激光陀螺捷联惯导系统旋转调制技术综述

雷一非，谢 波，李淑英

（中国航天科技集团第十六研究所，西安710100）

0 引言

激光陀螺是一种非机电式中高精度惯性敏感仪表，具有稳定性强、精度高、灵敏度高、动态范围广等优点，是捷联惯导系统的理想惯性测量器件［1⁃2］，在民用航空与军用武器设备领域，特别是舰船、潜艇等设备领域中有着广泛的应用［3］。但是，基于导航系统原理上的缺陷，激光陀螺的导航定位误差会随时间累积，导航误差积累的速度主要由初始对准的精度、惯性敏感元件的误差及载体运动轨迹的动态特性决定，因而长时间独立工作后误差会很快发散。因此，对于长航时的应用场合，其导航精度往往不能满足任务需求［4⁃6］。

从工艺方面提高陀螺和加速度计的精度，存在技术难度大、周期性长等问题，因此在惯性器件的精度达到一定要求后，采用补偿器件偏差的方式进一步改善系统性能是实现更高精度导航的有效途径［2，7］。激光陀螺旋转调制技术（Rotation Modulation Technology of RLG）是一种系统级误差自补偿技术［8］，该技术将整个激光陀螺惯性测量元件（Inertial Measurement Unit，IMU）安装在转位机构上，通过转位机构绕一轴或多轴进行周期性旋转，改变IMU的姿态矩阵，使得短时间内数学平台的常值误差积分或均值尽量接近于0，以达到误差自补偿的目的［9⁃10］。该技术虽然不能从本质上克服系统误差随时间积累的问题，但能有效减少器件误差对导航精度的影响，可提高导航系统的精度和稳定性，延长系统的重调周期［11⁃12］。

1 旋转调制技术的基本原理

激光陀螺旋转调制技术以其独特的优点，逐渐成为长航时、高精度导航领域重要的技术手段。其基本原理可说明如下：假设IMU沿着东北天地理坐标系放置，方位陀螺零偏引起方位角的计算值向偏大的方向漂移，产生漂移误差。如果将IMU沿着水平轴旋转180°，则方位角的计算值即向偏小的方向漂移，能够和转动前形成的误差相互抵消，达到对漂移误差进行补偿的目的［10，13］。可以看出，激光陀螺旋转调制技术与传统机电式陀螺旋转技术的不同之处在于，系统的旋动或翻转并没有提高陀螺本身的精度，陀螺漂移依然存在，只是消除或减小了陀螺的常值漂移对导航计算结果的影响，从而在系统成本增加较小的情况下，充分发挥了系统的优势，获得了更高的导航精度［7］。其原理结构如图1所示。

图1 旋转调制型捷联惯性导航系统原理Fig.1 Principle of rotation modulation SINS

旋转调制型捷联惯导系统在捷联惯导系统外增加了旋转机构和测角装置（旋转变压器、光栅、感应同步器等），导航解算仍然采用捷联惯导算法，直接计算出的是IMU的姿态。根据IMU相对于载体的转动角度（由测角装置实时获得）进行IMU姿态矩阵到载体姿态矩阵的变换，可得到载体的姿态信息［14⁃16］。系统中旋转机构的存在目的是为了在一个转动周期内让惯性元件的常值漂移对导航所产生的误差能够自动抵消，相应的技术也被称为系统误差平均技术［7］。

一般而言，转子型陀螺由质量不平衡所产生的漂移与重力是密切相关的，系统在翻转抵消陀螺常值漂移的同时会引入与重力有关的漂移。而激光陀螺有对重力不敏感的优点，激光陀螺惯导系统在通过空间翻转来抵消陀螺相关误差的同时却不会造成激光陀螺本身精度的下降，因而激光陀螺旋转惯导系统更适合于采用转位技术来大幅提高精度［13，17］。

2 旋转调制系统的分类

旋转调制型捷联惯导系统根据转轴数目可被划分为单轴系统、双轴系统、三轴系统等类型，每种类型的旋转调制系统均有不同的误差传播特性。首先需定义三个重要的坐标系［24⁃25］：

