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.     

一种低精度捷联式惯导系统初始对准方法

捷联式惯导系统的对准,是指在系统进入工作前建立姿态矩阵的初始值。针对低精度捷联式惯导的初始对准,提出了基于捷联式惯导系统和双天线GPS测向系统组合的初始对准方案,并着重推导了失准角和陀螺常值漂移的计算过程,最后利用最小二乘法进行了实验验证,结果表明方法可行。     

一种捷联惯导系统姿态测量新算法的应用研究

为改进捷联惯导系统姿态矩阵的解算、实时计算等问题,本文引入四元数三阶泰勒展开递推式作为捷联惯导系统的姿态更新算法,着重解决了使用三阶泰勒展开递推式进行姿态计算的方法,并对某陆地捷联惯导系统的量测数据,用C语言进行了相应的仿真.本文的工作为改进捷联惯导系统算法提供了参考依据.     

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。     

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。     

垂线偏差对捷联惯导姿态对准的影响和补偿

为研究垂线偏差对静基座捷联惯导精对准的影响,建立了考虑垂线偏差的捷联惯导误差方程,将重力扰动项分为引起比力测量偏差的部分g■和用于重力模型修正的部分δg~n,提出等效零偏■;基于考虑垂线偏差的静基座下Kalman滤波对准模型推导了姿态的极限对准精度,并给出提高水平姿态对准精度的最优垂线偏差补偿的表达式。仿真结果表明:垂线偏差主要影响惯导系统初始对准的姿态精度,尤其是水平姿态精度;但对捷联惯导系统进行垂线偏差补偿并不一定能提高姿态对准的极限精度,要根据垂线偏差的大小、方向具体分析;当按照最优垂线偏差补偿公式进行补偿时,能够最大程度地提高水平姿态对准精度。仿真结果与理论分析一致。     

新算法在划船和伪划船效应中的应用

划船效应补偿是高精度捷联惯导系统解算的重要环节。通过研究其误差特性,推导了新的通用划船效应补偿公式。同时提出了角振动环境中伪划船效应的存在,对伪划船效应的产生原因、表达方式以及对捷联惯导系统的影响进行了分析。对新的补偿算法在划船效应和伪划船效应下进行了仿真试验。     

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°。     

捷联惯导大失准角误差模型在快速传递对准中的应用

针对快速传递对准中主子惯导相对姿态存在大角度的情况,推导了捷联惯导大失准角误差模型.该模型采用欧拉角表示姿态误差,并用欧拉运动方程准确描述其传播规律.鉴于该模型中的姿态观测方程是复杂的非线性函数,采用无需求导的UKF算法,并采用奇异值分解(SVD)解决方差阵的病态问题.仿真结果表明,该算法在小角度误差条件下滤波精度优于线性模型,并且适用于大角度误差条件.     

精确制导火箭弹传递对准研究

以常规火箭弹制导化改造过程中弹载捷联惯导的初始对准为背景,研究了利用发射车车载高精度定位定向系统作为主惯导,对火箭弹捷联惯导进行传递对准的速度加姿态匹配方案,介绍了在三轴转台上进行实验验证的方法、过程和结果。实验结果表明,该方案对准精度高、对准时间短、对准机动要求简单,可以有效完成制导火箭弹捷联惯导的初始对准。     

车载惯导大倾角导航姿态误差的理论分析北大核心

为了分析车载惯导大倾角下的导航姿态误差,提出了大倾角状态下转台方位轴不铅垂度是导航姿态误差的误差源;推导出车载惯导大倾角工作时导航姿态误差与惯导姿态角及转台不铅垂度相关的理论公式,并进行了仿真和实物验证。研究结果表明,大倾角状态下惯导导航输出的方位角误差是转台不铅垂度受方位调制后乘以俯仰角的正切值,橫滚角误差是转台不铅垂度受方位调制后除以俯仰角的余弦值,俯仰角误差是转台不铅垂度受方位调制的结果,与惯导俯仰角大小无关,转台存在不铅垂度时,大俯仰角下导航方位角和横滚角误差明显增大。惯导导航姿态误差呈现360°周期变化的规律且与惯导横滚角大小无关。     

战略导弹惯性/星光复合制导技术研究

以Kalman滤波为基础,研究了惯性/星光复合制导系统的原理和特点,并对系统进行了计算机仿真。通过将惯导系统和星敏感器所测得的战略导弹相关姿态信息进行数据融合,估计出复合制导系统的误差状态量,进而修正惯导系统的位置、速度和姿态角误差。仿真结果表明,采用惯性/星光复合制导可以有效地提高战略导弹的姿态精度。     

速度加姿态匹配的捷联惯导在线标定路径设计

捷联惯导误差参数的时变性对导航精度的影响很大,需要进行在外场条件下的在线标定.逆向运用PWCS可观测性分析理论,分析了“速度+姿态”匹配条件下惯导12个误差参数(陀螺和加速度计的零偏及刻度系数误差)完全可观测的条件,提出了车载惯导在线标定的路径设计原则,最后仿真验证了所设计原则的有效性.     

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.     

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.     

一种改进的高动态SINS姿态更新算法

为了提高捷联惯导姿态解算的精度,介绍了捷联惯导姿态更新的流程及常用方法,并提出了一种改进的等效旋转矢量姿态解算算法。对改进算法的姿态解算算法在低动态条件和高动态条件下分别进行了仿真实验,结果表明改进算法在低动态条件下的姿态解算精度和毕卡四元数法相当,在高动态条件下的姿态解算精度远高于传统毕卡四元数法。     

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。     

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。     

基于单GPS观测的SINS姿态校正方法

针对车(船)载惯性和GPS组合导航系统(INS/GPS),研究单天线GPS对INS的姿态校正方法。提出一种基于单天线GPS进行捷联惯导(SINS)机动中对准和姿态校正方法,该方法以GPS两个不同时刻的不共线速度向量为参考向量,利用TRIAD算法进行姿态确定,并设计了Kalman滤波器估计姿态四元数。仿真试验表明该方案能较好地校正惯导系统的初始对准误差,并通过实时校正保持长期的姿态精度。     

火箭弹载捷联惯导在线标定中旋转运动方案设计

在火箭炮发射之前,需要对弹载捷联惯导各个误差参数进行标定,通过在捷联惯导标定过程中加入横滚运动可以提高误差参数的可观测性,从而提高标定精度。但当前研究中没有给出标定时弹体横滚运动的具体参数,不利于实际应用。对弹载捷联惯导标定过程中的误差进行了计算分析,得出在标定开始阶段当弹体横滚运动加速转过0.2π角度时,对陀螺常值漂移标定效果最好,并通过对比仿真实验,结合实际分析得出了弹体射前标定阶段的最优运动参数。