SINS/GPS组合导航中两种惯导误差模型的等价性验证

为减轻空间机动飞行器上计算机的负担,文中提出以一阶惯性环节模型替代惯性测量装置的惯导工具误差模型以降低SINS/GPS组合导航中状态矩阵的维数。采用扩展卡尔曼滤波器进行信息融合,分别用两种不同的模型来评估导航精度。仿真结果表明采用两种不同模型,最终的导航精度相当,用一阶惯性环节模型来替代惯导工具误差模型,可以大大减少计算时间,利于工程实现。     

基于单轴旋转的捷联系统误差特性分析

针对旋转捷联惯导系统误差特性,分析转台转轴与当地垂线偏离及尺寸效应对系统导航精度的影响。以单轴旋转为例,论证了旋转调制补偿部分惯性器件偏差的基本原理。推导了惯性测量单元旋转时,转台转轴与当地垂线偏离引起的速度误差表达式;通过引入旋转角速度误差,分析尺寸效应对系统导航精度的影响。在理论分析基础上进行仿真,结果表明转台转轴与当地垂线偏离时系统产生较大定位误差,转速不平稳是导致尺寸效应加剧的主要因素。     

基于准三维视觉模型的组合导航系统性能研究

为了达到用较低精度的惯性仪器达到导航目的,文中基于准三维模型对惯导系统误差校正的思想,将摄像机成像系统和捷联惯导系统(SINS)相结合,使用准三维数学模型,用离散卡尔曼滤波对导航误差进行估计,并利用得出的结果对惯导系统的输出进行修正,通过仿真,结果表明本方法一定程度上提高了导航精度,理论上,该方法能够达到导航要求,并能降低导航成本.     

捷联惯导误差分析与误差补偿

捷联惯导系统中的误差分析可确定各种误差源对系统的影响,并根据精度要求可恰当分配惯性测量元件的误差差和选择合理的惯性器件。通过对捷联惯导系统中的误差模型进行分析,针对系统精度要求,进行误差分配。对系统误差补偿模型,进行标定实验,确定了本套系统误差补偿系数。最后通过弹道仿真,对不同水平和众多误差因数采用了均匀设计法,得到CEP值。     

基于系统标定理论的机械和光学惯导统一标定算法

针对传统标定算法依赖转台精度的缺点,文中从导航速度误差与惯性仪表误差参数的基本方程出发,深入分析了导航速度误差各方向分量与光学惯导误差参数的关系,给出了标定位置选取的原则;并在光学惯导系统标定的理论基础上,详细推导了导航速度误差与机械惯导陀螺零偏的关系,结合机械惯导输出模型,深入分析了过载系数的辨识方法,统一了机械和光学惯导的系统标定算法。仿真结果表明,该方法辨识精度高,降低了对转台的定位精度的要求,提高了标定设备的使用性。     

相对地理系旋转的调制方案设计原则研究

旋转方案是调制型捷联惯导系统的核心组成部分,如何制定旋转方案也是系统导航前的必要工作之一。本文在详细分析惯性组件各误差项在绕不同轴旋转、在不同停位位置对系统导航影响形式的基础上,提出了相对地理系旋转的调制方案设计原则,并设计了单轴正反转停方案。最后利用仿真加以验证,结果表明,该旋转方案能够有效地抑制惯导系统定位误差。     

一种面向捷联惯导系统设计/验证的仿真平台设计

针对捷联惯导系统的实际应用需求,在Matlab/Simulink环境下设计并实现一种面向捷联惯导系统设计/验证的仿真平台。该平台主要由轨迹发生器、惯性测量单元模块、捷联解算模块、卡尔曼滤波器模块、导航性能评估模块等组成,在其上可方便的完成捷联惯导系统算法的设计验证、系统误差分析、惯性元器件误差分配及试飞数据的离线分析等功能。研究结果证明了该仿真平台的有效性和实用价值。     

平台式惯导系统双向误差分析研究及其软件实现

在详细分析平台式惯导系统各导航参数误差与系统误差源之间关系的基础上,根据平台惯导系统的误差模型特点对导航参数误差与误差源的对应关系进行了分离,并利用Visual C＋＋设计了一套完整的误差分析软件。软件一方面可以给定元件误差来分析导航参数误差。另一方面可以根据给定系统精度指标来反向估算元件误差。软件的图形用户界面可以使用户很方便的得到估算结果,而且操作简单实用,大大方便了系统研发人员及学习人员对平台惯导系统误差关系的理解。     

一种长航时捷联惯导系统单点综合校正方法

针对长航时捷联惯导系统的误差发散问题,提出一种基于惯性系的单点综合校正方法。采用GPS提供的位置信息和天文导航提供的航向信息构成外观测量。在建立动态误差模型过程中,利用外观测量信息对系数矩阵中的经度、纬度误差及天向失准角进行修正。相对于由惯导系统解算值确定系数矩阵的传统综合校正方法,该方法误差模型中系数矩阵的精度仅由外观测量信息精度决定,不引入惯导系统解算误差。该方法无需对载体运动进行限制,且陀螺常值漂移的估计精度不受校正间隔的影响。仿真结果表明了该方法的有效性。     

一种大动态惯导技术在旋转弹上的仿真与实验研究

针对大动态环境下旋转弹的特点,在无陀螺惯性测量系统的基础上,采用一种基于MEMS双陀螺多加速度计的捷联惯导方案。该方案可以克服单纯加速度计的惯导方案对加速度测量和安装精度的苛刻要求,实现对弹轴方向角速度的解算。计算机仿真结果表明,导航解算的误差可以满足旋转弹的精度要求。在仿真分析基础上,给出了一种面向炮弹系统．基于FPGA双核处理器结构惯导系统的硬件实现方案。