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研究发现当捷联惯导系统(SINS)进行卡尔曼滤波精对准或动基座对准时,惯性器件的斜坡性误差对其初始对准的精度有影响,特别是对于采用石英挠性加速度计的惯导系统在预热不充分期间进行初始对准很可能会出现较大误差。该文分析了惯性器件斜坡性误差对SINS初始对准的具体影响,指出要获得较高的方位初始对准精度除要求等效东向陀螺漂移小外,在对准期间还要保证等效北向加速度计零偏也足够稳定。通过试验对加速度计斜坡零偏进行了建模、补偿,试验结果表明补偿后方位对准精度有明显提高。 相似文献
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在某些对精度要求不是很高的领域微机电系统(MEMS)等低精度捷联惯导系统因其造价低等特点而得到广泛应用。由于传统的初始对准方法不能估计除姿态以外的任何量,故不适用于MEMS等低精度捷联惯导系统。该文研究了一种基于姿态估计的初始对准方法,并使用乘性扩展卡尔曼滤波进行对准,在姿态对准的同时实现对惯性器件误差的建模估计。在实现初始对准的基础上显著降低了计算量。 相似文献
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郭琦周召发童树兵徐梓皓孙立江 《压电与声光》2016,38(6):951-955
二位置对准能够提高捷联惯导系统初始对准精度的原因有惯性器件常值误差的自补偿和改善系统可观测性两方面。首先,为了研究单轴旋转惯导系统的误差补偿机理,建立了系统误差模型,引入了等效惯性器件常值误差,然后,从等效陀螺常值漂移的角度出发,推导了最优二位置对准方案,代入误差传播方程可知,该方案能够抑制水平等效陀螺常值漂移,进而减小航向角误差;最后,建立了卡尔曼滤波模型,采用奇异值分解法证实了二位置对准能够改善系统可观测性,并开展了相关试验。试验结果表明,该方案可使初始对准精度达到36.441 4″(1σ)。 相似文献
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<正>针对动基座条件下的对准需求,给出了一种新的卫星速度辅助的惯导动基座粗对准算法。通过调整惯性解算方案及定义新形式的速度误差模型,获得简化的大方位失准角线性化卡尔曼滤波对准模型。试飞实测离线仿真结果验证了方法的有效性,120s时间粗对准水平姿态误差不大于2°,航向误差不大于5°,可满足后续精对准滤波器对小角度线性化模型的初始假设条件要求。捷联惯导系统精对准一般需在完成粗对准的基础上进行。静基座条件下的粗对准可根据加速度计对重力加速度的测量值和陀螺对地球旋转角速度的量测值计算出载体的姿态矩阵, 相似文献
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针对低精度微惯性测量单元/全球导航卫星系统 (IMU/GNSS)松组合导航系统中初始方位难以精确得到和行进间航向容易发散的问题,该文设计了一种双天线辅助的两段连续式对准方法。首先分析了初始方位误差对航向精度的影响;其次,由于GNSS测向系统精度高、无姿态漂移误差的特点,基于双天线基线矢量推导了一种最小二乘算法的测姿模型,进行初始对准;最后针对行进间对准,研究扩展了基于航向差值的1维量测以抑制航向发散。设计试验探讨了双天线基线矢量对初始对准与行进间航向精度的影响,改进方法可以使得初始方位误差优于0.7°,行进间航向能够更准确地被跟踪。针对目标的初始对准与行进间对准,双天线可提供辅助信息,其效果优于单天线IMU/GNSS的组合,且方法计算量适中。 相似文献
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针对低精度微惯性测量单元/全球导航卫星系统(IMU/GNSS)松组合导航系统中初始方位难以精确得到和行进间航向容易发散的问题,该文设计了一种双天线辅助的两段连续式对准方法.首先分析了初始方位误差对航向精度的影响;其次,由于GNSS测向系统精度高、无姿态漂移误差的特点,基于双天线基线矢量推导了一种最小二乘算法的测姿模型,进行初始对准;最后针对行进间对准,研究扩展了基于航向差值的1维量测以抑制航向发散.设计试验探讨了双天线基线矢量对初始对准与行进间航向精度的影响,改进方法可以使得初始方位误差优于0.7°,行进间航向能够更准确地被跟踪.针对目标的初始对准与行进间对准,双天线可提供辅助信息,其效果优于单天线IMU/GNSS的组合,且方法计算量适中. 相似文献
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速率偏频激光捷联惯组的定向精度除与激光陀螺仪有关外,还与加速度计有关,因此,研究加速度计的指标体系对提高整个速率偏频激光捷联惯组的性能和精度有重要意义。从初始对准和航向保持两个方面研究了加速度计对定向精度的影响:加速度计零偏误差和随机游走均会导致初始对准航向角误差。为了得到高精度的航向保持精度,速率偏频激光惯组的3个加速度计的漂移趋势需要保持一致。试验结果表明,加速度计的零偏稳定性提高4倍,初始对准航向角统计精度提高30%;加速度计精度相同情况下,加速度计漂移趋势一致的速率偏频激光捷联惯组,相比其漂移趋势不一致的速率偏频激光捷联惯组,航向保持精度提高了57%。 相似文献
