捷联惯导圆锥误差补偿算法

捷联惯导系统姿态更新算法是捷联惯导算法的核心。姿态计算中的圆锥效应是姿态误差的重要影响因素,等效旋转矢量算法是解决圆锥误差的有效方法。在分析等效旋转矢量算法原理的基础上,总结了各种多子样等效旋转矢量算法,并通过仿真对比分析了各补偿方法的性能。     

三子样旋转矢量优化姿态算法在捷联惯导中的研究

捷联惯导姿态算法是捷联惯导算法的核心.针对陀螺输出为角增量的情况,设计了旋转矢量多子样算法,并基于圆锥运动环境下,提出了旋转矢量多子样算法.以工程应用为背景,选择采样时间固定不变,在3种圆锥运动情况下,对多子样旋转矢量优化算法进行了仿真比较.结果表明,在满足实时性和精度要求方面,三子样旋转矢量优化算法为有效的工程应用方法.     

一种基于角速率的改进旋转矢量姿态更新算法

为了提高姿态更新精度,提出了一种利用前周期角速率进行优化的改进旋转矢量姿态更新算法。通过对基于角速率的旋转矢量更新算法及其算法误差的推导,针对单子样、双子样、改进双子样算法在圆锥运动条件下情况进行了仿真,并开展跑车试验。仿真结果表明,在高动态的圆锥运动条件下,利用前周期角速率的优化双子样算法,比传统的姿态更新算法具有更高的精度;跑车试验结果验证了算法的正确性和有效性。     

角速率输入下的捷联惯导系统改进航姿算法

针对角速率输入下仅利用角增量信息的等效旋转矢量算法精度降低的问题,结合当前角速率、角增量并引入前次角增量信息,提出了一种捷联惯导系统的改进等效旋转矢量航姿算法.在角速率输入条件下,获得了理论上的圆锥误差补偿效果,纯圆锥运动的仿真结果表明捷联系统的姿态精度得到了改善.     

高动态环境下的捷联惯导系统姿态算法的研究

捷联姿态算法性能的优劣直接影响捷联系统的导航精度，文中以精确弹药为应用对象．对高动态环境下的四元数的四阶一龙格库塔法和三子样旋转矢量法通过仿真进行了比较。以典型圆锥运动为输入信号．以圆锥漂移为检验算法的基准，应用simulink建立的仿真模型给出了姿态角误差仿真的结果，并对结果进行了分析。仿真结果表明．等效旋转矢量法对提高高动态环境下的导航精度更具有实用价值。     

一种改进的捷联惯导系统姿态算法

在应用旋转矢量的捷联惯导系统姿态解算中,陀螺采样频率一定的情况下,要提高圆锥误差的补偿精度,除了利用当前姿态更新周期内的陀螺输出,还应利用前面周期的陀螺输出。通过分析,提出了一种利用前M个周期输出的N子样圆锥误差补偿算法的通用形式。这种补偿算法的系数可由矩阵的简单计算获得,无需繁琐推导。最后,通过理论推导和仿真验证,该算法在不增加子样数的基础上能有效提高圆锥误差的补偿精度。     

一种基于导向矢量相关的测向算法研究

针对传统的被动测向体制安装受限、资源消耗多、计算量大的问题,介绍了基于导向矢量相关的迭代测向法。分析了环阵天线模型的导向矢量,选取合适的相关函数搭建了导向矢量相关计算模型,基于该模型,研究了迭代测向算法。最后仿真验证了,该算法精度高、资源消耗少、运算量小。     

激光陀螺姿态更新的等效旋转矢量算法研究

由于目前的激光陀螺大多采用机械偏频措施,导致激光陀螺捷联系统经常工作在大角速率状态。本文算法设计上充分考虑到这一点,用基于等效旋转矢量的四元素算法实现激光陀螺平台的姿态更新,并针对圆锥运动环境进行了姿态算法的仿真分析。该算法的解算精度较常规算法有很大提高。     

角速率输入下的姿态算法设计

传统的捷联惯导姿态算法以陀螺角增量输入为基础，但是有许多陀螺输出为角速率，若由角速率提取角增量则会带来很大的算法误差。为此，设计了一种仅使用角速率做输入的旋转矢量算法，并给出了圆锥误差表达式。仿真表明。算法具有较高精度，可显著减少运算量，提高系统输出响应速度。     

小型战术导弹捷联惯导算法及仿真平台研究

为减小系统编排的复杂程度,减小计算量,根据小型战术导弹射程近、飞行时间短的特点,建立了简化的惯导基本方程及相应的系统编排模型。在传统三子样旋转矢量算法的基础上,采用改进型三子样旋转矢量变量更新算法建立了捷联惯导仿真平台,并通过仿真验证了惯导方程简化的合理性和算法的正确性。     

一种新的捷联惯性导航系统姿态四元数方程求解方法

为了解决传统四元数算法计算精度不高的问题,借鉴三子样旋转矢量法的求解过程,提出了一种新的四元数微分方程求解方法——三子样四元数法。三子样四元数法结合四元数微分方程求解旋转四元数的高阶导数,用抛物线拟合载体的角速度并给出角增量形式的计算公式,再根据旋转四元数泰勒展开式建立求解模型。仿真结果表明,当三子样四元数法取到9阶时,整体结果优于三子样旋转矢量法。     

