无陀螺捷联惯导系统角速度解算方法的研究

无陀螺联捷惯导系统采用加速度计输出的比力代替角速度陀螺仪来解算载体角速度。本文提出了加速度计的３种安装方案,给出了每种安装方案载体角速度的解算方法,并分析了它们的精度。     

一种新的无陀螺捷联惯导系统配置方案设计方法

配置方案是现有无陀螺捷联惯导系统研究中的薄弱环节,缺乏系统的设计理论和方法.从加速度计的输出方程着手,推导出角速度解算误差和加速度计测量误差之间的关系方程,其中配置方案参数为方程参量.以角速度解算误差最小化为原则,采用混沌粒子群算法,利用某型导弹的飞行数据得到了最优的六加速度计配置方案.针对其不易安装的缺点,通过参数设定,仿真得到了易于实现的次优配置方案.仿真结果表明其角速度解算误差接近于最优配置方案,明显优于国外经典的Cub-type方案.     

无陀螺捷联惯导系统中圆锥误差的抑制

分析圆锥误差在无陀螺捷联惯导系统中的特性和表现形式,针对系统应用等效旋转矢量方法不能直接提供角增量的特点,设计和优化了角增量的获取方法,利用混沌粒子群算法优化了四子样等效旋转矢量方法中等效旋转矢量计算公式系数,并通过典型圆锥误差仿真实验验证了其能更好地消除圆锥误差的影响,提高系统导航精度.     

光纤陀螺捷联惯导系统专利分析研究

光纤陀螺捷联惯导系统不仅在国防和军事领域有强大的应用需求,在高铁等民用领域也有良好的市场前景。本文围绕光纤陀螺捷联惯导系统的相关技术开展专利检索和分析研究,包括技术分布分析、申请趋势分析、申请区域分析和申请人分析,并针对光纤陀螺仪和惯组的系统设计技术进行专利技术发展路线分析和技术功效分析,旨在厘清该技术领域的技术发展脉络、创新集中区域和技术空白点等信息,为光纤陀螺捷联惯导系统相关科研攻关和技术发展决策提供支撑。     

激光陀螺捷联惯导系统中惯性器件误差的系统级标定

为评估激光陀螺SINS的性能,需对系统中的惯性器件误差,包括随机漂移误差、刻度系数误差与安装误差角等,进行系统级标定。提出了卡尔曼滤波校准法,此方法利用激光陀螺SINS六位置静基座测试数据来标定系统中的惯性器件误差。其实现过程包括两步：首先,基于降阶处理思想,利用SINS的静基座测试数据,通过卡尔曼滤波来估计SINS系统中激光陀螺随机漂移误差及其他误差参数的耦合参量;第二步,比较两组不同位置的静基座测试数据的滤波辨识结果,对不同形式的耦合参量估值进行标量运算,即可获得SINS系统中其它惯性器件误差参数的校准值。卡尔曼滤波校准法的方法比较简单,测试易于实现,只需要一台精度比较高的手动三轴定位转台即可。另外,卡尔曼滤波法具有对测量噪声及环境干扰的影响不敏感、校准精度高的优点。卡尔曼滤波校准法的有效性与可行性已通过仿真测试得到了验证。     

旋转式捷联惯导系统误差分析

为了提高惯导系统长时间运行时的精度,采用旋转自动补偿技术来抑制系统误差的发散.分析旋转自动补偿的基本原理,得出旋转式捷联惯导系统下的误差传播方程,对光学陀螺的刻度因子误差、安装误差、常值漂移和随机漂移误差在旋转方式下的误差传播情况进行了分析研究.比较分析了单轴旋转和双轴旋转方式下对系统误差的不同影响.仿真结果表明:旋转自动补偿技术,能明显改善纯惯导系统误差随时间发散的特点,有效抑制误差的增长.研究结果可以作为旋转式光学陀螺捷联惯性导航系统进一步优化和工程设计的理论参考.     