导航坐标系（n系）oxnynzn：根据导航系统工作的需要而选取的作为导航基准的坐标系，用oxnynzn表示，通常选取地理坐标系作为导航坐标系；

载体坐标系（b系）oxbybzb：固连于载体上的坐标系，坐标原点位于载体的重心，oxb、oyb、ozb呈右手Descartes坐标系；

惯性测量组件IMU坐标系（s系）：IMU坐标系是旋转调制型捷联惯导系统特有的坐标系，坐标原点与载体坐标系重合，在初始位置时oxs、oys、ozs为惯性器件敏感轴的方向。

2.1 单轴旋转惯性导航系统

最早的旋转惯导系统的旋转机构具有一个旋转轴，转轴方向与载体方位轴取向重合。20世纪80 年代，Levinson［10，18］提出了一种系统级的误差补偿技术，即旋转调制技术，该技术理论上可以有效抑制惯性器件由常值偏差造成的误差发散问题。随后，Sperry公司开始了针对机械抖动激光陀螺单轴旋转惯导系统的研制，并于90年代开发了MK39Mod3C单轴旋转系统，又在此基础上发展了改进型的 WSN⁃7B 单轴旋转系统［19⁃20］，如图 2 所示。这两种型号产品的导航精度均可达到1nmile/24h，性能优良且价格便宜，已成为目前应用最为广泛的旋转式惯导系统，被大量装备于舰船和潜艇之上［20⁃22］。

图2 典型单轴旋转惯导系统的外观图Fig.2 Typical single-axis rotation INS

对于常用的激光陀螺惯导系统，由于抖动机构的空间不对称性，陀螺在上下翻转时，在重力影响下会引起陀螺零位的微小变化，因此单轴旋转惯导系统的旋转轴均选用沿重力敏感轴的方向［23］。在旋转调制型捷联惯导系统中，s坐标系是随着IMU位置的改变而实时发生变化的时变坐标系。假定初始时刻IMU坐标系与载体坐标系重合，控制IMU以恒定的角速度ω绕竖直方向进行连续转动，则t时刻载体坐标系与IMU坐标系之间的关系为

可以看出，由于IMU绕竖直轴旋转，水平方向上的惯性器件偏差被调制为周期变化信号，信号的震荡幅值大于陀螺常值漂移，在一个周期内均值为0，故对系统导航精度不产生影响。而在与水平方向垂直的旋转轴方向上，惯性器件的偏差并没有得到有效的调制，从而引发了捷联惯导系统定位误差随时间的累积［26］。这也是单轴旋转惯导系统的主要缺陷，由于其无法消除旋转轴方向惯性元件的输出误差，因此在实际导航系统的研制中，可以在旋转轴方向配置精度较高的惯性元件，而在其余两个轴向配置精度较低的惯性元件，从而在系统精度与成本之间实现较好的平衡［27］。

从工程实现的角度来看，单轴旋转惯导系统的优点在于实现简单、可靠性高，并且由于采用了温度补偿技术，不需要采用精密的温控措施，不需要 “滑环”结构，大大降低了实现难度、减少了故障来源、降低了成本，提高了系统的可靠性［2，23］。文献［23］用真实坐标系法分析了单轴旋转惯导系统的误差特性，结果表明系统误差的传播特性没有发生改变，依然存在Schuler周期、地球自转周期和Foucault周期，但系统中主要误差源和系统误差的传递关系发生了改变，并从频域角度分析了惯性器件旋转对系统经纬度误差、速度误差和姿态误差产生的影响，表明垂直于旋转轴方向的惯性器件误差受到了调制。文献［28］提出了一种改进的单轴旋转方案，将IMU安装在绕横摇轴或纵摇轴倾斜的平面上，设置了合理的安装角度，能够抵消旋转未调制的惯性器件误差，进一步提高系统精度，并对按纵摇轴倾斜的方案进行了仿真分析，结果验证了改进方案可使方位惯性器件误差得到补偿。在国内，国防科技大学龙兴武教授的团队较早开展了激光陀螺单轴旋转惯导系统的研制工作，目前已完成 1nmile/8h、1nmile/24h、1nmile/72h三种单轴旋转式激光捷联惯导系统。文献［29］介绍了其团队自主研制的高精度激光陀螺单轴旋转惯性导航系统，说明了系统的硬件组成，描述了系统的对准方式和温度补偿方法，给出了系统长时间工作的静态导航结果和跑车结果，具有很高的工程应用价值。

