光纤陀螺捷联惯导系统速度算法的改进研究

划桨误差的确定与补偿是影响高动态、恶劣振动环境下捷联惯性导航系统速度计算的重要问题。传统的捷联速度算法一般是基于陀螺的角增量信号和加速度计的速度增量信号。当应用于输出为角速率的光纤陀螺捷联惯导系统时就受到局限。针对光纤陀螺捷联惯导系统输出为角速率和加速度的情况,提出了一类新的划桨误差补偿算法,并进行了优化,给出了算法的划桨误差表达式,并进行了仿真分析。结果表明,新的算法精度较传统算法有显著提高。     

基于机载捷联惯导计算导弹初始姿态的算法

随着惯导技术的发展,机载主惯导逐渐用捷联惯导替代平台式惯导,由此带来了火控系统计算导弹姿态算法的变化。本文研究了惯性导航系统算法,总结出基于机载捷联主惯导的导弹姿态算法。通过仿真验证,该算法计算精度满足要求,可以用于空空导弹导航系统初始化。     

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.     

捷联惯导/天文组合导航

为了有效提高惯性导航精度,文中介绍了一种基于星敏感器的捷联惯导组合导航方法。首先分析了捷联惯导／星敏感器组合导航系统的工作原理。其次,对组合导航系统进行建模,分析系统误差,通过捷联惯导和星敏感器的输出构造量测值,建立系统的误差状态方程和量测方程。最后,利用间接卡尔曼滤波,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位置、速度和姿态角。最终,通过对仿真结果的分析证实了该方法的有效性。     

视线角辅助捷联惯导组合导航系统研究

被动雷达导引头在飞行过程中接收地面路标或已知目标的信号,可测得视线高低角、方位角,这两个角度信息具有辅助惯导的潜力.文中采用卡尔曼滤波算法,建立了雷达导引头视线高低角和方位角辅助惯导的模型.仿真结果表明,利用该视线信息可辅助捷联惯性导航系统(SINS),构建被动雷达导引头/捷联惯导系统,可以提高惯导的姿态精度,并对位置、速度有一定的抑制作用.     

光纤陀螺捷联惯导数据采集系统的研究

详细分析研究了光纤陀螺捷联惯导系统数据采集方式和系统构成方法．采用FPGA和DSP设计实现了捷联式惯性导航系统数据采集系统的硬件电路，提高了系统的集成度和稳定性，实现了数据的快速采集，并给出系统的实验结果。     

速率捷联惯导系统工具误差计算与补偿研究

针对采用惯性制导的弹道导弹,开展速率捷联惯导系统工具误差计算与补偿研究.给出速率捷联惯导系统的测量模型和工具误差模型,推导了加速度计和陀螺仪的工具误差补偿公式,并进行了仿真计算.根据仿真结果,分析了各工具误差系数偏差对导弹落点精度的影响,证明了补偿算法的有效性,为捷联惯导系统工具误差补偿和提高弹道导弹制导精度提供理论依据.     

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。     

导弹用捷联惯导系统加速度计零偏误差校准方案研究

分析了加速度计误差对惯导系统精度的影响,并根据方位机动能够提高捷联惯导系统加速度计零偏误差的可观性原理,对准确估计加速度计零偏误差所需的方位角变化量进行了大量的分析和仿真,得出了适用于捷联惯导系统的加速度计零偏误差校准方案.该方案不需拆弹、不需使用转台,即可对加速度计零偏误差进行校准,有助于缓解目前捷联惯导系统长期稳定性与延长惯导系统不标定使用年限的实际需求之间的矛盾,具有重要的工程意义.本文还介绍了具体的工程实现方案,并对仿真和试验结果进行了介绍和分析,给出了仿真和试验曲线.     

导弹发射车SINS/GNS定位定向技术

针对导弹发射车对导航系统的全自主性及精度的特殊要求,提出将地磁匹配定位定向系统与惯性导航系统进行组合.地磁匹配过程中采用了基于 Hausdorff 距离的相似算法.基于U卡尔曼滤波算法,对SINS/GNS全自主定位定向组合系统与捷联惯导系统单独定位定向在同一条件下的误差情况进行了对比仿真.仿真结果表明,装有地磁匹配惯导系统的导弹发射车定位定向的精确度有了明显提高, 滤波收敛性较好.     

光纤捷联惯导系统温度效应补偿研究

光纤捷联惯导系统中的惯性器件零偏及标度因数受温度变化影响异常显著,文中提出了一种光纤陀螺和加速度计零偏及标度因数的温度效应补偿模型,该模型中参数取值通过全温范围内的转台试验获得,通过对导航试验结果分析表明,文中补偿模型能够有效地降低捷联惯导系统误差,提高导航精度.     

高旋弹药飞行姿态测量用半捷联MEMS惯性测量装置研究

针对高速旋转弹药姿态测量中,传统的MEMS捷联惯性测量系统由于角速率传感器在量程和精度上不能同时满足测试要求而存在姿态测量精度低的问题,提出了半捷联MEMS惯性测量的概念、原理和半捷联MEMS惯性测量的实现方法;同时针对半捷联MEMS惯性测量系统的组成结构,对半捷联MEMS惯性测量装置进行了介绍。通过对动力输出仓、控制-驱动电路安装仓、惯性信息敏感仓和惯性信息采集仓的结构和功能说明,阐述了半捷联MEMS惯性测量的实现方法。该装置可在弹药高速旋转情况下为微惯性测量单元提供稳定测试环境,有效抑制高旋弹药对惯性系统姿态测量精度的影响,为高旋弹药姿态测量和常规弹药制导化提供了新的思路,具有一定的工程应用价值。     

