捷联惯导系统陀螺罗经对准性能的协方差分析

文中推导了协方差方程式的数值解,研究了初始对准回路滤波器参数设计方法。利用协方差分析,从统计意义上探讨了地面晃动基座上采用一阶数字滤波的捷联系统陀螺罗经对准的性能。分析了随机误差源的影响,指出动态干扰环境下,载体的扰动加速度和等效东向陀螺的常值漂移及随机游走噪声是造成方位误差的主要因素。     

船用捷联惯导系统解析粗对准的误差分析

讨论了两种船用捷了惯性导航系统静基座解析粗对准的方法，选择不同的参考矢量水解变换矩阵，将导致不同的失准角误差。结果对比给出了形象的说明。     

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。     

H∞控制理论在捷联惯导系统初始对准中的应用

提出了一种应用H∞控制理论来进行捷联惯性导航系统初始对准的方法。文中介绍了H∞控制理论以及相关定理，并建立了基于观测器思想的初始对准广义受控对象模型。经过与相关理论相结合，提出了一种基于观测器的动态控制的设计方法。最后给出两种设计结果和仿真曲线，根据两种控制器的特点和性能总结出了一套初始对准方法，实际应用结果表明，此方法是可行的。     

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．     

子平台惯导系统在动基座上传递对准的研究

以舰载导弹中的平台惯导系统为子平台惯导系统，论述了在子平台经粗对准后，精确估算其姿态误差角、目标方位误差角、漂移率的方法，对速度传递和姿态角度差传递的两种估算方法进行了理论推导和仿真计算。讨论结果表明，姿态角度差传递估算法不但可解决多个未知量的求解问题，而且能自动消除姿态角传感器误差对估算的影响，这成为本文的新见解。     

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．     

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。     

单轴稳定惯导系统的双位置测漂对准新方法

结合单轴稳定惯导系统的结构特点，提出了一种新的双位置测漂对准方法。该方法是通过给系统俯仰轴加速计加预置信号，并借助调平回路将系统的单轴稳定平台调“平”，来实现双位置测漂对准的。阐述了具体的对准方法及其数学描述，并对对准误差作了分析及仿真。结果表明：该对准方法与原有的双位置对准方法相比，系统的机械结构和对准过程得到了大大简化，并且在忽略惯性器件标定系数误差的条件下，同样有可能把平台漂移补偿到仅限于陀螺随机漂移的程度。     

船用捷联惯性导航系统在系泊状态下快速初始对准与标定

针对船用捷联惯性导航系统(S-INS)在系泊状态下的初始对准与标定,提出一种两位置对准方法.该方法首先建立在水平失准角较小、而方位失准角较大时的初始对准模型,并在传统的卡尔曼滤波器中加入前置滤波器,对受干扰的2个水平速度信号采用非平稳求和自回归滑动平均模型(ARIMA)建模,然后在建立测量信号精确模型的基础上,再进行卡尔曼滤波,这样降低了观测噪声的水平,达到快速精确对准及IMU误差参数在线标定的目的.通过在三轴转台上多次试验结果表明,使用中等精度的惯性组件,在1 200 s内,水平姿态估计误差将减少到0.03°,方位误差减少到0.4°以内,证明了该方法的有效性.     

捷联式惯性导航系统初始对准扰动补偿控制算法

提出了一种捷联惯性导航系统初始对准扰动补偿二级控制器的设计方法。选取载体的飞行姿态、速度与位置增量建立了扰动补偿控制的状态空间数学模型,基于Backstepping控制方法,通过引入虚拟反馈控制变量设计了非线性控制器,保证大初始扰动条件下系统状态稳定收敛到系统的平衡点集。在平衡点集,设计了H2最优状态反馈控制律,以保证系统状态在平衡点集的渐进收敛。仿真和系统试验结果表明,这种二级补偿控制方法能有效抑制初始对准扰动误差,导航解算精度能够满足工程实际需要。     

光纤捷联惯导系统的双轴旋转调制方案

针对目前常用的双轴旋转方案对惯性器件的标度因数误差和安装误差的调制不完全的缺点,提出了一种改进的双轴旋转调制方案。该方法通过逐步分析系统的误差传播特性,设计每一转动次序的转轴和转动方向,使前后次序残余的器件误差互相抵消,从而提高了双轴旋转调制的效果,满足了捷联惯导系统自主导航精度的要求。对实验室常用的双轴旋转调制方案和改进的方案进行了对比研究,仿真和试验结果表明,改进的双轴旋转方案的速度误差和定位误差曲线的周期振荡幅值较原方案显著减小,而且误差曲线整体发散的速度也非常缓慢。     

