一种单轴旋转捷联惯导的三位置对准方法

针对单轴旋转式捷联惯性导航系统,提出了一种基于惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)旋转的三位置初始对准方法.在系统可观测性分析的基础上,建立IMU姿态与失准角之间的关系,提出了使失准角估计偏差为零的三位置对准方法.与以往固定位置对准和两位置对准进行了比较,表明该方法可以消除不可观测的水平加速度计零偏和东向陀螺常值漂移对初始对准精度的影响,大大提高了系统初始对准精度.     

三轴旋转捷联惯导系统旋转方案设计

为了弥补在调制型捷联惯导系统中,相对地理系的旋转方案无法抵消陀螺仪各误差项与地球自转角速度耦合项的缺点,提出了相对地心惯性系的三轴旋转方案.在分析了调制型捷联惯导系统中惯性器件常值偏差的误差传播规律后,结合其误差传播特性提出相对地心惯性系三轴旋转方案的旋转路径设计原则,并依据该原则设计了三轴四位置旋转方案.利用仿真实验和实物试验验证了该旋转方案的正确性,并将试验结果与相对地理系的旋转方案进行对比,对比结果表明该方案能够消除惯性器件所有常值偏差对导航信息的影响.     

IMU转动角速度对旋转SINS的精度影响分析

针对惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)旋转角速度变化过程对旋转调制型捷联系统(strapdown inertial nav-igation system,SINS)定位精度的影响进行分析和研究。例举IMU旋转方式并分析旋转自补偿技术调制惯性器件偏差的基本原理;详细推导了IMU运动状态变化过程对调制型捷联系统导航精度的影响并分析了IMU正反转方案的误差特性,最后根据仿真分析确定旋转角速度的选取依据。在理论分析的基础上进行了仿真实验。结果表明,IMU的旋转运动可以有效地调制惯性器件部分偏差,但是旋转角速度的大小及角速度变化过程依然会对调制型捷联系统的定位精度产生影响。     

一种新型微惯性测量组合捷联惯导系统的研究

在大动态环境下,测量载体的角速度的陀螺仪已经很难满足陀螺仪量程的要求。本文针对具有大角速度和大角加速度的短时飞行的动态载体,利用加速度计的输出公式和惯性器件的测量值,解算出载体质心的线加速度和角速度;根据微惯性测量组合捷联惯导系统原理设计了微惯性测量组合的安装方案并且论证了该组合方案的优越性;通过MATLAB软件对该方案经行了仿真,结果表明该方案有效提高了系统精度。     

单轴旋转惯导系统载体航向隔离方法研究

有规律地旋转惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)可将惯性器件的慢变误差在导航系中调制成周期性变化的信号,通过积分运算抑制器件该类误差,有效提高惯性导航系统长时间导航精度。基于IMU的测量误差模型,分析了旋转调制技术(rotation modulation technique,RMT)的基本原理和载体航向运动对旋转调制效果的影响。针对载体航向运动降低旋转调制补偿效果这一问题,提出了一种基于载体姿态解算驱动IMU转台的方法,并对该方法进行了理论分析和数学仿真。理论分析和仿真结果表明:该方法可以有效抑制载体航向运动对旋转调制效果的影响。     

单轴旋转惯导系统建模与仿真

建立了单轴旋转式捷联惯导系统数学模型和仿真模型,采用的导航算法能有效避免转台测角误差对系统定位精度造成的影响;仿真结果表明旋转IMU能提高抑制惯导定位误差的累积,提高惯导定位精度、姿态精度和速度精度也同时得到提高。     

旋转调制式激光惯导系统综述

对激光惯导系统导航精度提高方法进行了分析,认为旋转调制技术是提高激光惯导系统长航时导航精度的一种有效可行的方法,并对旋转调制技术国外发展现状、技术原理、工程实现方案及关键技术进行了阐述。     

基于MEMS的低成本捷联惯导系统实现

通过对Model121x-002加速度计、LCG50角速率陀螺的特性和参数分析,利用PC10工控机设计出一个完整的捷联惯导系统硬件平台。在硬件平台基础上设计了简单实用的系统软件,实现了完整的低成本捷联惯导系统。经校准、标定后,系统的精度和稳定性基本达到了设计目标。     

