跡。為了模擬陀螺儀、加速度計的輸出信息，利用計算仿真的方法模擬飛機的航行軌跡。根據(jù)模擬得到的航跡生成慣性器件信息源(加速度和角速度)，并給出相應(yīng)航跡點的航行參數(shù)(姿態(tài)、速度和位置)。首先通過人機交互面板設(shè)置飛機的飛行過程，飛機的飛行狀態(tài)是相對于地球表面(當?shù)氐乩碜鴺讼?而言的，其基本運動狀態(tài)的改變可以由飛機姿態(tài)角的變化(ω(t))和飛機加速度(at(t))的變化給出。飛行運動狀態(tài)如下：①靜止或勻速直線運動：飛機靜止或作勻速直線運動時，姿態(tài)角(俯仰角θ、橫滾角γ和航向角ψ)的變化率為零，飛機加速度也為零，即ω1(t)＝[θ0γ0ψ0]T，at(t)＝[000]T；②加速(或減速)：假設(shè)飛機作加速(或減速)運動時姿態(tài)角不變，沿航跡前進方向有加速度a，即ω1(t)＝[θ0γ0ψ0]T，at(t)＝[0a0]T；③轉(zhuǎn)彎：飛機作轉(zhuǎn)彎運動可以分為三個階段，分別為改變橫滾角進入轉(zhuǎn)彎階段、保持橫滾角以等角速率轉(zhuǎn)彎階段和轉(zhuǎn)彎后的橫滾角改平階段。設(shè)轉(zhuǎn)彎時速度為v，角速率為ω2(t)＝[θ0γ2ψ2]T，進入轉(zhuǎn)彎階段時橫滾角以等角速度γ2變化而加速度不變，則進入轉(zhuǎn)彎階段ω(t)＝[0γ20]T，at(t)＝0轉(zhuǎn)彎階段ω(t)＝[00ψ2]T，at(t)＝[ψ2v00]T改平階段分析與進入轉(zhuǎn)彎階段相同。④上升(或下降)：設(shè)在整個過程中，載體沿軌跡前進的方向的速度保持不變。爬升過程分三個階段分析，分別為改變俯仰角的拉起階段、等角爬升階段和爬升結(jié)束的改平階段。在拉起階段，載體在鉛直面上作圓周運動，設(shè)半徑為R，載體俯仰角以等角速率θ3逐漸增加到爬升時的角度用時t1，則有ω(t)＝[θ300]Tat(t)＝[00θ32R]T爬升階段載體姿態(tài)角、航向角和加速度均不變改平階段分析同拉起階段。設(shè)置飛機的飛行參數(shù)(姿態(tài)角：俯仰角θ、橫滾角γ和航向角ψ；加速度：ax，av，az；速度vx，vy，vz和位置：λ，L，h)，給飛行參數(shù)賦不同的值，可以得到動態(tài)航行軌跡，即可模擬出以起飛基地為原點，由起飛、爬升、巡航、機動飛行、下滑和著陸等若干個飛行階段組成的完整飛行軌跡。(3)傳感器模型模塊傳感器模型模塊是以動態(tài)軌跡生成算法模塊輸出的某時刻航跡點上的姿態(tài)角信息和加速度計信息作為軟件傳感器的輸入，由陀螺儀數(shù)學模型和加速度計數(shù)學模型解算得到該時刻飛機的姿態(tài)信息和加速度信息。傳感器模塊包括：(I)軟件傳感器：軟件傳感器包括數(shù)學模型和轉(zhuǎn)換電路兩部分。姿態(tài)信息和加速度信息分別作為陀螺儀和加速度計模型的已知參數(shù)，對數(shù)學模型進行解算，其結(jié)果經(jīng)過轉(zhuǎn)換電路得到表征載體姿態(tài)和加速度的電信號。數(shù)學模型包括激光陀螺儀數(shù)學模型和加速度計數(shù)學模型；(II)軟件傳感器輸出，如圖5所示；(III)軟件傳感器測量：軟件傳感器測量就是以理想航行軌跡上當前時刻飛機的姿態(tài)角信息和加速度信息分別作為軟件陀螺儀和加速度計的輸入，加上到時間段內(nèi)姿態(tài)角增量和加速度增量，注入陀螺噪聲和加速度計噪聲解算后，模擬時刻實際慣性測量元件輸出的過程。