捷联惯导系统误差系数动态标定方法探究

随着工作时间的推移,捷联惯性导航系统中的惯性器件测量精度会因为误差参数发生变化而降低,误差逐渐被积累,进而降低系统导航精度。针对此问题,提出了一种基于GPS速度、位置信息的捷联惯导系统惯性测量装置输出误差系数动态标定的方法。首先采用Sage-Husa自适应滤波实现组合导航状态最优估计,然后引入迭代最小二乘法,利用导航误差对系统惯性器件的误差系数进行标定。经计算机仿真验证,该方法可以实现在运动中对系统误差系数进行标定,进而提高捷联式惯性导航系统的导航精度。     

惯导系统高精度动态对准技术研究

惯性导航初始对准技术是惯性导航的关键技术之一,而动态对准技术可以增强惯导系统的环境适应性.就GPS位置信息辅助下的惯性导航系统高精度动态对准技术进行研究.首先构建了15状态的Kalman滤波器,分析验证了Kalman滤波参数对于对准精度和对准速度的影响,在一定范围内,适当调整滤波参数,可以较好地改善滤波性能;然后在对准过程中使用了两位置转动观测增强的方法,提高了系统可观性,正确地估计比传感器件的零偏误差,并在纯惯导中加以补偿;最后通过跑车实验进行行车动态对准,达到了对准后24h纯惯导定位误差优于1 nmil的精度.     

大气高度辅助的惯导/SAR组合自适应算法研究

在组合惯导系统优化问题的研究中,SAR图像匹配导航仅能提供对惯性导航误差水平位置修正,无法获得高度信息.为改善基于经典控制理论设计的惯性/大气阻尼高度通道性能,充分体现大气和惯性导航两者结合的优势,提出了利用大气高度辅助惯性/SAR的组合导航方案.在深入分析惯性/大气高度阻尼系统工作原理的基础上,设计了考虑大气动态测量误差的组合模型;为有效提升组合系统在跨音速等高动态飞行条件下的导航性能,提出了改进的采用大气高度辅助的惯导/SAR组合自适应Sage-Husa方法.最后仿真可行性结果表明,提出的大气高度辅助的惯导/SAR自适应组合滤波方法可以有效改善跨音速等高动态环境下的组合系统性能.     

巡航导弹惯导系统数学仿真

针对常用惯导仿真方法对模拟长时间复杂条件下工作的巡航导弹惯导系统存在一定难度的问题,在分析平台惯导系统数学模型的基础上,通过设计巡航导弹典型飞行航迹,建立惯导器件误差仿真模型,对含有误差的惯导系统进行导航解算,构建了完整的巡航导弹惯导系统仿真模型 .利用MATLAB/Simulink工具对模型进行了仿真与误差统计分析.得到的导航位置误差和速度误差与实际情况基本相符,证明仿真模型建立正确,方法使用得当.为进行惯导及组合导航研究提供了一种实用方法.     

基于UWB辅助的多无人机惯导定位误差校正方法

针对卫星导航拒止的复杂环境下多无人机编队飞行只依赖惯性导航无法长时间导航的问题,提出一种超宽带(UWB,ultra wide band)辅助的惯导定位误差校正方法;给出UWB测距原理的同时建立了无人机机体坐标系下的惯导相对距离解算模型;在惯导误差模型的基础上,以惯导误差和UWB测距信息分别作为状态量和观测量,设计出惯导误差校正的扩展卡尔曼滤波模型;以两架无人机为例对算法进行仿真验证,仿真结果表明相较于纯惯导定位,该方法在东北天三个方向的最大定位误差不超过1 m,速度均方根误差值不超过0.01 m/s,很好地抑制了惯导系统速度和位置的误差发散,为解决无人机编队在卫星拒止环境中的定位问题提供参考思路。     

捷联惯导在轨标定算法研究

为了保证长期在轨工作的捷联惯性导航系统的精度,设计了一种捷联惯导在轨标定算法.通过分析捷联惯导的主要误差源,建立了标定误差模型和导航误差模型.用加速度计的零位漂移、陀螺仪的零位漂移、陀螺仪的标度因数误差和安装误差构造系统状态方程,利用卫星导航系统提供的速度、位置信息和星敏感器提供的姿态信息构造量测方程,经过滤波运算得到各项误差估计值.算法解决了捷联惯导与星敏感器坐标轴不重合的问题,提高了嵌入式计算机的计算能力.最后对算法进行了数学仿真,仿真结果证明了算法的有效性.     