捷联惯导系统可观测性的研究

采用奇异值分解和古卓夫柯夫方法分析了捷联惯导系统误差方程的观测性问题,讨论了如何选择系统的不可观状态,并用直方图给出了形象的说明。     

捷联惯导系统陀螺罗经对准性能的协方差分析

文中推导了协方差方程式的数值解,研究了初始对准回路滤波器参数设计方法。利用协方差分析,从统计意义上探讨了地面晃动基座上采用一阶数字滤波的捷联系统陀螺罗经对准的性能。分析了随机误差源的影响,指出动态干扰环境下,载体的扰动加速度和等效东向陀螺的常值漂移及随机游走噪声是造成方位误差的主要因素。     

捷联惯导系统姿态更新旋转矢量算法的优化研究

姿态更新算法是捷联惯导系统的主要算法,其涵盖了欧拉角法、四元数法、旋转矢量算法等几种类型,此种计算方法在应用过程中凸显出可实现不可交换误差补偿的特点,即利用陀螺角增量输出理念达到不可交换性误差补偿目的,并逐渐将其引入到实际工程领域中,满足工程开展需求,且透过关键算法获取相应的数据信息。本文从四子样旋转矢量估计分析入手,并详细阐述了旋转矢量系数优化的具体方法,旨在其能推动当前姿态更新算法的不断优化。     

捷联惯导系统的真锥误差分析

航行体的角振动和线振动是引起捷联惯导系统误差的重要原因之一,本详细分析了航行体角振动引起捷联惯导系统真锥误差的机理和原因,并给出误差的模型和减小误差的可能途径。     

捷联惯导系统的单陀螺方案研究

捷联惯导系统的姿态矩阵微分方程为为由的三个分量组成的反对称矩阵.可由三个单自由度陀螺或两个双自由度陀螺测得,可由计算机算出,所以,捷联惯导系统的惯性测量组件(IMU)需由三个单自由度陀螺或两个双自由度陀螺和三个加速度计组成.本课题的研究目的在于把捷联惯导系统 IMU 中的两个双自由度陀螺减少为—个.     

捷联惯导初始对准理论及仿真研究

阐述了捷联惯导系统初始对准理论，推导出SDS对准的基本方程，并采用SMM法对准回路进行设计，最后给出了仿真结果．     

光纤捷联惯导系统的双轴旋转调制方案

针对目前常用的双轴旋转方案对惯性器件的标度因数误差和安装误差的调制不完全的缺点,提出了一种改进的双轴旋转调制方案。该方法通过逐步分析系统的误差传播特性,设计每一转动次序的转轴和转动方向,使前后次序残余的器件误差互相抵消,从而提高了双轴旋转调制的效果,满足了捷联惯导系统自主导航精度的要求。对实验室常用的双轴旋转调制方案和改进的方案进行了对比研究,仿真和试验结果表明,改进的双轴旋转方案的速度误差和定位误差曲线的周期振荡幅值较原方案显著减小,而且误差曲线整体发散的速度也非常缓慢。     

基于光纤陀螺的捷联惯导系统的测试设计

我国煤矿井下瓦斯治理钻孔工程量巨大,目前主要采用人工丈量的方法测量标定开孔方位与角度参数,稳钻时间长、效率低、精度差。针对这一问题,提出基于光纤陀螺的捷联惯导系统开孔参数新方法,该系统采用陀螺与加速度计的捷联惯导系统对钻孔的方位角、倾角进行测量,可以显著提高钻孔方位与角度参数的标定效率与精度,降低管理成本。     

BP神经网络在捷联惯导初始对准中的应用研究

提出了基于多层BP神经网络的滤波器，并用于捷联惯导初始对准中．采用BP网络替代初始对准系统中的闭环卡尔曼滤波器，可以确保系统的误差状态始终为小量，实现了惯导初始对准中的滤波与校正功能。采用BP神经网络滤波的优点是：数据并行计算速度快，在滤波时不需要初始数据。仿真结果表明，这种方法简化了系统运算的代数结构，提高了系统状态估值运算的实时性，并且可以保证系统的对准精度。     

摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究

舰船的摇摆使陀螺无法测出地球自转角速度,无法根据陀螺和加速度计的输出直接计算出姿态阵。针对这一问题,提出了基于重力加速度的粗对准算法。该算法中,姿态阵分散成4个矩阵求取,所利用的信息为:摇摆基座姿态变化信息;重力加速度相对惯性空间随地球旋转引起的方向变化信息;地球自转信息;地理信息。算法的巧妙之处是应用惯性凝固假设,建立了基座惯性坐标系ib0,使舰体相对ib0坐标系的姿态阵初值成为单位阵,从而使姿态更新解算成为可能。仿真结果表明,在舰船横摇、纵摇、艏摇幅值分别为10°、7°和5°,周期分别为6 s、5 s和7 s,横荡、纵荡、垂荡幅值分别为0.02 m、0.03 m和0.3 m,周期分别为7 s、6 s和8 s的环境下,由50个样本确定的东、北、天向失准角的均值分别为2.01′-、1.38′和-0.20,°相对的标准差为0.26′、0.21′和1.3,°在此基础上完全可以实现精对准。     

基于导航坐标系的捷联惯导系统旋转调制分析

针对提高长航时捷联惯导系统导航精度的问题,提出了基于导航坐标系的捷联惯导系统旋转调制方法,并给出了旋转机构的转动方案.应用该方法可以消除调制周期内载体姿态变化对误差补偿的影响.通过推导旋转式捷联惯导系统误差传播方程,说明了旋转调制的误差补偿机理,通过比较基于导航坐标系和基于载体坐标系2种旋转调制方法,证明了基于导航坐标...     

CDKF在捷联惯导系统大失准角初始对准的应用

文章基于欧拉平台误差角的概念,建立了大失准角条件下的捷联惯导系统(SINS)非线性误差模型,深入研究了中心差分卡尔曼滤波(CDKF)技术及其在大失准角对准中的应用,进行了静基座下基于扩展卡尔曼滤波(EKF)、Unscented卡尔曼滤波(UKF)和CDKF滤波的SINS初始对准仿真。仿真结果表明,在失准角均为大角度条件下,用CDKF滤波水平对准精度可达0.18,′方位对准精度可达1.63,′比EKF具有更高的精度,并且避免了求Jacobian矩阵带来的不便,提高了可靠性;与UKF相比具有稍高的精度,并减少了可调参数,在实际应用中更加简单方便。     

使用捷联惯导的导弹自适应自动驾驶仪特征参数的选取方法

讨论了数字式自适应自动驾驶仪设计中的一个重要问题－特征参数的选取方法。高性能战术导弹的动力学特性的变化是很大的，导弹的这种动力学特性大大增加了控制系统的设计难度，在工程中通过引入可变增益控制器解决这个问题。研究结果表明，用于控制器调参的特征参数主要由导弹的射程、马赫数和动压变化范围以及使用攻角的大小来决定。给出的设计实例初步证实了这种方法的正确性。     

飞行仿真的捷联惯导算法测试平台探讨

在使用捷联惯导算法测试的过程中,很难得到飞行轨迹的真实数据,飞行仿真的捷联惯导算法测试平台就是针对这种情况建立的。这个测试平台的系统结构,在构建非线性飞机数学模型的基础上,对飞机进行了多模态的仿真,然后在坐标的基础上,通过变换将参数转换成了轨迹数据;将数据与捷联惯导系统的原理相结合,切实地得出了陀螺仪、加速度计的理想数值,由于是理想的所以肯定存在着误差,通过对误差的建模,可以得到组件模拟数据;最后,就是对比两种更新算法的惯导解算。通过飞机仿真的实验,可以发现所得到的基准数据与飞行力学的特点是十分符合的,不仅如此,还将飞机的动态特性完整地展现了出来,具有很好的性能。