2.2 双轴旋转惯性导航系统

由于单轴旋转调制技术不能调制旋转轴方向上的器件误差，从根本上限制了系统精度。因此，在单轴旋转调制的基础上发展出了可以完全调制三个方向陀螺常值误差的双轴旋转调制技术。

20世纪80年代末，美国Sperry公司和Honey⁃well公司联合研制了MK49型双轴旋转激光陀螺惯导系统。该系统采用了双轴旋转调制机构，并用来对系统进行自校准、隔离外界横摇和方位运动等，经海试后被北约选定为船用惯性导航的标准系统，并大量装备其潜艇和水面舰艇［18⁃19，30］。Sperry公司在20世纪90年代发展了WSN⁃7A激光陀螺双轴旋转惯导系统，资料显示该系统的修正周期可达14天以上，是美国海军攻击型核潜艇和水面战舰的新一代惯导系统［7］，也是目前世界上最先进的旋转调制型捷联惯导系统。这两种捷联惯导系统的结构如图3所示。

图3 典型双轴旋转惯导系统的结构图Fig.3 Typical double-axis rotation INS

激光陀螺双轴旋转惯导系统主要由IMU及双轴转位机构组成，IMU横滚轴与旋转机构内框轴重合。在实际工作过程中，IMU通过双轴转位机构按照一定的周期和顺序分别绕IMU横滚轴和方位轴进行180°旋转，从而使IMU三个轴向惯性器件的常值误差均得到有效调制。其结构原理如图4所示［31］。

图4 系统级双轴旋转调制惯导系统结构图Fig.4 Structure with systematic dual-axis RSINS

在双轴旋转惯导系统中，IMU固连在转位机构上。假定初始时刻IMU坐标系与机体坐标系重合，激光陀螺和加速度计的输出可以表示为

经旋转变换后，可得双轴旋转惯性导航系统的误差传播方程

文献［31］提出了一种系统级双轴旋转调制激光捷联惯导工程实现方案，并对其系统误差特性进行了深入的分析及仿真，找出了影响系统长航时导航精度的误差源。仿真结果表明，陀螺常值漂移、加速度计零偏会增加系统震荡误差的幅值，较大的加速度计零位会引起较大的速度误差；由于IMU不停地进行转位，激发了陀螺安装偏角、标度因数误差，引起了震荡性系统误差；激光陀螺随机游走会引发系统发散误差，系统初始对准角误差虽然不会引起长时间发散误差，但会引起较大的长时间震荡性误差等。基于以上误差分析，文献还提出了一种系统级自标校方案，可对影响系统长航时精度的主要误差项进行精确估计。文献［32］分析了双轴旋转惯导系统的误差调制机理，并指出由于双轴转位系统的旋转角是定序交替变换的，因此对双轴旋转误差调制机理的分析等效于对两个单轴交替旋转误差调制进行分析。旋转矩阵为各单轴旋转矩阵依次按照内外环架结构顺序进行矩阵乘积，文献还设计了一种以实现平均惯性器件所有常值误差为目标的基于64次序的双轴旋转方案。仿真结果表明，合理的双轴转位方案能够将惯性元件常值误差、标度因数误差引起的导航误差全部平均，而随机误差和器件安装误差不能被完全调制，进一步验证了双轴旋转系统对误差的调制效果。

目前，国外的单轴、双轴旋转调制激光陀螺惯导系统已经大量装备于海军，替代达到服役期限的平台系统，国内关于旋转调制技术的研究也逐渐向工程应用的方向发展。三轴旋转捷联系统目前正处于实验阶段，据报道，2005年前后美国研制出了基于光纤陀螺的三轴旋转调制系统［15］，可以在长时间内对常值偏差、标度因数、安装误差角等误差进行较好的调制，并可同时隔离三个轴向载体运动的影响。从理论上说，该系统的精度仅受限于光纤陀螺随机游走系数［36⁃37］，因此其受到了美国军方的高度重视。