其中的角速度增量和加速度增量可由相應(yīng)的角增量微分方程和加速度增量微分方程解得。通過理想航行軌跡模擬和軟件傳感器測量兩個過程就能得到陀螺儀和加速度計的輸出。(IV)慣性器件量測增量信息角增量其中加速度增量其中綜上所述，設(shè)x(t)＝[θγψvnLλhΔφΔv]T，可得軌跡微分方程如下：改為分方程可用四階龍格庫塔數(shù)值法解算得到各分方程的解。(4)軟件誤差模塊為了更準確的模擬激光陀螺儀和加速度計、提高軟件傳感器的精度，建立陀螺儀誤差模型和加速度誤差模型，分別對軟件陀螺儀和軟件加速度計進行誤差補償。補償誤差的原理如圖6所示。圖中，ω和A分別代表載體相對慣性空間運動的角速度和加速度；和分別代表陀螺儀數(shù)學模型和加速度計數(shù)學模型輸出的原始解算值；δω和δA分別代表由誤差模型計算出的陀螺儀和加速度計的解算誤差的估計值；和分別代表誤差補償后的角速度和加速度計的解算值。如圖7所示，數(shù)學模型和工程應(yīng)用中的陀螺儀和加速度計有一定的誤差。為了使仿真的輸出結(jié)果更好地逼近真實陀螺儀和加速度計，在軟件傳感器的輸出端加入誤差校正，并采用機器學習的方式模擬真實陀螺儀和加速度計的測試特性曲線。(5)激光慣導(dǎo)電子部件模塊(6)傳感器仿真激勵硬件模塊傳感器仿真激勵硬件模塊是實現(xiàn)和激光慣導(dǎo)電子部件連接的硬件接口，能產(chǎn)生拍頻輸出、Dous信號輸出、陀螺光強輸出、加速度計輸出、角位置輸出、角速率輸出信號；接收腔長PZT驅(qū)動、抖動輪驅(qū)動信號；提供和激光傳感器仿真軟件模塊的接口功能。1、抖動激光陀螺的軟件模型實現(xiàn)軟件陀螺儀結(jié)構(gòu)如圖8所示，軟件陀螺由陀螺模型、抖動控制和腔長控制三個部分組成。下面詳細分析抖動控制和腔長控制回路的實現(xiàn)問題。(1)抖動控制和腔長控制原理(I)抖動控制抖動偏頻要求正弦機械抖動的頻率、幅度保持穩(wěn)定。為了保證抖動偏頻量合適，必須要求抖動靈敏度取最大值，也就是抖動頻率必須等于抖動機構(gòu)的諧振頻率，電路要能夠自動跟蹤且穩(wěn)定在這個頻率點上。若抖動機構(gòu)諧振頻率和最大抖動靈敏度不能保持恒定值，則由此帶來抖動幅度的變化，抖動控制電路必須通過閉環(huán)反饋來進行補償，保持抖動幅度的穩(wěn)定。除了幅度控制外，一個完整的抖動控制電路必須還應(yīng)具有使抖動頻率跟蹤抖動機構(gòu)諧振頻率的能力。(II)腔長控制激光陀螺環(huán)形腔的作用是把經(jīng)過增益介質(zhì)放大的光，再次饋送入增益介質(zhì)，進行再放大。但反饋回去的光必須與原來的光在相位上匹配才能形成穩(wěn)定的振蕩，即從任一點出發(fā)的光波繞環(huán)形腔一周再回到原來位置時，相位的改變等于2π的整數(shù)倍。形成振蕩的條件為式中，L為激光諧振腔腔長；n為腔內(nèi)介質(zhì)折射率；q為正整數(shù)，每一個q對應(yīng)一個縱模，λq為激光波長。激光諧振頻率用vq＝c/λq表示，式中c為光速，則激光諧振頻率穩(wěn)定性主要由腔長L和腔內(nèi)介質(zhì)折射率n變化決定。陀螺折射率在工作過程中基本保持不變，故陀螺穩(wěn)頻一般只要保持腔長L不受環(huán)境與諧振腔內(nèi)部因素的影響，穩(wěn)頻目的就能達到，故陀螺穩(wěn)頻又稱為腔長控制。