智能结构用于捷联惯导基体振动控制

目的　开展捷联系统智能结构振动控制的研究 ,充分发挥捷联惯性系统的优势 ,提高其制导精度 ,降低制导系统的成本 .方法　提出智能结构用于捷联惯导系统的研究方案及设计思想 .结果与结论　描述了控制系统的构成及该研究所要达到的预期目的     

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。     

基于捷联惯导的管道轨迹检测算法

为了获得参数未知的一般性管道的轨迹,设计了搭载MEMS惯性传感器(Inertial Measurement Unit,IMU)的管道检测器。通过STM32数据采集系统实时获得三轴加速度计和三轴陀螺仪的测量数据,利用捷联惯导技术的基本原理,解算管道检测器姿态、速度和位置,从而解算管道轨迹。经过对纯惯性导航系统误差特性的分析,得到了静止状态下的误差传播曲线,对垂直通道和水平通道补偿后,将误差降低到可接受范围内。     

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.     

捷联惯导评估系统中多传感器信息融合的应用

论述了在捷联惯导专家评估系统中对多传感器信息进行融合的设计方法,对捷联惯导专家评估系统和多传感器信息融合技术进行了深入的研究,同时详细分析了捷联惯导专家评估系统的硬件组成以及各传感器的工作模式,提出一种采用信息时间坐标和空间坐标转换的融合算法,实现时空匹配统一,以达到对系统中多传感器信息较好融合的效果.仿真实验结果表明:用系统中所述的多传感器融合信息进行滤波解算,准精度可以达到0.3°以下,从而提高了整个专家系统的评估精度.     

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。     

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。     

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。     

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。     

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．     

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。     

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。     

捷联惯导误差分析与误差补偿

通过误差分析,讨论了各种误差源对捷联惯导系统的影响.根据惯导系统精度要求,确定了惯性测量元件最大允许误差,从而为选择合理的传感器确定了理论依据.这些传感器组成的惯性测量元件需要经过标定实验来确定系统误差补偿模型中的系数.误差补偿后,通过均匀设计法得到系统精度,满足了精度要求.     

基于LabVIEW的捷联惯导姿态更新算法仿真

由于捷联惯导以数学平台取代了物理平台,在姿态矩阵实时解算时引入了不可交换性误差.对采用等效旋转矢量法克服不可交换性误差进行了探讨,并通过LabVIEW软件编制了仿真程序,所得仿真曲线验证了算法的可行性和正确性,为今后捷联惯导的半实物和实物仿真做了前期工作.     

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。     

主动雷达导引头速度信息辅助捷联惯导的组合系统性能分析

主动雷达导引头(ARS)在飞行中段向地面开机，可利用多普勒效应得到沿导引头波束方向的速度测量值，具有辅助惯导的潜力。文中采用卡尔曼滤波算法，建立了导引头波束速度信息辅助惯导的模型。研究表明，利用该测速信息可辅助捷联惯性导航系统(SINS)，构建主动雷达／捷联惯导系统，在不增加导航设备的基础上，可提高纯惯导系统的精度。该系统能给出米级精度的速度信息，明显抑制了惯导位置误差的增长，具有良好的应用潜力。     

捷联惯导系统十二加速度计配置方案研究

简述无陀螺捷联惯导系统原理的基础上,针对某工程应用背景特点,提出了一种十二加速度计的安装方式,推导了其力学编排,对优化加速度计配置、提高算法精度有一定的现实意义。     

基于轨迹发生器的捷联惯导算法仿真研究

为了克服基于半实物的捷联惯导算法仿真研究容易受到各种干扰因素影响的缺陷,更好检验仿真性能,提出一种基于轨迹发生器的捷联惯导算法仿真研究方法。通过给出系统结构图,根据任务要求设计出载体的轨迹发生器,从而获得惯性器件和载体导航参数的输出,进而通过捷联惯导解算得出的解算数据与轨迹发生器的输出数据对比,获得载体输出误差数据。最后,对轨迹发生器和误差数据进行Matlab仿真验证,实验结果表明了该方法的正确性和有效性,达到了检验捷联惯导仿真性能的目的,具有一定工程实际意义。     

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。     

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。