光纤陀螺光路小型化技术

光纤陀螺光路小型化技术（共3篇）

光纤陀螺光路小型化技术 篇1

光纤陀螺光路小型化技术

介绍了光纤陀螺基本工作原理,描述了光纤陀螺小型化的意义.分别论述了基于光学器件小型化、光学集成技术、三轴光学器件共用技术实现光纤陀螺光路小型化的技术途径及可能效果,指出了三轴共用探测器技术可能存在的`问题.研究成果对促进光纤陀螺的应用、光纤陀螺的实用化具有重要意义.

作 者：冯丽爽 徐小斌 张春熹 FENG Li-shuang XU Xiao-bin ZHANG Chun-xi  作者单位：北京航空航天大学,仪器科学与光电工程学院,北京,100083 刊 名：中国惯性技术学报  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF CHINESE INERTIAL TECHNOLOGY 年，卷(期)： 14(4) 分类号：U666.1 关键词：光纤陀螺   小型化   集成   共用  

光纤陀螺光路小型化技术 篇2

光纤陀螺是一种基于Sagnac效应的新型角速度传感器,具有全固态、抗冲击振动、动态范围大、频带宽、数字化输出等优点[1]。采用全数字闭环处理技术的光纤陀螺技术日趋成熟,目前已经能够满足中低精度的应用需求。随着光纤陀螺应用领域不断扩大,光纤陀螺主要向高精度和低成本小型化两个方向发展。为满足小型化光纤陀螺的需要,目前国内部分光器件厂商已开始生产出小型化的光器件提供使用,但小型化Y波导由于尺寸的缩小导致半波电压成倍提高(由3 V左右提高到6 V左右),而由于数字解调电路的供电(±5V)限制,调制信号已经不能覆盖整个2π相位范围,经典的2π复位技术已经不能应用于小型化的光纤陀螺数字闭环调制。

1 全数字闭环处理技术

光纤陀螺全数字闭环处理技术采用数字信号处理电路(FPGA或者DSP电路),通过A/D采样电路检测角运动引起的Sagnac相移导致的光功率变化,采用相应的数字解调方法获取当前角速度的数字量,然后将该数字量分为两路,一路作为敏感角速度结果输出;另一路反馈到调制通道,通过D/A调制电路输出调制信号,实现对光纤陀螺全数字闭环调制解调[2]。全数字闭环原理如图1所示。

1.1 互易性偏置调制-解调

由于两束反向传播光波的相位和振幅在静止时完全相等,互易性结构为Sagnac效应的干涉信号提供了理想的对比度。光功率P是旋转引起的相位差∆φR的余弦函数:

为了获得高灵敏度,给该信号施加一个偏置,使之工作在一个相应斜率不为零的点附近,干涉信号变为

这种方法用一个方波调制φm=±(φb/2)来实现,静止时,方波的两种调制态给出相同的信号:

但当旋转时,则有:

两种调制态之差为

方波偏置调制波形如图2所示。

1.2 数字相位斜波

数字相位斜波产生一个持续时间等于∆τg的相位台阶φs,由于角速度敏感光纤环的延迟,数字相位斜波引起的相位差∆φFB为常数,且等于台阶高度φs。调制斜波不能无限上升,必须在合适的相位高度φRS进行复位,而且要求复位时必须具有很快的回扫时间[3]。

数字相位斜波技术运用数字逻辑和D/A转换器,对任何台阶值,都能通过转换器的自动溢出,自然产生一个合适的同步复位[4]。台阶和复位与方波偏置同步的数字相位斜波和反馈相位差如图3所示。

在两束反向传播光波上施加同样的相位斜波反馈调制φPR(t),由于存在延迟∆τg,产生一个反馈相位差:

在斜波期间

而在回扫后的时间∆τg内,

根据式(5)可得,φRS必须等于2π(或2π的整数倍),否则这种复位会引起误差[5],复位效果如图4所示。

由于现有电路和器件的特性限制,相位斜波调制信号的复位点达不到2πrad的复位高度,因此该复位方式不可实现。

2 对称复位调制技术

取调制信号的调制相位区间为[-φb,+φb),即调制信号到达+φb相位高度时复位到-φb相位高度。此时,回扫后的时间∆τg内的反馈相位差为

方波、斜波叠加调制下,式(2)成为

两种调制态之差为:

在斜波期间

而在复位期间

据式(12)、(13)可知,对称复位调制技术除引起符号发生变化外不会引起相位差的变化,配合数字解调算法可以实现光纤陀螺的闭环控制[6],台阶和复位与方波偏置同步的数字相位斜波和反馈相位差如图5。

3 对称复位调制技术的应用

根据对称复位调制技术原理,在光纤陀螺核心控制FPGA软件内采用相应的调制解调方法即可实现对高半波电压的小型化光纤陀螺的全数字闭环控制。目前,该对称复位调制技术已成功应用于某型号小型化光纤陀螺的研制试验,在不改变数字调制解调电路的基础上成功地实现了光纤陀螺的全数字闭环控制,Y

波导调制信号波形和PIN-FET探测信号波形如图6所示。

结束语

基于对称复位调制的全数字闭环处理技术成功地解决了小型化Y波导参数变化带来的数字闭环调制解调问题,在不改变电路结构的基础上可有效实现小型化光纤陀螺的全数字闭环控制,在小型化光纤陀螺上具有良好的应用前景。

参考文献

[1]张桂才.光纤陀螺原理与技术[M].北京:国防工业出版社,2008:1-3.ZHANG Gui-cai.The Principles and Technologies of Fiber Optic Gyroscope[M].Beijing:National Defense Industry Press,2008:1-3.