激光陀螺的穩(wěn)頻是采用壓電陶瓷(Piezoelectric，PZT)驅(qū)動環(huán)形腔的一面或多面反射鏡沿反射鏡面法線的方向平移，實現(xiàn)對激光腔長進行調(diào)節(jié)，將縱模頻率設(shè)定于vq處。光強最大值代表由增益介質(zhì)決定的某個固定光頻率。腔長變化時，引起諧振頻率變化，從而導(dǎo)致光強變化。通過檢測光強和反饋控制，可以把激光頻率穩(wěn)定在光強最大值。(2)軟件模型要實現(xiàn)的抖動激光陀螺“半實物動態(tài)仿真系統(tǒng)”應(yīng)具有如圖9所示的體系結(jié)構(gòu)：圖10為半實物仿真系統(tǒng)的詳細結(jié)構(gòu)圖如下。其中DSP擬采用TI公司的TMS320C31，TMS320C31是一個性價比比較高的浮點處理器。具有以下特點：豐富的硬件資源：其內(nèi)部包含了2K*32位的快速RAM塊；分開的程序總線、數(shù)據(jù)總線和DMA總線使得取指、讀寫數(shù)據(jù)和DMA操作可并行進行；64*32位的指令Cache用來存儲經(jīng)常使用的代碼塊，這可大大減少片外訪問的次數(shù)，從而提高程序運行速度；可以訪問多達16M的32位字的存儲器空間。TMS320C31的外設(shè)是通過存儲器映射的的寄存器對外設(shè)總線進行控制的，允許與外設(shè)直接通信。此外TMS320C31還具有豐富的指令系統(tǒng)、靈活的程序控制、流水線操作和方式多樣的尋址方式等優(yōu)點。(I)抖動模型抖動模型必須建立在真實器件的基礎(chǔ)上，這樣才能和實際的控制電路無縫對接，參考的硬件電路如圖11所示。抖動的數(shù)學模型可以用一個正弦函數(shù)(單擺)來等效(實際實現(xiàn)時，也可以用壓電方程來等效，這樣實現(xiàn)可能比較切合實際)，參變量為角頻率。(II)腔長模型由于了解到激光陀螺的腔體是石英，而石英是一種壓電材料，所以我們將利用逆壓效應(yīng)來建立腔長模型，具體方法通過壓電方程和材料的特性來建立其模型。常用的數(shù)學建模方法有機理建模法和辨識建模法，機理建模法(又稱演繹法)就是根據(jù)實際系統(tǒng)工作的物理過程機制，在某種假定條件下，按照相應(yīng)的物理理論，寫出代表其物理過程的方程，結(jié)合邊界條件與初始條件，再采用適當?shù)臄?shù)學處理方法，來得到能夠正確反映實際對象動靜態(tài)特性的數(shù)學模型；辨識建模法(又稱歸納法)就是采用系統(tǒng)辨識技術(shù)根據(jù)系統(tǒng)模型運行或?qū)嶒炦^程中取得的輸入輸出數(shù)據(jù)，利用各種辨識算法來建立系統(tǒng)的動靜態(tài)數(shù)學模型。本項目擬采用機理建模法，分析得到有關(guān)描述激光陀螺的微分方程或微分方程組，再通過計算機解算分析研究有關(guān)激光陀螺的機理和現(xiàn)象。采用第四類壓電方程來建立腔長模型。第四類壓電方程邊界條件為機械夾持和電學開路，應(yīng)變S和電位移D為自變量，應(yīng)力T和電場強度E為因變量：h-型式中h-壓電應(yīng)力常數(shù)；ht-h的轉(zhuǎn)置，βS為恒應(yīng)變下(夾緊)的介質(zhì)隔離率；cD為恒電位移(開路)時彈性剛度系數(shù)。