在国内，文献［38］提出了一种IMU相对地心惯性系的三轴四位置旋转方案。方案针对地理系的旋转方案无法抵消陀螺各误差项与地球自转角速度耦合项的缺点，提出了相对地心惯性系的三轴旋转方法，并进行了仿真实验与实物验证。结果表明，该方案能够消除惯性器件所有常值偏差对导航精度的影响，在国内引起了许多学者的关注。文献［39］在融合了单轴和双轴两种旋转调制系统优点的基础上，提出了一种四陀螺双单轴旋转调制捷联惯导系统结构，并详细分析了旋转轴的对准误差、惯性器件测量轴的对准误差、常值漂移误差、标度因数误差对惯导系统的影响，最后通过对无旋转调制系统、单轴旋转调制系统、双轴旋转调制系统和四陀螺双单轴旋转调制系统进行仿真对比，证明了四陀螺双单轴旋转调制系统的精度性能较单轴旋转调制系统有较大提高，与双轴旋转调制系统性能相当，但系统的复杂性明显降低，具有一定的工程应用价值。

3 旋转调制技术的主要研究内容

对激光陀螺旋转调制技术的研究主要包括转位方案的编排、IMU旋转速度和转停时间的选取、旋转机构的导航解算、旋转机构的误差分析、载体角运动隔离等方面。

3.1 转位方案的编排

旋转调制型捷联惯导系统的转位方案直接影响着系统的导航精度与性能。由于旋转式惯导系统存在多种误差和效应，合理的转位方案能够更大限度地补偿系统误差，提升系统的导航精度；而不合理的转位方案则会引起导航误差的不断增大，对系统的整体性能和精度产生严重影响。此外，转位方案的复杂程度也直接关系到导航系统的整体结构和成本。因此，合理而有效地编排转位方案成为了设计旋转调制型捷联惯导系统的关键。

旋转机构的旋转方式分为连续旋转和转停结合两种，所谓转停结合就是让系统旋转至某一位置，停止若干时间，然后启动旋转至另一位置，再次停止若干时间，如此周期往复。文献［23］对两种旋转方式进行了仿真分析，验证了连续旋转和转停结合两种方式引起的各种误差项基本一致，说明两种方式的补偿效果基本相同，但在采用转停结合方式时，IMU大部分时间相对于转台是静止的，极大地增加了系统的可靠性。文献［39］指出了正转和反转交替进行的旋转方式可以有效克服比例因子误差在旋转轴上带来的常值漂移，对单轴和双轴旋转方案都适用。目前，世界上主流应用的单轴旋转惯导系统大多采用了转停结合的正反转交替旋转方式。

对于单轴旋转系统的转位方案，常采用的是最大转角小于360°的四位置转停方案。该转位方案精度较高，易于工程实现。1980年，Levinson等［10］对激光陀螺单轴旋转调制技术的基本原理进行了研究，提出了一种四位置转停方案。系统采用转停结合的正反转运动方式，停止位置为-135°、-45°、＋45°、＋135°4 个位置，旋转速率约为10（°）/s，每个位置的停止时间大约为10min，在一个旋转周期内旋转时间所占比例小于3%，并进行了海上罗经实验［40］。该方案最大转角小于360°，并用软导线代替了转动机构的滑块，避免了导电滑块长时间工作对系统的影响，进一步提高了系统的可靠性，成为单轴旋转的经典转动方案。文献［16］指出，经典四位置转停方案在一个旋转周期内不能完全平均水平方向的器件常值误差，并提出了一种八次序的四位置转停方案，经过一个旋转周期，能够使水平方向的器件常值误差完全平均。文献［7］提出了一种改进的四位置转停方案，该方案延长了旋转机构在两个最大转角位置上的停留时间，在不增加转角的情况下能够完全平均水平方向的器件常值漂移。