捷联惯导系统的误差模型与仿真

为研究捷联惯导系统短时间导航精度,建立了导航误差数学模型,分析了惯性器件误差对系统导航精度的影响.应用捷联惯性导航原理,针对系统短时间导航的特点,简化了载体在导航坐标系的导航方程;由惯性器件安装误差与陀螺仪等效零漂经过方向余弦矩阵变换建立载体姿态误差方程;结合导航方程、姿态误差方程与惯性器件误差推导出载体速度误差与位置误差数学模型.在此基础上,建立了误差状态空间方程与误差模型框图.在Matlab/Simulink环境下建立了误差数学模型计算模块,用捷联惯导算法与误差模型共同解算地面150 s导航试验数据.结果表明:导航系X轴的相对系统误差＜20%,Y轴、Z轴的相对系统误差＜4%,验证了误差数学模型的正确性.此外,分析了加速度计精度的变化对短时间工作的捷联惯导系统导航误差产生的基本影响.     

捷联惯导系统误差模型与仿真分析

为研究捷联惯导系统短时间导航精度,建立了导航误差数学模型,分析了惯性器件误差对系统导航精度的影响。应用捷联惯性导航原理,针对系统短时间导航的特点,简化载体在导航坐标系的导航方程;由惯性器件安装误差与陀螺仪等效零漂经过方向余弦矩阵变换建立载体姿态误差方程;结合导航方程、姿态误差方程与惯性器件误差推导出载体速度误差与位置误差数学模型。在此基础上,建立了误差状态空间方程与误差模型框图。在Matlab/Simulink环境下建立了误差数学模型计算模块,用捷联惯导算法与误差模型共同解算地面150秒导航试验数据,结果表明：导航系X轴的相对系统误差小于20%,Y轴、Z轴的相对系统误差小于5%,验证了误差数学模型的正确性。此外,分析了加速度计精度的变化对短时间工作的捷联惯导系统导航误差产生基本的影响。     

一种改进的在线测量SINS陀螺常值漂移的方法

捷联惯性导航系统(SINS)中随时间变化的陀螺常值漂移是导致SINS导航误差的主要因素之一.在现有全监控方法的基础上,提出一种改进的在线测量SINS陀螺常值漂移的方法.利用短时间内监控陀螺常值漂移变化缓慢的特点,改进监控陀螺的旋转方案,在减少监控陀螺旋转次数提高效率的同时保证陀螺常值漂移的测量精度.详细介绍了其原理并进行了理论推导和误差分析,最后通过陀螺全监控和惯性导航半物理仿真实验验证了其有效性.仿真结果表明,该方法有效降低了实施的复杂性,同时使监控补偿后的陀螺漂移减小了一个数量级(均方根),惯性导航平面位置精度提高了近5倍.     

光电探测系统辅助SINS的动态对准方法

针对陆地战车对定位和定向系统的要求越来越高,提出了一种高精度的对准方法。采用光电探测系统计算出精确的车辆位置和航向,在两次光学定位过程中利用运动约束与零速修正组合的方法估计出惯导系统系统误差,进而估算出光电探测系统与捷联惯导系统之间的敏感轴安装偏角。仿真结果表明:光电探测系统的定向精度优于10″,定位精度优于0.1 m,敏感轴安装偏角的估计精度优于20″,因此本系统满足陆用战车的高精度动态对准需求。     

复杂坏境下基于SINS/UWB的容错组合定位技术研究

针对超宽带无线定位系统在复杂坏境中出现的定位数据丢失以及粗大误差等导致SINS/UWB组合系统定位精度下降的问题,提出了一种基于超宽带定位系统容错判断的组合定位方法。首先根据捷联惯导测量值进行基于中值滤波的运动载体静止状态检测,进而利用最小二乘法实现静止状态下捷联惯导量测偏差矫正;然后在建立SINS/UWB组合定位模型的基础上,引入决策树容错判断机制,对超宽带定位系统在复杂环境中由于信号干扰以及非视距导致的测量数据丢失以及粗大定位误差进行实时评估,进而应用卡尔曼滤波算法,实现容错组合定位系统的构建。在搭建的SINS/UWB组合定位实验平台中进行模型验证,结果表明容错组合定位系统能够有效检测出UWB定位系统出现的定位数据丢失以及粗大定位误差,并且在UWB粗大误差状态持续6 s的情况下,容错组合定位系统仍然能够保持较高的定位精度。     

