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。     

“阿波罗”宇宙飞船无平台惯性系统特性的测量和预报

在包括有陀螺稳定平台组成的稳定、控制和导引的主要系统的同时,“阿波罗”宇宙飞船的登月舱还备有应急的无平台惯性系统。此控制系统的研制开始于1964年。1969年3月在“阿波罗一9号”宇宙飞船飞行时,无平台惯性系统曾进行了考验。这次飞行是在未来的捷联式惯性导航系统设计道路上重要的一步。曾表演了无平台惯性系统的工作效能,并消除了对在飞行器机动时这种系统准确性的怀疑。在这次和以后几次的飞行中,证实了这种导航系统误差的分析方法和所运用的设计原理的正确性。     

捷联惯性系统中 IMU 安装误差及陀螺漂移的估计

为减小IMU 安装误差及陀螺漂移对捷联惯性系统导航参数精度的影响,采用速度/姿态角组合匹配传递对准模型的误差方程和IMU的安装误差角方程结合的方法组成新的滤波器模型,并引入改进的BP神经网络算法,实现了IMU安装误差及陀螺漂移的快速有效估计.为对捷联惯性导系统的各项导航参数进行修正和补偿、提高导航精度提供了依据.     

电控双态陀螺罗经的惯性误差

电控罗经是在近代自动控制,电子技术及精密仪器制造等技术发展的基础上出现的一代新型陀螺罗经,是陀螺罗经今后的发展方向。但是电控罗经的理论在目前远没有摆式罗经那样完整、系统,尤其在惯性误差方面。本文从建立运动微分方程式入手,通过方块图传递函数采用比较严格的数学方法得到惯性误差表达式。并给以误差形成的物理解释。指出电控罗经基本参数的设计计算方法及误差的消除途径。对电控罗经惯性误差的形成机理作了一些初步的探讨。     

激光陀螺及其应用展望

激光陀螺捷联式惯性导航系统在航空、航天和航海领域中正在开始被采用。本文对激光陀螺的主要优点及应用展望作一粗略介绍。着重谈如下三个方面的情况,即斯佩里公司研制的船用火控系统姿态基准MK16MO d 11稳定元件,用于空对地战术导弹中段制导的SLIC-151MU惯性测量装置,以及霍尼韦尔公司研制的用于飞机的LINS激光陀螺惯性导航系统。通过这些系统的介绍可以看出,对捷联式惯导来说激光陀螺所具有的一些独特优点,以及在其它领域中的一些良好应用前景。     

激光陀螺捷联惯导系统元件误差自标定技术

通过设计一种实用的激光陀螺捷联惯性导航系统自标定算法,保证在外场使用情况下,能对惯性器件误差(三个陀螺漂移和三个加速度计零位)进行精确标定,确保系统长期使用精度.在完成算法设计的基础上,进行了仿真计算,取得满意的仿真结果.     

捷联惯导惯性系对准误差分析

针对捷联惯导晃动基座下惯性系粗对准两种不同的计算方法,分析了由陀螺常值漂移和加速度计零偏引起的漂移误差（即平台失准角）、刻度误差和歪斜误差,并推导了这些误差项与惯性元件误差之间关系的解析表达式。结果表明：两种惯性系对准算法的平台失准角具有相同的极限精度,并且与传统解析对准法的精度一致;惯性系对准法的歪斜误差很小可以忽略,但需对姿态阵正交化以消除刻度误差的影响。     

惯性定向定位/导航技术及发展概况

阐述了惯性导航、陀螺罗经定向工作原理和捷联惯性导航的计算问题,以及GPS的有关情况。最后,预测捷联惯性系统和GPS 组合将成为航空、航海和陆地车辆导航定位的主要装置。     

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。     

以地理座标系计算的捷联式惯性导航系统的误差分析

捷联式系统的特点在于它们没有常平架支撑结构,这种系统把三个陀螺及三个加速度表直接地机械安装在飞行器上以提供导航功能。依靠陀螺信息建立起某种参考座标系,机载数字计算机存储记忆飞行器相对于该参考座标系的姿态。因此,计算机能够提供必要的座标转换,把加速度表的输出转换为参考座标系里的量。导航计算方式和以前讨论过的平台系统的计算方式完全一样。     

