弹载捷联惯导系统的在线标定方法

针对弹载捷联惯导系统的在线标定问题,提出基于H∞滤波技术的"速度+姿态"匹配方法对陀螺仪和加速度计的误差进行在线标定。分析了主子惯导系统的时间不同步因素对H∞滤波估计的影响,并提出了一种新的时间延迟补偿方法。某型捷联惯导系统机载数据的半物理仿真试验结果表明,经在线标定补偿后弹载惯导系统的纯惯性导航定位误差降低了82.6%,从而有效实现了弹载捷联惯导系统的在线标定。     

双轴旋转激光捷联惯导系统在线标定技术

激光捷联惯导系统中陀螺和加速度计误差是影响系统导航精度的关键因素,结合双轴旋转激光捷联惯导系统自身的结构特点,提出了一种以速度误差和位置误差作为量测信息的双轴旋转激光捷联惯导系统在线标定方法,该方法可以在静态及行进等不同状态下完成在线标定。车载试验结果表明,在外场没有试验室标定设备如标定平板、高精度转台的条件下,按文中设计的标定路径及标定方法,可以准确估计出激光陀螺和加速度计的各项误差参数。该标定方法对标定环境、标定设备要求较低,且方法原理简单、易于实现。     

弹载捷联惯导简易在线标定方案研究

针对弹载捷联惯导系统在发射前需进行标定的问题,提出一种简易在线标定方案。此方案不需要将惯性器件从弹体上拆下来,且不需要车体进行复杂的机动,而是以车载主惯导提供的精确速度及姿态信息为基准,利用炮车的常规机动方式加上野战行进时沿x轴、y轴方向的俯仰、横摇角运动对器件误差的激励作用,采用系统级标定法对惯性器件误差参数进行在线标定。理论分析及计算机仿真结果表明,该标定方法能够有效完成对弹载捷联惯导系统的在线标定,且方案简单易行,具有较强的现实应用价值。     

一种捷联惯导系统的陀螺在线标定方法

提出一种捷联惯导系统的陀螺零偏在线标定方法。在静止条件下采集惯导系统在两个近似水平位置输出的速度信息和方位信息,利用扩张状态观测器提取惯导系统速度误差的微分信息,通过算法估计陀螺零偏。仿真结果表明:该方法可行且标定精度能够满足捷联惯导的要求。实物验证表明:该方法实现简单,可有效估计陀螺零偏,提高惯导系统导航精度,为工程应用带来较大便利。     

弹道导弹SINS空中在线标定方法

从工程应用的角度出发,利用高精度的GPS信息,研究了一种弹道导弹捷联惯导系统（SINS）空中在线标定方法,建立了发射点惯性系下SINS的误差模型,应用分段线性定常系统（PWCS）的可观测性分析理论和奇异值方法,定量地研究了系统状态变量的可观测度。针对SINS初始失准角及惯性器件误差所造成的导航误差,利用弹载GPS得到的速度和位置量测信息,通过最优估计的方法标定出SINS的导航误差,并采用误差状态转移算法反推初始平台失准角,从而为导弹的后续飞行提供精确的惯性器件误差系数和姿态基准。通过仿真验证了弹道导弹SINS空中在线标定方法的正确性和可行性。     

高精度捷联惯导系统的系统级标定方法

针对现有的标定技术存在较大误差、且误差随着位置偏离的增加而增加的问题,提出一种迭代求解的方法。基于高精度捷联惯导系统的一般输出模型,推导出误差模型,通过简单的位置编排,激发出导航速度误差,反推出误差参数,并不断修正输出模型参数,使导航误差不断减小,达到高精度捷联惯导系统标定目的。分析结果证明：该方法标定精度高、方法简单,无需精确的寻平和寻北,能够满足导航需要,具有较高的工程实用价值。     

基于改进自适应滤波算法的在线标定技术研究

考虑到火箭炮工作环境复杂多变,弹载捷联惯导系统的状态噪声及量测噪声难以精确预知,若标定过程中采用标准卡尔曼滤波肯定会影响标定的效果。针对这一问题,在Salychev O自适应滤波算法的基础上提出了一种改进自适应滤波算法。该算法可实时估计和修正系统状态噪声及量测噪声协方差阵,并通过在量测噪声协方差阵估计过程中加入阈值因子,可有效抑制较大量测误差对滤波的影响。通过建立在线标定误差模型、滤波模型及补偿模型,采用改进自适应滤波算法对弹载捷联惯导系统进行在线标定,仿真结果表明,相较于标准卡尔曼滤波及Salychev O自适应滤波算法,采用该算法对惯性器件误差参数的标定效果更好。     