双滤波器捷联惯导外阻尼导航算法

针对捷联惯导系统导航精度受系统振荡误差严重影响的问题,提出一种基于双滤波器的捷联惯导外阻尼导航算法.该算法设计了两个串行滤波器,第一个滤波器以外速度为参考输入对外部速度作平滑处理并得到捷联惯导系统误差状态估计值,第二个滤波器利用平滑后的高精度外部参考速度,以速度变化量作为外部参考输入进行状态估计,屏蔽速度常值误差对系统的影响,最后,设计信息融合算法,将两个滤波器得到的估计状态进行融合,使得导航结果兼顾双滤波器的优点.仿真验证表明:存在外速常值误差时,相较于滤波器2而言,经过信息融合后的导航误差的地球振荡误差收敛速度明显加快,其短期精度得到显著提高;相较于滤波器1而言,经过信息融合后,其稳态导航精度得到显著提高;该方法具有较高的稳态精度,可缩短外阻尼系统误差收敛时间,有效提高捷联惯导系统导航精度.     

基于四元数的惯导系统快速匹配对准算法

小失准角情况的惯导快速匹配对准方法研究已经比较成熟,在快速性和精度方面达到了使用要求.然而,在实际应用中经常出现大初始失准角的情况.为了解决大初始失准角情况下的惯导快速传递对准问题,分别基于乘性四元数和加性四元数,提出并推导了2类非线性惯导系统快速匹配对准模型,并且通过仿真分析比较了各个模型的估计效果,以及将乘性四元数对准模型中的变量修改为失准角后的估计效果.仿真结果表明,基于四元数的快速匹配算法不但能够有效解决大失准角情况下的惯导对准问题,而且其方位失准角的收敛速度与水平失准角的收敛速度相当.     

激光陀螺捷联惯导系统中惯性器件误差的系统级标定

为评估激光陀螺SINS的性能,需对系统中的惯性器件误差,包括随机漂移误差、刻度系数误差与安装误差角等,进行系统级标定。提出了卡尔曼滤波校准法,此方法利用激光陀螺SINS六位置静基座测试数据来标定系统中的惯性器件误差。其实现过程包括两步：首先,基于降阶处理思想,利用SINS的静基座测试数据,通过卡尔曼滤波来估计SINS系统中激光陀螺随机漂移误差及其他误差参数的耦合参量;第二步,比较两组不同位置的静基座测试数据的滤波辨识结果,对不同形式的耦合参量估值进行标量运算,即可获得SINS系统中其它惯性器件误差参数的校准值。卡尔曼滤波校准法的方法比较简单,测试易于实现,只需要一台精度比较高的手动三轴定位转台即可。另外,卡尔曼滤波法具有对测量噪声及环境干扰的影响不敏感、校准精度高的优点。卡尔曼滤波校准法的有效性与可行性已通过仿真测试得到了验证。     

双轴旋转式惯导系统自标校技术

为使系统长时间保持较高精度,惯导系统启动后需要对惯性器件误差进行标校.本文利用全局可观测性分析方法,建立了旋转式惯导系统的运动状态与其可观测性之间的关系,提出船用旋转式捷联惯导初始对准与自标校的转位原则,利用该原则并结合惯导系统的实际,设计出了一种绕两水平轴旋转的八位置标校方案,仿真结果表明绕两水平轴旋转方案优于其他绕任意两轴旋转方案;在实验室环境下对该标校方案进行了试验验证,结果表明:采用该方案后系统的定位误差由18 nm/10 h减小到5 nm/10 h,系统定位精度大幅度提高,验证了该标校方案的有效性.     

SINS/GPS组合导航系统初始对准的可观测度分析

针对SINS/GPS组合导航系统的误差传递模型进行了可观测度分析,确定了卡尔曼滤波器对系统各个状态的估计效果.在飞行器处于不同飞行姿态下,通过对相应的状态估计误差协方差阵的特征值及特征向量的比较,发现在动基座对准时,对飞行器引入线加速度可显著提高方位角的估计精度,并且在相同的条件下,拐弯运动的方位角估计速度更快、精度更高.此外,拐弯运动能够估计出加速度计零位偏置.此方法可以为飞行器在初始对准时选择最佳机动方案提供依据.     

Three-time rapid transfer alignment method of SINS/GPS navigation system of high-speed marine missile

The transfer alignment of SINS/GPS navigation system of a high-speed marine missile was investiga, ted. With the help of the big acceleration of a high-speed missile, the transfer alignment was changed into a three-time alignment. The azimuth alignment was coarsely finished in 10s in the first time alignment, the hori- zontal alignment was accurately and rapidly finished in the second time alignment, and the azimuth alignment was accurately finished in the third time alignment. Because the second time alignment and the third time alignment were finished by GPS after the missile was launched, the horizontal alignment and the second azimuth alignment got rid of the influence of the warship body flexibility deforming. The precision and rapidity of the horizontal alignment were prominently increased due to the vertical launch of the marine missile with the big acceleration. Simulation verifies the effectiveness of the proposed alignment method.