多惯组冗余系统安装误差的空中标定技术

以多组平行安装的捷联惯导构成的冗余系统为研究对象,提出了一种GPS辅助条件下惯导间安装误差的空中标定算法。该算法以其中一套惯导系统为安装基准,与GPS伪距、伪距率信息深组合后的导航结果为真实参考信息,标定前利用飞机机动提高基准惯导的姿态精度,标定开始时刻将基准惯导的导航信息装订给待标定惯导作为导航初值并进行姿态更新,利用待标定惯导的导航误差模型建立卡尔曼滤波器,量测量取为组合姿态与待标定惯导姿态的姿态误差,通过姿态匹配的方式对两套惯组之间安装误差进行标定。仿真结果显示,该方法不需要飞机做精确的角机动,只利用简单的摇翼和盘旋机动就可以对安装误差进行精确标定,且标定精度可达到角秒级水平。     

惯导辅助单历元解算模糊度测姿方法

GNSS与INS在测姿方面的组合理论上可以提升精度,但实际中有时会由于GNSS模糊度固定率低、固定出错、易受干扰等原因导致其精度相对INS过低,以至于组合精度不佳。针对以上问题,提出一种用惯导辅助解算模糊度的方法（IAACM）,利用惯导信息辅助解算模糊度浮点解,在固定模糊度后得出更精准稳定的GNSS载体姿态,该姿态可与INS姿态再次组合有效提升测姿精度。该方法在解算模糊度层面引入了惯导信息,具有不受卫星数量限制,单历元固定模糊度,误差稳定等优势。利用高精度GNSS接收机与光纤惯导组合搭建试验平台,在城市道路环境中进行跑车测试,验证模糊度固定情况及测姿精度。试验表明,该方法可提供更精准的模糊度浮点解,并可单历元固定模糊度,有效提升模糊度固定率,使测姿精度大幅提高。     

车载GPS/光纤陀螺组合导航定姿技术研究

为了实现基于低精度的光纤传感器的高精度定姿导航,以确保陆上运动载体能够得到自身实时、准确的姿态信息,时光纤陀螺捷联惯导系统的测量误差进行了分析并建立组合导航系统的动态模型,利用GPS天线与惯导系统在栽体上的相时安装关系以及陆上载体的运动特征约束即非完整约束建立组合导航系统观测方程,采用卡尔曼滤渡器时惯导系统的测量误差和GPS天线与惯导系统间的杆臂量测误差进行估计,并使用估计结果时惯导系统的速度、姿态导航解算结果予以在线修正.通过车栽试验验证了此组合导航方案切实可行,系统定姿结果具有较高精度.     

一种无振荡误差的车载惯导系统测姿方法

车载GPS/INS组合导航系统中的卫星信号易受环境影响出现失锁,而惯导独立工作时处于无阻尼状态,其特有的机械编排导致解算的姿态信息中存在舒勒振荡和傅科振荡误差,因此无法满足测量系统对姿态信息的高精度需求。为此,提出一种基于罗经方案的无振荡误差的车载惯导姿态确定方法,通过将加速度计测量的载体运动加速度进行低通滤波处理,引入惯性坐标系并间接地建立载体与导航坐标系之间的姿态转换矩阵,改变惯导无阻尼解算模式并实现系统无振荡性误差的姿态信息的求解。试验结果表明,论文提出的无振荡误差测姿方法具有为车载平台提供准确姿态信息的可行性与可靠性。     

一种新的GPS/SINS组合测姿模型

针对多天线GPS/SINS组合测姿中存在的精度不够和难以实现的问题,研究了一种新的GPS/SINS组合测姿模型;利用GPS载波相位高精度相对定位技术,在传统“速度+位置”松组合的基础上,加入了基于基线向量误差的姿态量测方程,提出了一种精度较高并且较易实现的GPS/SINS组合测姿模型;基于某飞行仿真航迹对模型的测姿性能进行了数值仿真,并与传统测姿模型进行了对比分析;仿真结果表明,与传统模型相比,新的测姿模型可以显著提高导航系统测姿精度和滤波收敛速度,偏航角、俯仰角测量精度可达0.02°,滚动角测量精度可达0.1°,可为飞行器的高精度组合测姿提供一定的参考价值。     

