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为实现车载捷联惯导系统在行驶条件下的初始对准,提高车载武器系统的机动能力,提出一种里程计辅
助的捷联惯导系统行进间自主式对准方法。通过推导载体坐标系下的速度积分方程,利用姿态矩阵的链式法则,将
惯导初始对准转化为初始姿态的最优确定问题,进而采用 QUEST 算法求取初始姿态矩阵,并给出了算法的离散化递
推模型,实现了导航前一刻的行进间自主对准。仿真结果表明:该算法在无需任何先验姿态信息的条件下,能实现
捷联惯导系统的行进间快速高精度对准。 相似文献
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快速性和精度是捷联式惯性导航系统动基座初始对准的重要指标。优化对准方法(OAM)在短时间内难以获取足够多的观测信息,导致对准性能降低。针对此问题,提出一种基于逆向导航算法的改进动基座初始粗对准(IMCA)方法。通过逆向导航算法对存储的陀螺仪和加速度计数据进行虚拟延长并加以反复利用,扩展积分区间长度,以构建新的观测矢量、实现对准精度的提升。推导了载体坐标系下的OAM,分析了观测矢量包含的信息量对姿态确定精度的影响。基于车载实测数据,分别利用OAM和IMCA方法进行动基座初始对准试验,结果表明:相比于OAM,IMCA方法可在相同条件下实现更高精度的初始对准;IMCA方法应用在载体坐标系下动基座初始对准中是可行、有效的。 相似文献
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制导炮弹内弹道呈现高转速、大过载的特点,其导航坐标系统滚转通道无法进行初始对准。针对以上难点问题,根据无控段飞行特性,提出一种基于弹道弯曲角速度矢量的滚转角空中粗对准方法。在无需卫星、机动辅助的条件下,利用重力引起的弹道弯曲角速度矢量作为基准,通过单矢量定姿实现滚转角对准。为消除低精度陀螺仪的零偏、轴偏角等误差的影响,分析了弹体姿态运动测量信息的频域特性,利用FIR带通滤波器提取角速率陀螺信息中弹体滚转频点处的有用分量,并采取对准起始时刻冻结弹体坐标系下的积分策略,平滑随机测量噪声,从而提高对准精度。通过数学仿真手段,探究了惯性陀螺误差对对准精度的影响。数学仿真结果表明:该方法仅利用低精度角速率陀螺即可实现在无控段快速粗对准滚转角,误差在1°左右;在飞行搭载试验中,滚转角对准误差可控制在2°以内。 相似文献
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如果发射冲击很大或者初始对准时间很短,可能导致自主水下航行器(AUV)中捷联惯导系统(SINS)的初始平台误差角比较大,特别是方位误差角大时,它成为影响AUV自主导航精度的重要因素.发射后利用捷联惯性测量组件(SIMU)和多普勒测速仪(DVL)的采样输出,同时实施航位推算(DR)和捷联罗经对准(GA)2种算法.当GA在短时间内水平调平后,直接修正DR的水平姿态角;当GA方位对准基本收敛后,计算GA方位与DR方位之间的方位误差,并借助于航迹相似性原理修正DR的方位角和位置,从而提高后续阶段的AUV导航精度.仿真结果表明,该方法可以修正由初始平台误差角造成的定位误差,但对与DVL有关的定位误差无效,修正后AUV定位误差下降到不修正的19.8%. 相似文献
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针对GPS/SINS组合导航系统在高旋火箭上应用所遇到的初始对准困难、误差累积迅速等姿态解算难题,通过速度角辅助,提出了分段滤波进退算法修正初始滚转角技术。通过不断修正分段初始滚转角使SINS解算更趋于合理值。利用速度角修正技术,去除高速旋转造成的误差累积,再通过卡尔曼滤波得到较为准确的姿态信息。仿真结果表明,分段滤波修正初始滚转角可以有效地解算出较为准确的姿态信息。对实测数据的处理也证明,该技术可以应用于实际工程,解算得到的姿态信息满足工程需要。 相似文献
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针对捷联惯导系统在动基座条件下难以实现自主粗对准的问题,提出了一种采用GPS辅助计算姿态矩阵的新方法。姿态矩阵的计算被分解为三个独立的变换矩阵的求解,而GPS和IMU的输出数据则以积分的方式在不同的坐标系中表示出来,从而得出各个不同坐标系之间的变换矩阵以完成粗对准过程。经过仿真验证,该方法能使捷联惯导系统在动基座上快速的计算出初始姿态矩阵,且姿态角误差小于1°,满足为后续精对准过程提供初始值的精度要求。 相似文献