对于双轴旋转系统的转位方案，由于军事保密的原因，目前在公开的资料中，很难找到已应用的WSN⁃7A、MK49等型号的具体转位次序。目前，常见的是一种八次序翻滚的双轴转位方案［7］。此外，十六次序［7，41］、三十二次序和六十四次序［42］的双轴转位方案都是在八次序方案的基础上变化而来的。文献［7］在静电陀螺平台翻滚方案［11，30，39］的基础上提出了八次序翻滚的双轴转位方案，将静电陀螺平台转动方案运用在激光陀螺双轴旋转惯导系统中，可以平均所有惯性元件的常值漂移或者慢漂，但同时引入了更大的误差因素。为此需对后四次序采取相反的转动过程，使一个转动周期内的误差累积角度为0，从而得到适用于激光陀螺双轴旋转系统的八次序转位方案，并采用实验室静态实验验证了该方案的可行性，证明了该方案能够抵消所有惯性元件的常值漂移误差、安装误差、加速度计的二阶非线性误差等，是较为合理的双轴转位方案。文献［7］还在八次序双轴转位方案的基础上提出了十六次序翻滚的双轴转位方案，其不但具有八次序转位方案的优点，而且解决了八次序方案标度因数不对称、误差抵消不完全、计算误差累计等问题，并从理论上证明了该方案是一种合理而实用的双轴转位方案。文献［41］提出了一种改进的十六位置调制方案，该方案不仅能调制常值零偏、安装误差和标度因数误差，还能有效地减小由陀螺安装误差引起的速度和位置误差振荡。仿真结果表明，该方案能够将由安装误差引起的速度和位置误差的振荡幅值降低至1/3，能够实现1nmile/5day的定位精度。文献［42］阐述了旋转调制的误差传播特性，并提出了一种六十四次序的转位方案。该方案将六十四次序的转位顺序分为四个小周期，其针对由对称性标度因数误差引起的姿态角误差的调制效果的调制比十六次序转位方案更为理想。文献［8］对十六次序和六十四次序方案进行了比较，并提出了一种改进的六十四次序转位方案，缩短了部分误差调制的周期，同时使部分误差的幅值被调制得更小。

不同的旋转方案能够调制的惯性器件的误差不同，相应系统的复杂程度和系统的成本也各不相同。文献［7］提出了设计合理的转位方案应满足的3个条件，得到了国内学者的普遍认可：一是要能抵消掉尽量多的惯性元件常值漂移误差；二是转位运动本身不能引起大的导航误差积累；三是尽量减小安装方位、标度因数等惯性元件误差在载体运动下所产生的导航误差。

3.2 IMU的旋转速度、转停时间

在旋转调制型捷联惯导系统中，IMU的旋转速度及在每个转位位置上转停时间的选取对系统的导航精度产生着重要的影响。对于一个完整的转停周期而言，总时间是固定的，因此旋转时间和停顿时间需结合IMU的旋转速度进行合理的分配。理论上讲，旋转速度越快、IMU停顿时间越短，引起的系统定位误差就越小，越有利于提高系统的导航精度。但是，IMU的连续转动又会加剧转动机构的工作负担，不利于提高系统的可靠性和稳定性。并且由于IMU转动为系统引入了新的误差源，陀螺标度因数误差和加速度计的尺寸效应也会随着转速的增大而急剧加大。

文献［23］通过仿真分析了各种误差源在不同旋转速度下对定位误差的影响，指出旋转速度对惯导系统精度的影响主要体现在其对陀螺和加速度计零偏的补偿上，同时转动会放大陀螺标度因数误差，使系统的性能变差。文献［43］基于惯导系统的单通道误差模型，对旋转速度和导航误差的解析关系进行了分析，指出当旋转速率接近Schuler频率时，导航误差会急剧增大。文献［7］采用十六次序双轴旋转方案进行了实验，指出当旋转速率不接近于系统的固有频率时，导航系统所受的精度影响较小，但转停时间会对系统精度产生较大影响。

在工程应用中，IMU的旋转速度和转停时间的选取要结合转动机构和惯性元件的技术要求进行考虑，同时也要避免接近惯导系统的各个固有频率，必要时可通过试验来选取合适的旋转速度和转停时间分配方案。