[2]Robert A K.Fiber optic gyroscope with reduced non-linearity at low angular rates[C]//Proceeding of the Annual AAS Rocky Mountain Guidance and Control Conference,San Diego,the American Astronautical society by Univelt,1998:375-387.

[3]李绪友,张琛,张勇.单轴光纤陀螺光学结构的研究与实现[J].光电工程,2009,36(4):52-55.LI Xu-you,ZHANG Chen,ZHANG Yong.Research and Realization on Optical System of Single Axis Fiber Optic Gyroscope[J].Opto-Electronic Engineering,2009,36(4):52-55.

[4]Elberg A,Schiffner G.Closed-Loop Fiber Optic Gyroscope With a Sawtooth Phase Modulated Feedback[J].Optic Letters(S0146-9592),1985,10:300-302.

[5]阳明晔,宋章启,吴艳群,等.前置放大电路带宽对开环光纤陀螺标度因数非线性度的影响[J].光电工程,2011,38(3):110-114.YANG Ming-ye,SONG Zhang-qi,WU Yan-qun,et al.Influence of the Preamplifier Bandwidth on Scale Factor Non-linearity in Open-loop Fiber Optic Gyroscope[J].Opto-Electronic Engineering,2011,38(3):110-114.

光纤陀螺光路小型化技术 篇3

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[1]。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[2,3,4,5,6,7,8,9]。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 (Inter Continental Ballistic Missile, 洲际弹道导弹) 上[4]。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OXiYiZi为发射点惯性坐标系, 射向与北向的夹角为, ObXbYbZb为弹体坐标系, OsXsYsZs为惯性测量组合坐标系, ObZb轴与OsZs轴重合, OsXsYsZs绕OsZs相对ObXbYbZb旋转角, 转速为。导航坐标系选为发射点惯性坐标系。

理论上

实际上

式 (1) 式 (2) 相减, 将引力项展开, 忽略高次项后得

aF的表达式见文献[10]。将ai转换到OsXsYsZs系上, 即可得出旋转惯性旋转组合的速度误差传播方程为

其中:

同理, 旋转惯性测量组合的姿态误差传播方程为

as、ωs分别为OsXsYsZs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

其中:i为陀螺仪的输出误差, i为常值漂移, KGi为标度因数误差, Wi为随机漂移。将式 (6) 代入式 (5) , 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

其中:

和i (28) ) 6, , 2, 1 ( (43) i分别为陀螺仪的刻度系数误差和安装误差角。

将式 (7) 变换得:

当惯性测量组合不旋转时, 姿态误差传播方程变为

2.1.2 转动对常值漂移的抑制

假设导弹主动段飞行时间T为惯性测量组合旋转周期的整数倍, 则

即旋转对Xs、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bib恒定, 则惯性测量组合不旋转时

旋转时

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, bib值不确定, 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CbiCsb ([KG] (10) [G]) ωsbs, 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[4]

其中:i (28) x, y, z, KFi为加速度计零偏;KAi为标度因数误差;KOi, KPi为一次项误差;KIOi, KOPi, KPIi为交叉轴耦合系数;KIIi为二阶非线性系数;KPPi为摆性轴灵敏度二阶非线性系数;ai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

其中:Ts][zyxa (28) ddddaaa2, 1 ( (43) i为加速度计安装误差角。

2.2.2 转动对标度因数误差及安装误差的抑制

转动对Xs、Ys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Cbi ([KA] (10) [A]) ab, 旋转时误差项变为CbiCsb ([KA] (10) [A]) Cbsab。

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在弹体坐标系上的分量abx、aby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

令Tbbbb][zyxa (28) aaa

不旋转时误差项为

旋转时误差项变为

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KPIx、KPIy项为例进行讨论, 不旋转时误差项为Cbi[KPIxabxaby-KPIya byabx]0T, 旋转时误差项为

可见, 转动对KPIx、KPIy有抑制作用。

同理, 在图3所示加速度计配置下, 对于Xs、Ys轴向加速度计, 转动还对KPx、KPy、KPPx、KPPy有抑制作用;对于Zs轴向加速度计, 转动对KOz、KPz、KOPz、KPPz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, Xs和Ys轴向加速度会敏感到一大小为2r的离心加速度, r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2r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CbiCsb ([KG] (10) [G]) ωsbs。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KOz、KPz、KOPz、KPPz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100 s, 最大加速度为10g, 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:

1) 三个陀螺仪常值漂移均为0.01/h, 三个加速度计零偏均为510-5g, 陀螺仪、加速度计安装误差均为

2) 三个加速度计二次项误差系数均为10g/g2 (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, X和Y向位置误差、速度误差均有削弱, 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。

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, 1991:1-2.LU Yuan-jiu.Inertial Sensors[M].Beijing:Astronautic Publishing House, 1991:1-2.

[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 of FOG[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 Endurance Marine Navigation[C]//IEEE Position Location and Navigation Symposium, Piscataway, N J, 1980:115-129.

[5]SUN Feng, CAO Tong, XU Bo, et al.Initial Alignment for Strapdown Inertial Navigation System Based on Inertial Frame[C]//2009IEEE International Conference on Mechatronics and Automation, Aug9-12, 2009:3751-3756.

[6]Yang Y, Miao L J.Fiber-Optic Strapdown Inertial System with Sensing Cluster Continuous Rotation[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 2004, 40 (4) :1173-1178.

[7]ZHAO Lin, WANG Xin-zhe, HUANG Chen, et al.The Research on Rotation Self-Compensation Scheme of Strapdown Inertial System[C]//2009IEEE International Conference on Mechatronics and Automation, Aug9-12, 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 of Tactical 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-frequency Differential Laser Gyroscope[D].Changsha:National University of Defense Technology, 2007.