(3)抖動控制與腔長控制的實現(xiàn)方案抖動控制與腔長控制實現(xiàn)的原理如圖12所示。抖動控制回路：信號采集模塊從被測件采集抖動控制量，得到抖動控制信號(電信號)；該信號轉(zhuǎn)換為代表抖動控制增量的信號，以增量信號作為抖動數(shù)學模型的輸入；抖動數(shù)學模型表征抖動輪的運動特性(如Bd＝Asinωt)。腔長控制回路：信號采集模塊從被測件采集腔長控制量，得到腔長控制信號(電信號)，轉(zhuǎn)換為表征電量與壓電陶瓷伸縮量的信號，該信號作為伸縮控制模型的輸入；伸縮控制模型反映電壓與壓電材料伸縮的比例關(guān)系(如VL＝Kl)。抖動數(shù)學模型的輸出、理想航跡中的姿態(tài)信息、噪聲和伸縮控制模型的輸出作為軟件陀螺儀的輸入，解算得到陀螺儀的輸出信息，將該信息反饋給被測件，就構(gòu)成了完整的抖動控制回路和腔長控制回路。(I)抖動控制實現(xiàn)如圖13所示，機械抖動偏頻激光陀螺輸出中包含了慣性角速度信息(待測角速度)和抖動信號的角速度信息。也就是說激光陀螺的輸入角速度Ω包含了待測角速度Ωr和偏頻引入的角速度ΩB。激光陀螺輸出電信號的頻率f＝Δv中，包含了待測角速度Ωr和偏頻角速度ΩB引起的頻差Δvr和ΔvB，以及溫度梯度所致的氣體流等原因造成的零位漂移ΔvD。零位漂移ΔvD是激光陀螺自身固有的一種誤差，可建立誤差模型加以處理。抖動偏頻引起的ΔvB需要利用解調(diào)的方法，將偏頻角速度ΩB所致的頻差ΔvB消除掉，從而才能夠得到待測角速度的大小和方向。抖動控制模型中，抖動偏頻要求正弦機械抖動的頻率、幅度保持穩(wěn)定，也就是抖動的頻率必須與抖動機構(gòu)的諧振頻率相等。具體控制回路如圖14所示。圖中，A/D信號采集模塊從被測件中采集信號得到抖動控制信號，該信號被分解為幅度控制信號和頻率控制信號兩部分；幅度控制信號作為幅度控制的參數(shù)，頻率控制信號作為頻率控制參數(shù)；幅度控制維持抖動模型的幅度穩(wěn)定于抖動幅度控制信號給定的水平，頻率控制維持抖動模型的頻率穩(wěn)定于抖動諧振頻率處。抖動并沒有將鎖區(qū)消除，而只是將大鎖區(qū)“分割”成位于抖動頻率的整數(shù)倍附近的一系列小鎖區(qū)，在頻率控制中注入隨機噪聲消除小鎖區(qū)誤差。幅度控制回路實現(xiàn)幅度解調(diào)，頻率控制回路實現(xiàn)相位解調(diào)，其中幅度控制和頻率控制分別通過建立相應(yīng)的數(shù)學模型來實現(xiàn)。以單自由擺作為抖動模型，單自由擺運動方程為式中，β為阻尼系數(shù)，f為驅(qū)動力。(II)腔長控制實現(xiàn)穩(wěn)頻是決定陀螺性能的一個重要指標，一般通過檢測激光陀螺輸出的光強來調(diào)整陀螺腔體的長度，以達到控制相對頻率穩(wěn)定度的目的。光強調(diào)制幅度的大小指出了激光頻率與中心頻率的相差程度，而相對于所加調(diào)制的相位指出了激光頻率位于中心頻率的哪一邊。壓電陶瓷模型具有逆壓電效應(yīng)，當在其兩端施加電壓時，會沿極化方向產(chǎn)生微變形。在實際的穩(wěn)頻設(shè)計中，存在兩種穩(wěn)頻方式，即直流穩(wěn)頻和交流穩(wěn)頻，它們的主要區(qū)別在于光強誤差信號的來源不同：對于直流穩(wěn)頻而言，光強誤差信號取自光電轉(zhuǎn)換裝置輸出的直流信號；而交流穩(wěn)頻光強誤差信號則是對光電轉(zhuǎn)換裝置輸出的交流部分經(jīng)前置放大后，再經(jīng)檢波輸出的交流幅值信號。