基于角增量提取改进算法的旋转矢量法

旋转矢量法应用于角速率陀螺时,将角速率转化为角增量产生了较大误差,为使旋转矢量法有效地应用于角速率陀螺的姿态解算,该文提供了一种改进的三子样旋转矢量法。该方法在经典三子样角增量提取算法上,增加了前后各1／3周期的节点,使得采样值更加有效利用。在不增加区问子样数的前提下,使每个有效节点至少被使用5次,大大降低了角速率向角增量转化的误差。仿真结果表明,该算法可以有效应用于角速率陀螺。     

旋转矢量在高动态全姿态飞行器运动方程中的应用

基于旋转矢量是表示角位置变化所对应的等效旋转而不是角位置本身这一基本思想,同时借鉴旋转矢量在捷联惯性导航算法中的应用,建立了将旋转矢量应用于高动态全姿态飞行器运动方程的数学框架。既克服了欧拉角法不适于全姿态解算的缺点,同时,相比于四元数法又提高了高动态角运动情况下姿态解算的效率。对旋转矢量法、四元数法和欧拉角法在数值解算中的不可交换误差进行了分析。据此,针对单通道具有高动态特性的轴对称飞行器,建立了基于准弹体系的旋转矢量法,提高了解算效率。基于某型滚转导弹运动方程的数字仿真表明了旋转矢量法在姿态解算中的有效性和广泛性。基于旋转矢量是表示角位置变化所对应的等效旋转而不是角位置本身这一基本思想,同时借鉴旋转矢量在捷联惯性导航算法中的应用,建立了将旋转矢量应用于高动态全姿态飞行器运动方程的数学框架。既克服了欧拉角法不适于全姿态解算的缺点,同时,相比于四元数法又提高了高动态角运动情况下姿态解算的效率。对旋转矢量法、四元数法和欧拉角法在数值解算中的不可交换误差进行了分析。据此,针对单通道具有高动态特性的轴对称飞行器,建立了基于准弹体系的旋转矢量法,提高了解算效率。基于某型滚转导弹运动方程的数字仿真表明了旋转矢量法在姿态解算中的有效性和广泛性。     

导航系统航迹仿真及应用

提出了一种模拟航迹的仿真算法,为捷联惯导算法的研究提供丰富的仿真数据。应用此算法设计模拟了一条航行轨迹,根据仿真得到的机体角速度对锥运动情况下旋转矢量优化算法的优劣进行测试,证明了航迹仿真对捷联惯导算法研究的重要性；根据仿真得到的位置信息,结合某型飞机的实际航行控制方法．由导航系统构成航行轨迹并在电子地图中进行定位和航迹仿真显示．证明了方法的可行性和有效性。     

捷联惯导系统中补偿安装误差的优化算法研究

在无陀螺捷联惯导系统中。以高自旋弹丸运动姿态测试为研究背景，针对以往解算载体角速度精度不高。导航误差随时间积累较快的问题，提出一种新的十二加速度计配置方案。并在此方案下采用了一种提高角速度解算精度的优化算法，该方法运用阻尼高斯牛顿迭代法对加速度计的安装误差进行补偿修正。进行相应的仿真试验，并与理论值进行误差分析．证实了该方案的可行性和算法的有效性。     

捷联惯性导航系统姿态算法综述

对欧拉角法、方向余弦法、三角函数法、Rodrigues参数法、四元数法和等效旋转矢量法等六种描述捷联惯性导航系统姿态的方法进行叙述和分析。主要探讨了基于四元数法和等效旋转矢量法的各类姿态更新算法．为进一步研究各类算法提供了一定的参考。     

捷联惯导摇摆基座自对准中圆锥误差补偿算法

针对捷联惯导系统（SINS）在摇摆基座上的自对准误差,提出了减小圆锥误差、提高自对准精度的具体圆锥误差补偿算法。分析比较了四元数四阶龙格-库塔算法、等效转动矢量的二子样、三子样等圆锥误差补偿算法及其理论补偿效果。结合仿真和实验结果得出：自对准误差随算法子样数的增大而降低,子样数增加1,北向对准误差减小近1倍,姿态角的离散度降低;随摇摆幅度的增大和频率的提高,三子样补偿算法的自对准精度接近稳定;综合考虑采样频率、子样数、计算量和对准精度要求,选择三子样圆锥误差补偿算法可以满足SINS摇摆基座下的自对准要求。     

一种基于CoSaMP 的双基地ISAR 稀疏孔径机动目标成像方法

针对双基地逆合成孔径雷达稀疏孔径条件下对机动目标成像会发生散焦的问题,通过建立包含旋转角加 速度与旋转初速度的比值γ 和双基地时变角度的符合目标回波特性的稀疏基,结合CoSaMP 算法对稀疏孔径信号进 行机动目标的求解成像,仿真验证了算法的有效性。     

基于Ozone算法的GPS大地坐标变换

基于Ozone算法的GPS大地坐标变换,采用WGS-84地心坐标系.其基本参数包括椭球体长/短半轴和体扁率、地球引力常数及自转角速度等.该算法无需迭代,即可由大地直角坐标直接求出地理坐标.其算例只考虑经纬度二维情况可满足精度要求,并提高数据处理效率.