捷联惯组测试性能分析评估技术研究

捷联惯组测试性能分析评估以捷联惯组加速度计位置标定静态误差模型为基础,建立了捷联惯组安装误差模型,分析位置标定原始数据,从而分离惯组与转台之间的安装误差,以评估捷联惯组的测试性能,确保捷联惯组的测试精度及测试结果的可信度.该技术作为"惯组性能分析评估系统"的重要组成部分得到了验证和应用.     

灰色关联判断矩阵的捷联惯组误差系数权重分析

针对捷联惯组误差系数对制导武器打击精度影响的差异,并结合实际样本数据为小样本的情况,提出了基于灰色关联判断矩阵的权重分析方法.利用灰色关联法分析计算捷联惯组误差系数与落点偏差的关联度,基于关联度确定矩阵元素,进而建立判断矩阵,最后应用归一化方法计算误差系数的权重.实例证明,灰色关联判断矩阵法能有效降低人为因素的影响,提高捷联惯组误差系数权重计算的精确度.     

冗余捷联惯组信息容错管理算法

对于单机多表斜置冗余捷联惯组的故障诊断、隔离和重构,提出无迹卡尔曼滤波结合三交叉容错融合方法。考虑各误差项,对不同的冗余配置建立统一数学模型。通过三交叉重构模型的设计可快速隔离一度故障并输出正确结果,对被隔离的故障表各误差系数采用无迹卡尔曼滤波方法标定,可辨识因误差系数改变而引起的软故障。以单机五陀螺的两种误差系数软故障为例仿真验证了冗余捷联惯组信息容错管理算法的正确性。     

自适应算法在捷联惯导初始对准中的应用

针对传统的卡尔曼滤波在捷联惯导初始对准中由于系统噪声和量测嗓声方差阵未知时,滤波的精度和快速性不能达到要求,甚至导致发散的问题.提出了一种改进的sage-Husa自适应滤波新算法,建立了捷联惯导系统初始对准误差模型,并在对捷联惯导系统误差模型进行简化的基础上,利用所设计的算法进行了仿真研究.仿真结果表明,改进的滤波算法使对准过程所需时间大大缩短,具有跟踪能力强、稳定性好和精确性高等特点,验证了该方法的有效性和正确性.     

捷联惯组与炮管之间安装误差角的标定方法

为了保证捷联惯导系统能够正确给出炮管高低角和方位角,必须对捷联惯组和炮管之间的安装误差角进行标定.介绍了利用经纬仪进行安装误差角标定的原理和方法,还提出另外两种计算安装误差角方法,包括利用欧拉角微分方程进行近似积分方法和利用主惯导与子惯导间的传递对准方法.经对比上述三种方法是等效的,其共同特点是炮管必须作高低角运动,并且要求在运动前后横滚角变化很小.最后,通过调炮试验验证了标定方法的可行性.     

捷联惯导在线标定的时间延迟补偿方法影响分析

在捷联惯导在线标定过程中,由于主惯导的解算和传输延迟,子惯导解算信息与进行匹配的基准信息不能完全同步,有些情况下时间延迟较大,且对标定精度的影响很大。首先介绍了一种消除时间延迟的方法,而后重点仿真研究了该方法中同步误差△t对捷联惯导在线标定精度的影响,仿真结果表明忽略会△t导致个别参数轻微发散,故为了进一步提高标定精度,在标定过程中考虑同步误差△t是必要的。     

捷联式惯导系统动态误差特性研究

根据载体运动状态下捷联惯性导航系统 (SINS)的误差方程时变的特点 ,推导出捷联惯性导航系统动态误差模型 ,并对其在几种动态环境下的误差特性进行了仿真研究 ,结果表明 :与静态误差特性相比 ,捷联式惯导系统的动态误差特性发生了较大的变化。     

车载激光捷联惯导系统的快速初始对准方法

首先建立了捷联惯导系统的误差模型,并对系统的误差模型进行了可观测性分析,然后针对车载激光捷联惯导系统的特点,采用卡尔曼滤波方法,对姿态误差角进行了估计,给出了方差仿真曲线.通过计算机仿真结果的分析,提出了一种快速估计方位失准角的方法,从而大大缩短了初始对准时间.仿真结果表明将该方法应用于车载激光捷联惯导系统初始对准中是有效的.     

中远程空空导弹目标截获概率仿真计算

分析了影响中远程复合制导空空导弹截获目标的主要因素,建立了捷联惯导误差模型、载机雷达观测误差模型、雷达导引头误差模型等,提出了用蒙特卡洛法的方法计算截获概率,并给出仿真实例.仿真结果表明了模型和算法的有效性和实用性,为分析捷联惯导、载机雷达等对目标截获概率的影响提供了方法和支持.     