3.3 旋转机构的导航解算

旋转调制型捷联惯导系统仍然采用捷联算法，与捷联惯导系统相比，旋转调制捷联惯导系统中增加了IMU坐标系，其捷联解算回路有两种不同的形式。选择合理的解算结构，研究在不同结构下的导航解算方案，是旋转调制技术中的一项重要内容。

旋转调制捷联惯导系统有两种不同的解算方案，一种是将陀螺和加速度计输出的角速度信息和比力信息通过旋转机构转换到载体坐标系中，其捷联矩阵更新在载体坐标系和地理坐标系之间进行，采用典型的捷联算法进行导航解算，直接得到载体的速度、姿态和位置信息，这种方案为直接导航解算方案［9］；另一种是利用陀螺和加速度计的输出计算IMU的速度、姿态和位置信息，IMU相对载体没有线运动，其捷联矩阵更新在IMU坐标系和地理坐标系之间进行，所以载体的速度和位置与IMU相同。此时转位机构的作用是进行角度的变换，根据角度信息计算载体的姿态，故此方案被称为间接导航解算方案或角度调制型解算方案［31］。

直接导航解算方案需要转位机构的角速度和角位置信息，转位机构的测角误差将被引入到捷联解算回路中，进而直接影响惯性器件的转换精度，故此方案对旋转机构的轴系精度要求较高，并且当旋转机构的测角装置无法工作时，此方案将完全失效。而在间接导航解算方案中，转位机构的作用是进行角度的变换，其测角误差会在IMU姿态转换到载体姿态的过程中被引入到载体误差中，不会对整个解算回路造成影响，并且当系统不要求输出载体姿态时，测角装置可以省略，因此间接导航解算方案在成本、可靠性等方面相比于直接导航解算方案具有更大的优势，是旋转调制型捷联惯导系统的首选解算方案。目前，大多数已应用的旋转惯导系统都采用了此方案［20，30］。

3.4 旋转机构的误差分析

在旋转调制系统的误差分析中，由于引入了旋转机构，不可避免地会出现相应的控制误差，误差主要包括了测角误差、转轴稳定性误差和由转速不稳定引发的锯齿形速度误差。旋转机构测角误差的存在会导致陀螺常值零偏不能得到完全调制，残留的等效零偏误差会随时间增加而不断累积，最终导致发散而影响系统的导航精度。而在转停方案中，IMU在旋转和停顿的过程中速度变化较大，激光陀螺和加速度计的安装误差及激光陀螺的标度因数误差会引发系统输出速度波动，而产生锯齿误差（Sawtooth Velocity Error）［18，40］。

文献［35］指出了在不同的旋转方案中，测角误差对惯性器件常值零偏的影响，并通过仿真分析表明当旋转机构存在测角误差时，系统的纬度定位误差的波动幅度会大幅增加，经度定位误差的发散速度也会加快，从而影响旋转调制的效果，降低了系统的导航精度。文献［23］以激光陀螺安装误差为例分析了产生速度误差锯齿效应的原理，指出由于速度锯齿误差具有周期振荡的特性，其不会影响系统的长期精度，但对于对速度要求较高的应用场合，需提高标定精度，减小激光陀螺和加速度计的安装误差及激光陀螺标度因数误差，从而减小速度锯齿误差。文献［7］指出，锯齿形速度误差可造成一定的常值速度偏差，会引发缓慢增长的位置偏差，对于以惯导系统的输出速度作为舰载武器速度基准的场合，会造成不可忽视的影响，并提出了使用Kalman滤波法在系统对准阶段重新修正系统的安装方位矩阵和标度因数大小的办法来减小锯齿形速度误差的影响。

旋转机构的控制误差会直接影响载体的姿态精度，并且如果转轴的稳定性较差，会使IMU在动态环境中产生不可补偿的锥摆运动，进而影响系统的精度。

3.5 载体角运动对旋转调制效果的影响

在旋转调制型捷联惯导系统中，旋转机构与载体固连，通常的误差分析都是在假设载体相对静止的情况下进行的。在实际控制旋转机构时，若载体相对导航坐标系发生角运动，则IMU相对载体的转动会与载体角运动相互耦合，进而降低了旋转调制的效果。