無論哪一種穩(wěn)頻方式，誤差信號經(jīng)差分放大后，再經(jīng)積分器累積實現(xiàn)了無差穩(wěn)頻，積分信號再經(jīng)驅(qū)動電路放大輸出，驅(qū)動壓電陶瓷以改變腔長。為提高穩(wěn)頻精度，如圖15所示，通過光電信號轉(zhuǎn)換裝置將陀螺模型輸出的光信號轉(zhuǎn)換為電信號，然后通過模擬開關(guān)進入D/A轉(zhuǎn)換器；輸出的數(shù)字信號通過測試電路控制A/D轉(zhuǎn)換，輸出腔長反饋控制信號；模擬信號經(jīng)高壓電路放大，驅(qū)動激光陀螺反射鏡上的壓電陶瓷模型作用，通過壓電陶瓷的充放電效應(yīng)控制反射鏡片伸縮，調(diào)節(jié)控模電壓作正向或負向變化，進而調(diào)節(jié)陀螺的腔長達到穩(wěn)定激光頻率目的。其中壓電陶瓷模型利用模型控制算法對其長度進行控制，實現(xiàn)對諧振光程長度的控制。壓電陶瓷工作在線性區(qū)，由其所控制的腔長的變化與所加電壓變化成比例關(guān)系；諧振頻率的變化與壓電陶瓷所控制的腔長的變化成比例關(guān)系；在穩(wěn)頻工作點附近，左、右旋光強的變化與諧振頻率的變化近似為比例關(guān)系，且比例系數(shù)大小相等，方向相反。(4)抖動激光陀螺模型的數(shù)學說明a)激光陀螺的基本數(shù)學模型Δf＝KΩr式中Δf為頻差，K為比例因子，Ωr為待測角速度；即兩束光的頻差與輸入角速度成正比。激光陀螺輸出電信號的頻率中，只包含待測角速度Ωr引起的頻差Δvr，即Δf1＝KΩr＝Δvrb)抖動激光陀螺的數(shù)學表達式Δf2＝K(Ωr+ΩB)+ΔvD＝Δvr+ΔvB+ΔvD抖動激光陀螺輸出電信號的頻率中，包含了待測角速度Ωr和偏頻角速度ΩB引起的頻差Δvr和ΔvB，以及溫度梯度所致的氣體流等原因造成的零位漂移ΔvD。零位漂移ΔvD是激光陀螺自身固有的一種誤差，可建立誤差模型加以處理。抖動偏頻引起的ΔvB需要利用解調(diào)的方法，將偏頻角速度ΩB所致的頻差ΔvB消除掉，從而才能夠得到待測角速度的大小和方向。c)腔長是激光陀螺的一個參數(shù)，抖動是一種補償。a)、b)、c)和圖9，表明了半實物仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)原理。2、加速度計模型實現(xiàn)對于理想加速度計，只應(yīng)敏感沿儀表輸入軸的線加速度。由于擺式加速度計的物理特點，將產(chǎn)生繞其輸出軸的誤差力矩，從而使加速度計性能具有非線性及交叉耦合效應(yīng)。設(shè)擺組件質(zhì)量為m，質(zhì)心在擺組件坐標系XYZ中的坐標為Lx，Ly，Lz。當儀表殼體以線加速度運動時，作用在擺組件上的慣性力矩在擺組件坐標系中可表示為：Ax′、Ay′和Az′為儀表殼體加速度在擺組件坐標系XYZ各軸上的分量。設(shè)儀表殼體加速度在殼體坐標系X0Y0Z0各軸上的分量為Ax、Ay和Az。當擺組件坐標系相對殼體坐標系有偏角θx、θy和θz時，利用方向余弦矩陣將這些加速度分量變換到擺組件坐標系上。由于θx、θy、θz均為小量角，只考慮加速度計輸出角θy，不考慮誤差角θx和θz的影響，故可得如下變換關(guān)系：設(shè)在無加速度作用時，擺組件的質(zhì)心位置為δx，δy，δz。