悬臂式掘进机位姿检测方法研究现状

从悬臂式掘进机位姿检测原理出发,介绍了分别基于扇面激光、室内GPS(iGPS)、全站仪、机器视觉、超宽带(UWB)和惯导的掘进机位姿检测方法。基于扇面激光的掘进机位姿检测方法具有计算简单、掘进机机身航向角及X轴(垂直两帮煤壁方向)坐标测量精度高的优点,但无法检测掘进机机身Y轴(掘进方向)、Z轴(垂直地面方向)坐标;基于iGPS的掘进机位姿检测方法能实现全参数位姿测量,检测精度高,但有效测量距离小;基于全站仪的掘进机位姿检测方法能实现全参数位姿测量,但标定、移站复杂;基于机器视觉的掘进机位姿检测方法具有掘进机截割头位置及掘进机机身姿态测量精度高、X轴和Z轴坐标测量精度高的优点,但无法检测掘进机机身Y轴坐标;基于UWB的掘进机位姿检测方法具有自主移站便利、Y轴坐标测量精度高的优点,但Z轴坐标误差较大;基于惯导的掘进机位姿检测方法具有姿态角测量精度较高、测量过程独立非接触的优点,但三轴坐标测量存在累计误差。为满足有效测量距离大于100m、三轴定位误差小于10cm、姿态角误差小于1°的实际应用要求,需要进一步研究机器视觉、UWB、惯导相结合的掘进机位姿组合检测方法,以实现掘进机全自主、全参数、非接触位姿检测。     

IMU/GPS/DCM组合导航系统全组合算法研究

通过分析姿态组合算法中平台误差角与姿态误差角物理意义的不同,推导并得到了二者之间的转换关系;利用联邦滤波技术,设计了弹载IMU/GPS/DCM组合导航系统,其中IMU为战术级捷联式惯导系统,GPS为普通民用级;仿真结果表明在元器件精度很低的情况下,使用文中的算法及系统设计依然可以实现高精度导航;组合导航系统的姿态误差角可控制在10角分左右,位置精度在3 m以内,具有较高的实际应用价值。     

低成本IMU/GPS组合导航系统设计

纯惯导数据自主性强、更新率高、实时性好,但系统误差会随时间积累。GPS将误差限制在一定范围内,但数据更新较慢,易受外界干扰。以IMU、GPS和磁航向计构成的低成本组合导航系统已成为目前研究的热点。本研究构建了低成本小型航姿系统。为了更好地满足工程需要,增强系统的实时性,考虑到时间延迟对系统的影响,设计10维卡尔曼滤波器用于导航计算,实测跑车并对数据进行仿真。初步结果表明,所构建的组合导航系统精度和稳定性均满足导航要求。     

GPS辅助捷联惯导系统动基座初始对准新方法

针对捷联惯导系统(SINS)初始对准问题,提出了一种无需经历传统的粗对准阶段而利用单天线GPS辅助直接进行动基座精确初始对准的新方法。该方法以惯性空间为参考基准,将初始对准姿态矩阵分解为三部分逐一实现,进一步对动基座对准进行了误差分析,指出了利用停车零速信息可以提高初始对准精度的思路。最后,载车运动环境下的初始对准试验结果表明,航向角对准精度达到了0.081°(1σ)。     

车载航位推算组合导航算法研究

对航位推算算法进行了研究,提出了适用于车辆导航的航位推算组合导航算法;该算法在传统的航位推算算去的基础上,利用惯组中加速度计组合的输出和航位推算给出的位置与姿态完成了惯导速度更新;由于惯导速度误差与航位推算速度误差包含有不同的误差信息,将两者做差所得到的速度量测结合位置量测可以在载车具有转弯机动的条件下对航位推算系统的姿态误差、安装误差以及测速设备刻度系数误差进行有效估计,这对于提高航位推算系统的性能是非常有益的;最后通过计算机仿真对该算法的有效性进行了验证.