基于四元数的SINS静基座大方位失准角误差建模

针对经典大方位失准角条件下捷联惯导系统(SINS)非线性初始对准模型不能精确表达姿态误差的传播特性,依据惯导系统姿态的旋转矢量表示法,提出了基于四元数微分方程推导的姿态误差模型,模型最终的表达也由欧拉角微分方程给出。基于无迹卡尔曼滤波(UKF)的静基座对准试验表明新的姿态误差模型对方位角失准角范围要求由10°内放宽到25°内,提高了在大方位失准角条件下初始对准的精度,表明模型的准确性有明显提高。     

一种基于地球重力场和磁场的姿态估计新算法

本文分析了基于地球重力场和磁场矢量观测进行姿态测量的算法存在的不足,提出了一种新的基于四元数的递推优化估计算法,算法本身内蕴保证了四元数估计值具有单位长度,在结合载体动态实现递推估计的同时,消除了现有递推算法中要求准确已知当地地磁矢量的限制,并可同步提供载体姿态的角速率信息.仿真结果表明了所提算法可以明显地提高测量精度.     

移动卫星通信自适应UKF组合导航姿态估计算法

为解决组合导航姿态估计航向角可观性弱,姿态估计精度低、易发散的问题,提出了一种单基线GPS辅助观测的组合导航姿态估计算法,通过四元数与修正的Rodrigues参数相互切换避免了四元数加权均值计算和协方差奇异问题,确保了四元数的规范化;通过有效利用单基线GPS航向角辅助观测,改善航向角的可观性,提高了三维姿态角的估计性能;通过使用开关自适应UKF算法,提高了算法的适用性和姿态估计的精度。实验结果证明,UKF姿态估计的精度优于EKF,最终三维姿态角的最小均方误差均在0.36°以内,估计误差均在0.5°以内,满足了宽带移动卫星通信的波束指向要求。     

二频机抖激光陀螺捷联惯导系统快速?方法

以教研室自行研制的90型二频激光陀螺捷联惯导系统为研究对象,详细分析了惯性系对准在静态及摇摆基座条件下的收敛时间、对准精度。理论分析表明,具体对准时间的取值应该根据IMU精度、算法参数设定以及扰动情况而定。经大量实验验证,静态条件下,对准150 s左右航向角收敛到稳态值,此时横摇和俯仰角振荡在1.5以内,航向角振荡在1'以内;摇摆基座条件下,对准200 s后输出横摇角和俯仰角误差在7以内,航向角误差在1.5'以内。实验结果充分证明了惯性系对准可以满足在短时间内输出姿态角达到一定精度范围的要求,具有良好的工程应用价值。     

一种运动中卫星辅助惯导对准方法

<正>针对动基座条件下的对准需求，给出了一种新的卫星速度辅助的惯导动基座粗对准算法。通过调整惯性解算方案及定义新形式的速度误差模型，获得简化的大方位失准角线性化卡尔曼滤波对准模型。试飞实测离线仿真结果验证了方法的有效性，120s时间粗对准水平姿态误差不大于2°，航向误差不大于5°，可满足后续精对准滤波器对小角度线性化模型的初始假设条件要求。捷联惯导系统精对准一般需在完成粗对准的基础上进行。静基座条件下的粗对准可根据加速度计对重力加速度的测量值和陀螺对地球旋转角速度的量测值计算出载体的姿态矩阵，     

激光捷联惯导多矢量定姿法晃动基座粗对准

针对激光捷联惯导晃动基座下受载体运动干扰难以实现粗对准这一问题,提出了一种惯性系下基于多矢量定姿的粗对准方法。首先分析了基于双矢量定姿的惯性系粗对准算法的原理和不足,在此基础上推导了基于多矢量定姿的粗对准模型,并对新方法进行了仿真验证。结果表明,与传统双矢量定姿惯性系对准方法相比,采用多矢量定姿能更充分利用观测信息,有效抑制干扰运动对对准精度的影响,建立更准确的捷联矩阵,同时使对准结果具有更好的稳定性。     

静基座捷联罗经初始对准方法

本文从分析平台罗经初始对准的原理出发，提出了静基座捷联罗经初始对准的原理并推导了便于软件编程的具体算法，通过对大方位误差角 SINS 非线性误差方程的简化，推导了粗略方位自对准的算法公式。     

基于强跟踪GHF的里程计辅助SINS动基座对准研究

为提高车载捷联惯导系统动基座初始对准精度,提出了一种强跟踪降维高斯-厄米特非线性动基座初始对准算法。里程计辅助捷联惯导粗对准后水平姿态误差角为小角度,里程计辅助捷联惯导动基座对准模型简化为大方位失准角非线性模型,采用降维高斯-厄米特滤波(GHF),以少数非线性状态积分点估计整个系统状态,减少计算量,应用强跟踪滤波,提高系统对突变的滤波状态的跟踪能力。实验表明,应用强跟踪降维高斯-厄米特滤波提高了动基座初始对准精度,减少了计算量,提高了滤波的稳定性。     