若考慮組件的結(jié)構(gòu)彈性，則在加速度作用下，擺組件質(zhì)心將產(chǎn)生彈性變形位移。在結(jié)構(gòu)不等彈性且柔性主軸與組件各軸不重合時，擺組件的質(zhì)心位置成為：等號右邊的方陣為擺組件的彈性張量矩陣，其中非主對角線上的各元素為微量。我們關(guān)心的是線加速度引起的繞儀表輸出軸的慣性力矩，由(1)式得：My＝-mLzAx′+mLxAy′將(2)、(3)式代入上式得：并忽略二階小量后得：My＝-mδz(Ax-θyAz)+mδx(Az+θyAx)+m2[CzxAx2+CzyAxAy+(Czz-Cxx)AzAx-CxyAyAz-CxzAz2](4)對于一個理想的加速度計，我們希望只敏感輸入軸的加速度Ax，由它所引起的繞輸出軸的力矩為-mδzAx外，其余力矩為誤差力矩。將擺式加速度計看作一個力矩平衡裝置，線運動引起的轉(zhuǎn)動力矩M被伺服回路產(chǎn)生的力矩平衡。伺服增益為C，產(chǎn)生的力矩為Cθy，穩(wěn)態(tài)時的力矩平衡關(guān)系為：My＝Cθy故將(5)式代入(4)式，經(jīng)整理得：My＝KxAx+KxxAx2+KxyAxAy+KxzAxAz+KyzAyAz+KyAy+KzAz+KzzAz2引入加速度計每單位輸出值的再平衡力矩KM，上式等號兩邊同時除以KM，便得到加速度計的輸出表達式：U＝K1Ax+K2Ax2+K4AxAy+K5AxAz+K6AyAz+K7Ay+K8Az+K9Az2式中U——加速度計的輸出值，單位常用毫伏或伏；K1——加速度計的標度因數(shù)；K2——二階非線性系數(shù)；K4，K5，K6——交叉軸耦合系數(shù)；K7——輸出軸靈敏度；K8——擺性軸靈敏度；K9——擺性軸靈敏度二階非線性系數(shù)。將上式等號兩邊同除以標度因數(shù)K1，得到加速度計的另一表示形式：Y＝Ax+K′2Ax2+K′3Ax3+K′4AxAy+K′5AxAz+K′6AyAz+K′7Ax+K′8Az+K′9Az2這里增加的K′3項，可以看作是一般情況下引入的非線性誤差項。在此基礎(chǔ)上引入與運動無關(guān)的加速度計常值偏置、標度因數(shù)誤差以及工程應(yīng)用的簡便性要求，簡化加速度計的數(shù)學模型為：Y′＝K0+(1+K′1)Ax式中K0——常值偏置項；K′1——標度因數(shù)誤差項。由此得到：此即為三個軸向加速度的簡化表達式。在此基礎(chǔ)上考慮耦合誤差和溫度誤差的影響得到最終數(shù)學模型：其中，Ax、Ay、Az為從理想航跡中得到的三個軸向的理想加速度；ax、ay、az為模擬加速度計的輸出(即為實際加速度值)；a為標度系數(shù)誤差，b為常值零偏、耦合誤差及溫度誤差中的固定值，非線性部分ce-dt為溫度誤差；a＝0.00003，b＝0.000156，c＝0.0000571，d＝0.001882。人機交互和航跡生成利用PC機，通過軟件編程來實現(xiàn)；軟件陀螺儀、軟件加速度計和誤差處理用DSP實現(xiàn)。將PC機、DSP和交換機采用LXI總線結(jié)構(gòu)連接起來，就構(gòu)成了一個分布式測控系統(tǒng)。測控系統(tǒng)通過硬件接口就可以與被測件連接，從而就可以用來檢驗被測件?；贚XI的并行分布式測控系統(tǒng)采用時鐘同頻的軟件實現(xiàn)，便于編程操作，同時去掉了其它的硬件設(shè)備，節(jié)省了成本。