舰载捷联惯导动基座 F-QUEST 初始对准方法

针对目前基于惯性系的捷联惯导动基座对准方法信息利用率不高及矢量观测选取不确定性导致对准精度下降的问题,提出了一种新的舰载捷联惯导动基座滤波四元数估计（filter quaternion estimation,F-QUEST）对准方法。构建了捷联惯导动基座初始对准模型,并利用姿态矩阵链式法则将惯导初始对准转化为姿态确定问题,进而采用 F-QUEST 算法求取姿态矩阵以实现捷联惯导动基座对准。车载试验结果表明：相比传统方法,新方法具有更高的对准精度和更快的收敛速度,水平姿态角误差只需3 s 即可收敛到0．01°。     

速率捷联惯性测量系统的数学模型及误差标定

分析了导弹速率捷联惯导系统本身产生工具误差的主要因素,建立了速率捷联惯性测量系统的数学模型,给出了利用地球的物理特性对速率捷联惯性测量系统进行标定的方法,最后利用最小二乘分析法,计算出速率捷联惯性测量系统的误差系数,用于在对导弹的制导过程中对工具误差进行补偿,提高导弹的制导精度。     

基于强跟踪滤波的捷联惯导/里程计组合导航

针对车载里程计刻度系数受轮胎胎压、温度等的影响实时变化,提出采用强跟踪滤波进行捷联惯导/里程计组合导航。强跟踪滤波利用卡尔曼滤波残差序列相互正交的性质,在线实时调整渐消因子,对突变状态有较强的跟踪能力。提出采用平均速度匹配方法以消除载车振动及里程计量化误差对组合导航的影响,同时将杆臂误差列入状态量,消除不准确的杆臂在载车转弯时对组合导航的影响,建立了捷联惯导/里程计组合导航模型。进行了实际组合导航跑车试验,结果表明组合导航的定位精度优于1‰D。     

捷联式惯性导航系统误差处理技术的新进展

捷联式惯性导航系统误差处理的研究在近年来取得很大进展 ,相继出现了一些新思想、新算法、新技术。首先对捷联惯导系统误差模型的研究现状作了系统总结 ,然后对捷联式系统姿态算法和误差处理技术进行了归纳和分析 ,重点介绍了近期出现的几种新技术 ,最后提出了捷联惯导系统误差处理技术的研究方向。     

基于最小误差模型估计的地空导弹飞行试验数据相容性检验

提出了基于递推最小模型误差估计(RMMEE)的地空导弹飞行试验数据相容性检验的方法,该方法采用导弹位置和弹体角位移测量,不仅能在线重构六自由度弹道参数,而且能估计捷联惯导的动态误差,从根本上克服了Klein模型的局限性。该方法对导弹速度、位置估值的初值不敏感,即使存在较大的捷联惯导动态误差,仍具有良好的收敛性和稳健性。     

捷联惯导与控制系统动态误差及补偿

本文分析了由敏感元件引起的捷联惯导与控制系统的动态误差。推导出其误差模型,介绍了动态误差补偿方法。     

载体姿态角与SINS位置误差的关系研究

为了研究载体姿态角对捷联惯导系统位置误差的影响,建立了静基座捷联式惯导系统的力学编排及误差方程,并通过仿真实验研究了载体在不同姿态角条件下捷联式惯导系统的经度误差随时间的变化规律。仿真实验结果表明:载体姿态角对捷联式惯导系统的经度积累误差影响较大,在[0°,5°]范围内,载体航向角对经度误差漂移的影响最大,载体横滚角次之,载体俯仰角最小。     

捷联惯导系统快速自对准误差模型的建立

通过对惯性制导系统两个基本方程的研究,求出了各状态矢量在各坐标系下的微分方程,然后以ψ角法所确立的平台为基准,分别推导得出惯性制导系统各主要状态的微分方程,从而建立了捷联惯性制导系统的误差模型.最后根据静基座捷联惯导系统初始对准的特点对其进行简化,得到了静基座捷联惯导系统快速自对准的误差模型.     

先验有色噪声补偿的卡尔曼滤波组合导航算法

根据飞行器实际情况,将舱内捷联惯导安装等效为弯扭耦合激励扰动下的Timoshenko梁和阻尼弹簧振子混合系统,分析其激励响应获取惯导随机误差中的有色噪声。将有色噪声作为先验信息,通过微分方程描述并导入惯导误差模型,设计增强的卡尔曼滤波组合导航算法,通过仿真飞行验证了算法的稳定性并与传统卡尔曼滤波组合导航进行了对比分析。     

捷联式速率陀螺仪漂移误差的分析和估算

本文从比较平台式与捷联式惯导系统的陀螺仪角度出发,叙述了飞行器捷联惯导系统对陀螺仪性能的要求;推导了动态环境下捷联速率陀螺仪的数学模型及其漂移误差的数学模型;对漂移误差进行了分析,并给出了漂移误差的表达式;最后,用平稳随机过程理论估算了动态环境下捷联速率陀螺的动态误差。     

CEC/SINS组合的相对导航与定位算法

针对协同作战中高动态机动平台,CEC中基本的相对导航算法会产生较大滞后误差、引起过冲现象以及惯导误差随时间累积等问题,研究了一种基于CEC/捷联惯导(SINs)组合的相对导航算法,分析并介绍了算法的基本思想和特点,并对其滤波器进行了设计.仿真结果表明:该算法弥补了惯导误差随时闱积累的不足,提高了其导航精度和稳定性.