晃动基座下的SINS初始对准方法研究

晃动基座条件下陀螺和加速度计测量的地球自转角速度和重力加速度受到了摇摆晃动的干扰，无法根据陀螺和加速度计的输出直接获得初始姿态矩阵。针对这一问题，采用一种基于重力加速度的对准方法，通过静基座和晃动基座的对准试验验证了基于重力加速度对准算法的有效性，证明了该方法具有一定的工程应用价值。     

摇摆状态下车载捷联惯导系统初始对准方法研究

为了减小车载捷联惯导系统动态条件下的粗对准误差,使系统顺利进入精对准和导航阶段,对车体摆动干扰的特点进行了分析,提出一种补偿摆动误差,提高粗对准精度的方法;采用捷联惯导系统误差模型和卡尔曼滤波器,实现摇摆状态下车载捷联惯导系统精对准.仿真结果表明,补偿摆动误差后,基本消除车体摆动干扰,得到与静基座粗对准相当的结果;摇摆状态下精对准估计精度与静态估计结果基本一致,从而证明该对准方法的可行性与有效性.     

系泊状态下捷联惯导自对准算法

系泊状态下,陀螺仪与加速度计的输出会受到角运动与线振动的干扰。为此,该文在姿态求解方法(Wahba)初始对准方法的基础上引入隐式马尔科夫模型卡尔曼滤波(HMM/KF),由角运动和线振动引起的干扰经过HMM/KF滤波器被滤除。与传统数字滤波器采用先验固定截止频率相比,该方法具有更强的自适应性。利用海上实验对比分析引入HMM/KF滤波的对准结果,研究结果表明,该方法不需进行粗对准,能在系泊状态下快速实现自对准。     

散射天线自动对准的偏差分析及校正

介绍了天线偏移损耗,对天线自动对准原理进行了简要描述,通过对天线的粗对准及精确对准这2个环节的分析,确定天线粗对精度是保证天线自动对准成功的基础和关键,通过进一步对电子罗盘、角度传感器等设备精度及天线零位偏差分析,确定了天线粗对精度取决于天线零方位与于车体方位及天线零俯仰与水平面的偏差。为保证天线自动对准的可靠实用,提出了天线校准的方法步骤。     

联邦滤波在光纤陀螺捷联惯导系统传递对准中的应用

对舰载武器光纤陀螺捷联惯导系统相对舰船综合导航信息系统的动基座传递对准技术进行了研究,提出了将挠曲变形、时间延迟作为系统状态,并给出了系统状态方程和量测方程。采用联邦滤波作为信息融合算法的传递对准方法,对系统方程中的状态变量进行了可观测度分析,并推导了速度、姿态匹配子滤波器方程及主滤波器方程。最后进行了仿真试验,试验结果表明:该传递对准方法使方位精度提高20%以上;该方法能够有效解决舰船条件下光纤陀螺捷联惯导系统的传递对准。     

一种基于正弦波磁光调制的空间大范围方位自动对准方法

针对基于正弦波磁光调制的方位对准系统存在方位失调角对准范围小的问题,在阐述了方位对准原理、分析磁光调制后混合信号成分的基础上,提出了一种空间大范围方位自动对准方法。通过磁光调制前后交流信号(AC)的相位对比得出了判断失调角正负的方法,利用方位对准系统中下仪器的初始架设位置和转动方式实现了初始光强的自主测量,在此基础上利用大角度范围内采集的磁光调制后的直流信号(DC)建立了粗略失调角的计算模型,并详述了具体实现方案,下仪器在粗略失调角信号的控制下逐渐转动至小角度范围内。之后,利用磁光调制后采集的交流信号实现了小角度范围内失调角的精确测量,两个模型紧密配合保证了空间大范围方位自动对准。仿真结果表明,提出的方法理论上可以实现-90°～90°范围内较高精度的自动对准,有效扩大了方位失调角的对准范围,解决了传统的方位对准范围小的问题。     

基于小波的惯导系统初始对准方法研究

目前远程武器系统广泛采用捷联惯性导航系统,该系统在发射前要经过初始对准。由于惯性导航系统中所采用的陀螺仪和加速度表的噪声很大,影响了初始对准,降低了打击精度,为减小噪声影响,提出了一种基于小波消噪理论的捷联惯性制导系统初始自对准方法。研究显示,小波分解滤波可以显著减小惯性器件的噪声,利用经过消噪的信号进行初始对准,滤波器的收敛速度加快,在相同对准时间内精度有明显提高。     

插值粒子滤波在静基座捷联惯导系统初始对准中的应用研究

推导了大方位失准角条件下,捷联惯导系统(SINS)静基座初始对准非线性误差模型,提出一种基于插值粒子滤波(DDPF)的 SINS 静基座初始对准方法。分析了插值非线性滤波原理,结合插值滤波和粒子滤波的特点,利用二阶插值滤波算法得到粒子滤波的重要性密度函数。 在静基座状态下分别基于 DDF 和 DDPF 滤波算法进行初始对准仿真实验。仿真结果表明,大方位失准角的情况下,DDPF 非线性滤波具有更快的收敛速度和更高的对准精度。