基于高阶卡尔曼滤波的激光捷联惯导系统级标定方法

随着激光捷联惯导系统的不断发展,系统对于误差标定的精度要求也在不断提高。在现有系统级标定算法的基础上,全面考虑了惯性器件零偏、安装误差角、标度因数误差、加速度计二次项、内杆臂等误差,并在计算速度和位置误差观测量时考虑了外杆臂误差,提高了激光捷联惯导系统误差模型的准确性,并基于此设计了一种基于高阶卡尔曼滤波算法的系统级标定方法。通过实验验证表明,与分立式标定方法相比,所提出的系统级标定方法具有更高的标定精度,能够满足高精度激光捷联惯导系统的标定需求。     

利用星敏感器在轨标定陀螺仪的平方根滤波方法

研究了陀螺仪在轨标定问题,提出了一种用星敏感器在轨标定陀螺仪的平方根滤波方法。用星敏感器的姿态输出对陀螺仪的误差系数进行估计,将星敏感器测出的姿态角解算的导航角速率引入到惯导系统的姿态更新,实现了姿态误差与速度误差和位置误差的解耦。根据系统的姿态误差方程,以陀螺仪的误差系数为状态参数,构造系统状态方程和量测方程,进行平方根滤波估计。推导了基于平方根滤波的标定算法。仿真结果表明,提出的在轨标定方法在适当的机动条件下,能够以较高的精度标定出陀螺仪的误差系数。     

捷联惯导系统姿态算法实现及工程应用

对适合工程应用的捷联惯导系统姿态算法进行分析,在随机干扰、陀螺漂移以及分辨率误差条件下进行了仿真,对姿态算法的精度和抗干扰性进行了考核,确定陀螺的指标和系统姿态算法,对系统进行了标定,将龙格库塔算法应用在捷联惯导系统工程样机中,完成了捷联惯导系统工程样机的建立。     

外场条件下战车捷联惯导系统原位快速多位置标定技术

为了降低捷联惯导系统标定成本和复杂度,提高系统导航精度,针对战车火炮捷联惯导系统的安装特点,提出了一种外场条件下捷联惯导系统的原位快速自标定技术。分析了系统的可观测性,推导了常规多位置标定方案;将等效陀螺信息引入到单一位置初始对准过程中,加快了对准速度和相关状态的估计速度;设计了一种针对战车特色的多位置快速标定方案,并进行了试验仿真。结果表明,该方法能够有效完成系统标定,精度高,速度快,同时条件要求简单,可操作性强,便于实际应用,具有重要的工程应用价值。     

机载捷联惯导数字仿真器的设计

针对捷联惯导系统实时动态数据获取难的问题,设计一种机载捷联惯导数字仿真器。利用飞控仿真系统输出的参数作为惯性测量元件的真值数据,用Visual Studio 2005完成捷联惯导系统的姿态解算、速度解算和位置解算,实现捷联惯导系统的动态数字化仿真。仿真结果表明:该仿真器不但能灵活改变惯性器件参数,还具有良好的人机环境和输出参数的可视化效果。     

基于水下地形匹配大姿态误差角捷联惯导系统误差估计方法

传统的基于线性滤波的误差估计方法常采用基于咖角法的捷联惯导系统（SINS）线性误差模型,但当姿态误差角较大时,估计效果不稳定且精度较差。为此,提出了基于无迹卡尔曼滤波（UKF）的误差估计方法。通过建立水下地形匹配辅助导航系统非线性误差模型,以地形匹配和深度压力传感器测量的位置信息和深度作为量测量,设计了扩展状态UKF滤波器,在大姿态误差角下仿真研究了其估计效果。结果表明,在大姿态误差角下,本文所提出的方法可行且具有较好的估计效果,为匹配区内修正捷联惯导系统导航误差提供了参考。     

基于SINS/GPS组合导航的新技术研究

随着GPS姿态测量技术的发展,提出将捷联惯导系统和GPS输出的飞行器姿态信息也可以作为组合导航系统的测量值参与滤波算法.以Kalman滤波为基础,将两个导航子系统测得的飞行器位置、速度和姿态信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的导航参数.详细推导了这种组合导航方式的测量方程,并将该组合导航技术应用于某飞行器进行仿真.通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性,具有实际应用价值.     