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针对激光陀螺捷联惯性导航系统惯性测量单元(IMU)误差标定对转台精度、基座对北和调平要求较高,以及系统工作时激光陀螺抖动、长时间工作温度升高、算法复杂等因素,提出了以速度为观测量,采用以最小二乘拟合法的系统级标定法。通过三轴转台多位置测量:静止 转动 静止,快速辨识三轴激光陀螺和三轴加速度计正交安装误差、传感器零偏、刻度因子等24个误差参数,整个标定过程时间约2 h,多位置对准航向、横滚、俯仰测试精度优于0.012°。实验表明,采用该方法算法简单,操作过程便捷,可以有效提高激光陀螺捷联惯性导航系统IMU精度。 相似文献
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针对微惯性测量单元原始输出信息受零偏、标度因数、非正交误差等误差项干扰影响测量精度的问题,提出一种无需借助高精度转台的MEMS IMU快速原位标定方案。在分析MEMS惯性传感器输出特性的基础上建立传感器误差模型,利用六面体夹具设计IMU 24位置连续转停标定方案,以重力及各次旋转角度为参考信息完成传感器误差标定。针对加速度计零偏、标度因数、非正交误差9个参数构造标定模型,采用牛顿法估计误差参数最优值,考虑陀螺仪零偏与标度因数6个误差参数,利用最小二乘法计算误差参数最优估值。分别进行加速度计、陀螺标定补偿实验,实验结果表明,提出的MEMS IMU快速原位标定方法能快速得到传感器误差参数,提高了输出数据精度。 相似文献
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A calibration technique for a redundant inertial measurement unit (IMU) containing low‐grade inertial sensors is proposed. In order to calibrate a redundant IMU that can detect and isolate faulty sensors, the fundamental coordinate frames in the IMU are defined and the IMU error is modeled based on the frames. Equations to estimate the error coefficients of the redundant IMU are formulated, and a test sequence using a 2‐axis turntable is also presented. Finally, a redundant IMU with cone configuration is implemented using low‐grade inertial sensors, and the performance of the proposed technique is verified experimentally. 相似文献
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提高常规高旋弹药飞行姿态参数测量精度的难点是如何解决惯性器件量程与精度互相矛盾的问题。采用滚转稳定平台能够解决弹体高旋对惯性器件量程的影响,能够采用小量程、高精度的陀螺仪测量弹体的飞行姿态参数。然而滚转稳定平台的惯性测量组合与弹体之间有相对转动,此时惯性测量组合所测参数并不是弹体的飞行参数,需要一个能够测量相对转角的装置才能得到弹体完整的飞行姿态参数。针对此问题,本文利用增量式光电编码器设计相对转角测量电路,并对增量式光电编码器在实际应用过程中出现的问题进行了研究,最后通过三轴飞行仿真转台试验进行验证。试验证明,该相对转角测量电路具有一定的可行性和有效性,能够有效测量惯性测量组合与弹体之间的相对转角,具有一定的工程应用价值。 相似文献
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高精度惯性传感器的昂贵价格在一定程度上限制了惯性导航系统的进一步推广应用,根据某型雷达车的需要,该文提出了一种低成本微型惯性测量单元(MIMU)/编码器组合的高精度航姿系统的结构与方案,并给出了初始对准和组合导航系统的数学模型,初始航向对准通过接收挠性陀螺寻北仪的寻北结果来完成,考虑到雷达车的工作方式,扣除杆臂效应后,2个速度误差观测量和3个位置误差观测量都为0,采用卡尔曼(Kalman)滤波将捷联惯导解算和航向编码器数据进行信息融合,得到对载体导航参数的最优估计。设计了工程样机,并进行了实验室测试与用户工程使用测试,结果表明,静态下产品的俯仰≤0.015°,滚动≤0.015°;动态下产品的俯仰≤0.025°(1σ),滚动≤0.025°(1σ)。 相似文献
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