GPS信号中断时惯导芯片的位置信息感知系统设计

基于惯性导航芯片ADIS16003,在GPS信号中断的情况下,详细设计和验证了模拟GPS系统,实现了移动物体当前GPS信息的推算。系统采用FPGA驱动ADIS16003的SPI接口,依靠惯导原理获取移动物体实时加速度,并以外部中断方式通知DSP从EMIF接口读取。DSP利用信号中断前的有效GPS信息,通过相关位置检测算...     

基于旋转惯导双轴旋转系统的系统级标定

随着旋转调制惯导系统在空间飞行器上的逐步应用,低精度转台开始作为惯导系统的一部分参与导航过程,对基于旋转惯导系统双轴转台的光纤陀螺捷联惯导系统的系统级标定方法进行研究。建立附加约束条件和简化条件后的加速度计和陀螺的误差模型,在双轴转台上进行合理位置编排和转位,利用静态七位置下的捷联惯导输出数据做惯性导航,以速度误差和姿态误差作为观测量,建立Kalman滤波标定模型,系统辨识出三轴加速度计和陀螺的各项误差参数。通过计算机仿真验证,该方法能够准确利用滤波方法估计出陀螺和加表的共计21个器件误差参数,在工程上具有一定参考价值。     

基于GPS与全站仪的惯性导航部件安装校准技术

针对惯性导航系统的初始安装误差无法消除,且该误差会严重影响试验机的惯性导航系统导航精度的问题,研究了一项结合测绘型GPS和全站仪测量的惯性导航部件安装校准技术,通过GPS定位和全站仪测量并解算出试验机航向和真北方向之间的夹角,与试验机上惯导系统指示数据进行对比,从而达到快速准确校准惯导系统安装误差的目的.运用该技术进行...     

多惯组冗余系统安装误差的空中标定技术

以多组平行安装的捷联惯导构成的冗余系统为研究对象,提出了一种GPS辅助条件下惯导间安装误差的空中标定算法。该算法以其中一套惯导系统为安装基准,与GPS伪距、伪距率信息深组合后的导航结果为真实参考信息,标定前利用飞机机动提高基准惯导的姿态精度,标定开始时刻将基准惯导的导航信息装订给待标定惯导作为导航初值并进行姿态更新,利用待标定惯导的导航误差模型建立卡尔曼滤波器,量测量取为组合姿态与待标定惯导姿态的姿态误差,通过姿态匹配的方式对两套惯组之间安装误差进行标定。仿真结果显示,该方法不需要飞机做精确的角机动,只利用简单的摇翼和盘旋机动就可以对安装误差进行精确标定,且标定精度可达到角秒级水平。     

双轴旋转惯导旋转方式误差特性研究

在惯性导航系统定位精度优化问题的研究中,惯性导航系统在误差源作用下会产生误差.对于捷联惯导系统,常见误差源有陀螺和加速度计的常值飘移、随机游走,IMU的安装误差以及陀螺的刻度系数误差等.旋转调制可以抑制某些误差源对系统的影响,而调制效果主要由旋转方式决定.为研究双轴旋转惯导系统在不同旋转方式下的误差特性,推导了在不同旋转方案下的旋转矩阵表达式.分析了惯导系统在上述两种旋转方式以及在陀螺各常见误差源作用下的误差特性.考虑陀螺常见误差源,仿真了捷联惯导以及两种旋转方式下的双轴旋转惯导系统的位置误差模型.结果表明,在一定旋转方式下,双轴旋转惯导系统能够有效提高系统定位精度.     

双轴旋转惯导系统误差传播特性分析

针对双轴旋转惯导系统的误差传播特性问题,推导出双轴旋转惯导系统的误差方程,通过特征值判据证明了误差方程在李雅普诺夫意义下的稳定性,设计了一种合理的十六次序转位方案,建立了研究误差传播特性的方法,分别仿真了初始对准误差角、陀螺常值漂移、陀螺安装误差、陀螺标度因数误差4种因素对导航误差传播特性的影响。结果表明,4种误差因素大小均与导航误差大小成线性关系,并且满足叠加性;4种误差因素会引起导航姿态、导航速度、导航纬度的常值误差和振荡误差,但不会引起积累误差;陀螺标度因数误差会引起导航经度误差的积累和发散。最后提出了减小双轴旋转惯导系统导航误差的措施,对设计双轴旋转惯导系统有一定的参考价值。     

动基座条件下组合导航初始对准研究

初始对准是影响惯性导航系统的导航精度的重要因素,通过对惯性导航(INS)/全球定位系统(GPS)组合导航系统初始对准进行研究,利用GPS信息来辅助INS进行初始对准,来提升初始对准的精度和对准时间.在粗对准阶段,利用载机主惯导对子惯导进行装订,完成子惯导的粗对准;在精对准阶段,有效地利用GPS信息,采用速度匹配方式,并设计了组合对准滤波器,进行仿真验证.仿真结果表明:组合导航系统的初始对准能在15 s内完成对准,且能够达到7mrad的精度.     