载体角运动主要可被分为水平方向和旋转轴方向，它们与IMU旋转运动的耦合方式不同，影响旋转调制的过程也不相同。文献［44］对水平方向载体角运动做出了分析，指出等效陀螺误差与载体的水平角运动发生的时刻、角速度和角幅度有关。载体角运动的幅度和角速度越大，等效陀螺的误差就越大，旋转调制效果就越差，并推导了水平角运动影响旋转调制效果的方程式，仿真分析结果证明了理论分析的正确性。与水平方向角运动不同的是，旋转轴方向上的角运动会与旋转机构的旋转运动叠加在一起，导致IMU相对载体坐标系旋转的角度与旋转方案的设计相差很大，使惯性器件误差在导航坐标系内的轨迹不是完整的圆周，即误差不可完全抵消，剩余误差量会随着时间的积累而产生发散，严重影响了旋转调制的效果，降低了系统的导航精度［45］。文献［7］提出了一种载体航向角隔离的方法，利用转轴在惯性空间内转过的角度控制IMU相对载体的转动角度，使载体在导航系中始终按照设定的角度转动，从而隔离了载体航向角的变化。文献［46］提出了一种基于载体姿态解算的抑制方法并对其进行了改进，该方法简单易行、计算量小，并且避免了对转台频繁地进行加减速或制动。仿真结果表明，该方法可以有效抑制载体航向运动的影响，使系统导航精度与载体不做航向运动时基本相当。

在实际工作环境中，公路的起伏弯曲、海浪的波动等许多因素都会引发载体发生角运动。因此，研究载体角运动对旋转调制效果的影响，以及如何隔离角运动的影响，是研究旋转调制技术的一项重要内容。

4 结论与展望

激光陀螺旋转调制技术是一种系统级误差自补偿技术，能够有效减少器件误差对系统性能的影响，最大程度地延长系统的重调周期，提高系统的导航精度，具有广阔的应用前景。国内对旋转调制型捷联惯导系统的研究起步较晚，相比于国外发达国家，尤其是美国，在技术方面相对落后。国防科技大学在2007年研制出了国内第一台旋转调制惯导系统［7，14，47］，又分别对四位置转停的旋转方案进行了车载系统实验和船载系统实验［29，48］。此后，多家科研单位先后开展了旋转调制技术的研究工作，如中船707所、北京航空航天大学、哈尔滨工程大学、航空618所、航天16所等。

本文分析了旋转调制型捷联惯导系统的基本原理和类型，并从转位方案的编排、IMU旋转速度和转停时间的选取、旋转机构的导航解算、旋转机构的误差分析、载体角运动隔离等方面对激光陀螺旋转调制技术的主要内容进行了研究分析，为我国开展旋转调制型光学陀螺捷联惯导系统的研究提供了有力的参考。鉴于我国旋转调制技术的研究现状，本文提出如下两点建议和思路：

1）目前，国内大多数旋转调制型惯导系统均使用了单轴旋转方案。单轴旋转的优点在于实现简单，但其无法调制旋转轴方向上的器件常值及慢变偏差，而双轴旋转惯导系统可以抑制更多的误差效应。想要实现战略级的惯性导航精度，就有必要选择高精度的惯性器件，并采用复杂程度更高的双轴旋转调制方案。因此，解决调制方案实现难度大、成本高的问题是今后研究双轴旋转调制技术的主要方向之一。

2）目前在旋转调制方案中使用的激光陀螺大多采用机械式抖动偏频技术来克服锁区问题，在许多环境恶劣、温度变化剧烈的应用场合，陀螺精度会受到严重影响，进而影响系统整体的精度和稳定性。采用速率偏频技术［49］来克服闭锁效应，能够使激光陀螺避免上述问题，获得更高的精度。因此，将速率偏频技术应用于激光陀螺旋转调制方案中，能够有效提高系统的精度和稳定性，应予以重视。