捷联式惯性制导系统

引 言 惯性制导系统能自主地产生飞行器的位置、速度和姿态角等各种参量。测量值是飞行器相对惯性空间的线运动和角运动的数据。最早用于控制和稳定飞行器角运动的陀螺装置可以看做是惯性制导系统的前身。这些装置没有外部的校正只能在很短的时间里独立地工作。现代复杂系统采用了陀螺、加速度表和计算装置,能在足够长的时间内自主地产生飞行器的位置、速度和姿态角等参量。     

捷联惯性+星光修正组合导航研究

针对捷联惯性导航系统的初始对准误差所造成的导航误差,提出了捷联惯性+星光修正组合导航方案。利用光学导引头得到的星体观测值,估计初始对准误差,进而修正捷联惯性导航的姿态角、速度和位置。推导了捷联惯性+星光修正组合导航算法,得到了初始对准误差的估计公式和速度、位置的修正矩阵,并通过仿真分析证实了方案的可行性和算法的有效性。     

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.     

航天科技集团公司九院13所

正13所、230厂分别是我国最早组建的航天惯性技术专业研究所和精密惯性器件专业制造厂,也是我国航天领域重要的惯性技术产品研制和生产基地。2013年11月,为顺应航天事业发展新形势,航天科技集团公司九院对13所和230厂实施改革重组,所厂携手踏上了打造创新型、开放型、融合型惯性导航科研生产联合体的新征程。目前,13所拥有各类惯性仪表、惯性平台系统、挠性陀螺捷联系统、激光陀螺捷联系统、光纤陀螺捷联系统、MEMS陀螺捷联系统的研发、设计、生产、试验和鉴定能力,是我国惯性技术产品较全、型号应用领域较广的"国家队"。     

惯性组合误差标定中边界条件的确定和数据处理方法

利用弹道导弹速率捷联惯性测量组合的数学模型, 研究了惯性组合误差标定中的边界条件确定的方法,给出了标定后数据处理的关键程序代码, 可用于对惯性组合工具误差的补偿。     

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。     

惯性技术在角度测量中的应用研究

阐述了用一个双自由度陀螺和两个加速度计构成的简易惯性捷联系统进行角度测量的原理,推导出测量方程,并给出了仿真结果。     

美国激光捷联惯导技术发展现状

本文是在对美国捷联惯导基准和测试系统考察的基础上,重点介绍了美国霍尼韦尔军事电子部门生产的激光陀螺捷联惯导系统和由其构成的低成本综合飞行器控制系统、客错系统与组合导航系统,以及它们的组成、性能特点、主要技术指标、应用和发展概貌等,并简要介绍了捷联惯导系统的测试设备。最后,对我国捷联惯导技术今后的发展趋向提出了一些肤浅的看法。     

用捷联惯性测量组合确定宇宙飞行器空间位置的计算方法

应用捷联惯性测量组合,确定宇宙飞行器空间位置的计算方法。 捷联惯导系统的发展,引起了我们对计算技术和确定宇宙飞行器空间位置计算方法更大的注意[1]。在这方面,首先要考虑应用四元数（K_BaTEPHNOH）,方向余弦和固有欧拉方程的可能性。因为完全再现飞行条件是非常困难的,所以根据数字模拟结果所得的方法多半都是《经验》公式,虽然在文献[2]中所作的解析和试验结果肯定了四元数的应用,但是在捷联惯导系统中对算法阶数和重复速度的选择问题,仍是一个有待解决的问题,对于宇宙飞行器的导航系统特性来讲,更是如此。     

无平台惯性导航系统的试验

相对陀螺平台惯性系统而言,无平台惯性系统在重量、体积、成本、可靠性和使用特性等方面具有一系列的优点。但是在下列两方面的特点,无平台惯性系统受到异议: 1.基准座标系的数学模拟区别于由稳定平台实现的物理模拟。 2.对安装在不稳定底座的敏感元件（陀螺和加速度表）的精度要求较高,并要承受很激烈的角运动。 典型的无平台惯性系统敏感元件组合由6个固联在飞行器壳体上的敏感元件组成,其中3个是用于角运动参量的测量（例如,陀螺）,另外3个是用于位移运动参量的测量（例如,加速度表）。利用相应的电子设备,将从测量设备组合来的信息加工成3个与绝对角速度向量在陀螺敏感轴瞬时方向的投影成比例的输出信号和3个与感受速度向量在加速度表输入轴瞬时方向的投影变化成比例的信号。