基于VS的捷联惯导系统仿真器设计

针对在实验室环境下实时获取飞机真实动态数据难度大的问题,借助飞行控制原理设计了飞机实际的飞行轨迹,并利用飞行轨迹产生的真实数据解算惯导误差及惯导参数,模拟了对惯导系统的动态导航.利用模块化设计思想,建立了捷联惯导系统的仿真轨迹模块、惯性器件参数输入模块、导航参数计算模块、视景仿真模块等,并在Visual Studio 2005开发环境下设计了捷联惯导系统仿真系统.用户界面直观简洁,通用性较强,可以实现人机交互、实时仿真等效果.仿真结果与惯导系统误差特征一致,验证了仿真器所用捷联惯导系统算法的正确性.     

无人飞行器的北斗卫星组合导航算法研究

北斗卫星导航系统是中国自行研制的全球卫星定位与通信系统,为促进北斗卫星系统在导航方面的运用,降低我国导航方面对GPS的依靠,从而进一步降低成本,提高无人飞行器的导航精度,本文对捷联式惯性导航系统（INS）和北斗定位导航系统的组合导航算法进行了研究,通过惯性导航系统的原理和导航解算的过程,选择惯导系统和北斗系统的速度、位置差值作为观测量,建立组合导航系统的状态方程和观测方程,利用无迹卡尔曼滤波得到惯导系统状态量和惯性敏感器的误差,对惯导系统进行误差补偿,从而实现无人飞行器的高精度导航控制.并使用Matlab进行仿真,得出高精度的模拟输出轨迹.     

捷联惯导静基座初始对准技术仿真

捷联惯导在初始对准时,按载体的运行状态来分,可以分为静基座和动基座对准。从静基座捷联惯导初始对准的原理出发,推导了捷联惯性导航系统静基座初始对准的误差动态方程和量测方程,构成了卡尔曼滤波模型。最后将卡尔曼滤波模型应用于静基座初始对准,并进行了仿真。     

双轴旋转惯导系统的转位方案优化技术研究

针对旋转惯导系统导航性能受陀螺漂移调制特性影响的问题,以双轴旋转惯导系统为对象,推导了双轴依次旋转方式的漂移调制特性;通过傅里叶级数变换,提取了调制后陀螺漂移的关键分量;通过惯导误差方程求解和分析不同转、停时间条件下的定位误差特性,确定了优化的双轴转位方案。计算机比对仿真表明:优化的转位方案能有效提高双轴旋转捷联惯导的导航定位性能。     

军用车载简易捷联惯导/GPS组合导航系统研究

利用惯性测量组件（IMU）和GPS－OEM板，研究军用车载简易SINS／BPS组合导航系统的实现。对简易捷联惯导／GPS组合导航系统的原理、硬件组成和软件构成进行了具体的分析，表明组合导航系统在精度和可靠性两方面，较单一的导航系统都有明显的改善和提高，能够满足陆地军用车载导航的要求。     

基于潜器空间运动的捷联式惯导系统误差仿真算法研究

针对捷联式惯性导航系统的导航定位误差受运载体运动特征影响的问题,首先以潜器空间六自由度解算模型为基础,建立了考虑风、浪、流影响因素的潜器空间操纵运动模型.通过分析动系、载体系和地理系的关系,建立了3个坐标系之间的坐标变换关系.而后以潜器空间运动模型为基础,设计了合适的变换算法,建立了潜器空间运动输出与捷联式惯导系统解算输入的合理衔接,并完成了变换算法的正确性仿真验证,从而建立了接近实际运动状态下的捷联惯导系统误差仿真算法.该算法对研究受运载体特殊工况影响的惯导系统误差传播规律,具有重要的实际研究意义.     

游移方位捷联惯导系统软件测试与仿真

用C语言实现了游移方位捷联惯导系统的实时软件仿真;分别以圆球和参考旋转椭球体作为地球模型进行导航参数计算;用圆球模型下的飞行轨迹数据对圆球模型,椭球模型,加惯性元件误差的椭球模型下的捷联惯导系统导航参数进行测试;提出将速度通道和高度通道联立求解的方法.以提高速度,高度计算的准确性;并解决了导航参数解算中出现的计算周期同步问题;分析了误差来源,比较了圆球和参考旋转椭球体之间的差异;验证了该惯导系统仿真的正确性,证明了该测试方法的可行性。