二维里程辅助的掘进机自主导航方法研究

针对掘进工作面恶劣的环境以及掘进机时常发生滑移运动造成掘进机导航参数不能精准获取的难题,提出了基于二维里程辅助的掘进机自主导航方法.研制了二维里程测量装置,搭建了二维里程辅助的掘进机自主导航系统;建立了二维里程测量装置和捷联惯导误差方程,推导了二维里程辅助的组合导航算法.为了应对量测噪声统计特性时变导致系统估计误差变大...     

晃动基座下激光陀螺捷联导航系统初始对准预滤波新方法

激光陀螺捷联惯性导航系统在晃动基座下进行初始对准,外界的干扰会令激光陀螺和加速度计的噪声增大,从而使初始对准的时间延长,甚至不能完成对准。对激光陀螺和加速度计输出简单的采用低通滤波的方法,并不能有效的抑制传感器噪声。采用小波方法,虽然能够抑制噪声的影响,但是由于小波的高计算复杂度和块处理结构,很难在线实现。针对这个问题,本文提出一种新的预滤波方法,将传感器输出通过低通滤波之后再通过一个基于隐式马尔可夫模型的稳态卡尔曼滤波,这样就能有效的降低基座晃动带来的噪声,同时不降低对准的精度。实验结果表明,本文提出的预滤波方法计算复杂度低,滤波效果明显,能够很好的辅助激光陀螺捷联导航系统在晃动基座下完成精对准。     

基于SINS/DR组合导航和地图匹配技术的地铁定位方法研究

随着轨道交通的发展,地铁在人们日常生活中扮演着越来越重要的角色,地铁的定位技术也是移动闭塞实现的关键.本文针对地铁无法使用GPS且地面设备复杂,成本高的缺点,提出了一种基于惯性测量单元(IMU)和速度传感器辅以轨道电子地图的自主定位方法,在抑制捷联惯导系统(SINS)的误差发散的同时,减少了航迹推算(DR)由于姿态角误差造成的累计误差.根据铁路线路的特殊性,提出了运用最小二乘进行地图匹配的方法校正组合定位带来的误差,极大提高了定位的精度,同时减少了对轨旁设备的依赖性,降低了造价和维护成本.     

捷联惯导/天文导航/合成孔径雷达组合导航系统

设计了适用于巡航导弹的捷联惯性/天文导航/合成孔径雷达(SINS/CNS/SAR)组合导航系统,针对巡航导弹对导航系统高精度和自主性的要求以及其匀速、等高状态飞行的特性,突出工程实用性,对SINS/CNS/SAR组合导航采用非线性建模,非线性的无迹卡尔曼滤波(UKF)方法进行各子滤波器的滤波,非线性的模型和滤波方法更符合实际,因而提高了系统精度,而子滤波器之间的信息融合过程选择基于信息分配因子实时调整的联邦滤波器,大大增强了系统的容错性和实时性。提出了一种新的可观测度计算方法,简化了可观测度的计算。数字和半实物仿真实验表明组合导航系统对于巡航导弹高空长航的飞行环境具有很强适用性,该组合导航系统不但适用于巡航导弹,也适用于无人机等其他一些长航时飞行器,具有重大的工程应用价值。     

Outdoor position estimation based on a combination system of GPS-INS by using UPF

This paper proposes a technique that global positioning system(GPS)combines inertial navigation system(INS)by using unscented particle filter(UPF)to estimate the exact outdoor position.This system can make up for the weak point on position estimation by the merits of GPS and INS.In general,extended Kalman filter(EKF)has been widely used in order to combine GPS with INS.However,UPF can get the position more accurately and correctly than EKF when it is applied to real-system included non-linear,irregular distribution errors.In this paper,the accuracy of UPF is proved through the simulation experiment,using the virtual-data needed for the test.