速度匹配加机动辅助的滚转弹滚转角空中对准法

针对卫星与惯性速度匹配法对滚转角的空中对准精度不高这一问题,提出一种卫星与惯性速度匹配加机动辅助的方法。在卫星与惯性组合制导方式下,以可观测性分析为基础,机动辅助采取纵向比例导引加重力补偿制导律形式,结合卡尔曼滤波完成滚转角的空中对准,并分析机动辅助策略在不同导航比、重力补偿系数下对滚转角对准效果的影响,以及弹体名义转速拉偏、惯性组件误差拉偏对机动辅助策略的影响。仿真结果表明：在考虑卫星定速及惯性组件误差情况下,该方法能够在全弹道内实现滚转角的精对准,误差在2°以内,收敛时间10 s;可通过调节重力补偿系数改变对准的速度、精度,导航比用来保证制导稳定。卫星与惯性速度匹配加机动辅助的方法相比于卫星与惯性速度匹配法,对准效果更好;在弹体名义转速以及惯性组件误差存在拉偏情况下,对准效果受影响较小,抗干扰性较强。     

星敏感器辅助的捷联光纤航姿误差在线估计方法研究

提出了一种基于星敏感器辅助的舰载光纤捷联航姿系统（SAHRS）误差在线估计方法,以初始时刻舰船惯性坐标系为参考系,直接以星敏感器输出惯性姿态为基准,估计陀螺仪的常值漂移;在舰船系泊状态下,以重力矢量在惯性空间的投影为基准,利用比力的积分量构建观测值,估计加速度计零偏。该方法无需拆卸系统,陀螺与加速度计误差估计完全分离,估计收敛速度快、实时性好。仿真结果表明：该方法可实现在静止基座和摇摆基座条件下捷联航姿陀螺仪常值漂移及水平加速度计零偏的在线估计,估计精度分别优于0.02°/h和50 μg.     

低精度MIMU系统数据预处理和解算

低成本的微惯性测量组件(MIMU)导航系统在惯性导航中得到了越来越广泛的应用.但由于微惯性仪表技术仍处于发展阶段,技术不是很成熟,因此MIMU在精度和稳定性方面仍存在缺点.低精度MIMU的数据输出中存在野值的现象,并且有较大的常值漂移.如果不进行野值处理和常值漂移补偿,系统将无法正常工作或者精度很差.本文采用了简单实用的方法对低精度MIMU系统的数据进行了预处理,并对系统在转台上进行了静态和动态实验,进行了导航解算,得到了不错的结果,验证了这种数据预处理方法的可行性.     

GPS/SINS/CNS 组合导航在航天器上的应用

针对传统的惯性导航误差模型推导不适合空间应用以及GPS信号传输修正能力有限等问题,提出一种基于GPS/SINS/CNS的组合导航系统总体设计方案。在导航仿真系统中增加组合导航系统性能评估模块,推导了基于J2000坐标系的惯性导航误差模型,给出GPS、SINS与CNS的数学模型,利用扩展的卡尔曼滤波设计组合导航系统,对连续信号和信号中断两种模式进行了仿真。仿真结果表明,该导航系统能很好地满足航天器在轨运行的导航性能要求,能够为航天器提供高精度的测量与导航信息。     

导弹飞控组件综合性能测试系统的设计与实现

飞控组件综合测试性能测试系统主要用于飞控组件硬件的总装调试和测试，包括电气性能测试、惯性元件性能测试和对准导航精度测试，并能模拟惯性测量单元对产品进行测试，测试系统本身还具备完整的自检功能。该系统是一个计算机控制的复杂测试系统，文中详细介绍了测试系统的硬件软件设计。     

惯性基多信息在线后处理技术研究

为深入挖掘利用导航系统各测量信息,提高系统导航精度,提出一种惯性基多信息在线后处理技术。通过对系统存储的历史信息进行在线后处理,实现系统实时导航性能的改善,并以其在捷联惯导系统初始对准中的应用为典型案例,展示了惯性基多信息后处理技术在实际工程中的应用效果。仿真结果表明,在线后处理技术可以充分挖掘已有信息价值,有效提高实时导航性能。     

双轴旋转调制最优转位次序的设计方案

旋转调制型捷联惯导系统是惯导系统新的发展方向,可有效提高惯导系统的导航精度,而转位次序的设计是旋转调制方案的关键。为了解决传统转位次序设计方案存在局部最优的问题,本文提出一种新的双轴全局最优转位次序设计方案。在分析双轴旋转调制转动过程中的常值漂移、标度因数及安装误差抵消原理的基础上,进一步研究了安装误差与最优转位次序的关系并给出了设计依据。基于此设计了一种最优八次序转位方案。经过与传统的双轴八次序转位方案的仿真对比分析,在设定条件下,姿态、速度及位置误差的振荡情况分别减小了约1/3,1/2及1/3,并且经度误差的发散速度也得到了改善。     

基于可观测性分析的混合式惯性导航系统连续自标定模型选择

针对混合式惯性导航系统连续自标定的系统模型选择问题,从模型中惯性仪表安装误差的可观测性出发,分析了不同模型的可观测性和适用条件。根据不同动力学方程和观测方程构建了3种不同的混合式惯性导航系统连续自标定模型,从可观测性定义出发分析了惯性仪表安装误差与系统观测量之间的关系,以判断系统是否可观测。分析结果表明,选择失准角方程作为动力学方程、加速度计输出作为观测方程和选择框架角方程作为动力学方程、加速度计和平台框架角传感器输出作为观测方程时,系统模型是可观测的。对3种系统模型进行了仿真和试验分析,验证了理论分析结果的正确性。