基于SINS/GPS组合导航的新技术研究

随着GPS姿态测量技术的发展，提出将捷联惯导系统和GPS输出的飞行器姿态信息也可以作为组合导航系统的测量值参与滤波算法。以Kalman滤波为基础，将两个导航子系统测得的飞行器位置、速度和姿态信息进行数据融合，估计出组合导航系统的误差状态量，进而修正捷联惯导系统的导航参数。详细推导了这种组合导航方式的测量方程，并将该组合导航技术应用于某飞行器进行仿真。通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性，具有实际应用价值。     

舰载武器SINS速度+姿态匹配传递对准建模与仿真

基于舰船不刻意机动就可以实施传递对准,提出了舰载武器捷联惯导系统(SINS)在低机动条件下借助海浪或减摇鳍助摇实现快速精确传递对准的方法.采用卡尔曼滤波技术估计子惯导的安装误差角和弹性变形角,研究了一种引入舰体挠曲变形的"速度 姿态"匹配传递对准方式,并提出一种高精度杆臂效应误差补偿算法,克服了速度和姿态匹配量测量易受杆臂效应和舰体挠曲变形的干扰.仿真结果表明,该方法在舰船低机动条件下能够实现舰载武器SINS传递对准,且具有稳健的对准精度和快速性.     

基于SINS/CNS的月球车自主导航方法

针对月面特殊环境,设计了一种基于改进粒子滤波的捷联惯导与天文导航(SINS/CNS)月球车组合导航仿真方案。首先,根据月球表面导航的特殊要求,建立了月球环境下惯性导航系统的姿态、速度和位置误差方程,然后建立基于速度和天文联合观测的量测方程。由于系统状态方程和量测方程均为非线性方程,所以采用了改进的粒子滤波实现月球车位姿信息的最优估计,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正惯导系统的位置、速度和姿态。本设计的仿真结果表明:该方法具有很好的位置和姿态估计精度,同时有效抑制了量测噪声对系统性能的影响,是解决月球车自主导航问题的一种有效而实用的方法。     

车载旋转调制捷联惯导系统最优对准技术

为进一步提高车载捷联惯导系统的定位定向精度,提高无依托发射的射击精度,对最优对准技术进行研究.将旋转调制技术引入车载捷联惯导系统,并讨论车载旋转调制式捷联惯导系统的最优对准方案,利用增加的旋转机构周期性的旋转,来抑制惯导系统在导航过程中部分常值误差和随机误差,提高系统在初始对准过程中的可观测性和可观测度,从而提高定位精度及方位对准精度.研究结果表明:连续方位旋转对准精度及对准速度均明显优于传统的多位置对准,具有较强的理论意义与实用价值.     

基于不同坐标系下速度量测的捷联惯导系统晃动基座对准研究

为解决晃动基座下杆臂效应对捷联惯导系统对准的不利影响问题,以捷联惯导系统解算速度与杆臂速度之间的差值作为量测量,扩充杆臂长度误差为系统状态量,分别推导建立导航系和机体系下的量测方程,构成两种对准模型。分析两种对准模型的特点,指出导航系下对准模型仅适用于能够获得一定精度杆臂长度的情形。在此基础上,提出滤波参数反馈修正的滤波方法,以提高对准模型的适应性和对准精度。仿真实验验证了两种对准模型的正确性和滤波参数反馈修正滤波方法的有效性。     

惯性/星光制导误差分离的可观测度研究

基于捷联惯性测量组合和星敏感器的“惯性+星光”复合导航方式综合了两种导航方式的优点,可以实现组合导航的高动态和高精度。研究了惯性/星光组合制导捷联安装的系统误差模型及其可观测度分析方法,计算了在不同位置进行误差分离的系统状态可观测度,并通过数学仿真证明了该分析方法的有效性,可应用于惯性/星光制导方案在线分离惯性失准角和安装误差角的方案快速论证。