激光陀螺捷联惯导系统的圆锥运动误差激励方法研究

捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响,针对陀螺的标度因数误差和非正交安装角误差,提出了一种以圆锥运动激发姿态误差来进行快速标定的方法.通过理论分析得出,在短时间内,由于标度因数误差和非正交安装角误差的存在,圆锥运动将激发出随时间线性增大的姿态解算误差.将解算得到的姿态误差与陀螺数据联立,可以反解得到标度因数误差和非正交安装角的值.通过仿真验证,安装角误差能达到1"以内,标度因数误差能达到5 ppm以内.     

激光陀螺捷联惯导系统导航算法设计

结合工程实际应用,充分考虑激光陀螺捷联惯导系统(RLG SINS)的特性,设计出了一套完整的RLG SINS导航算法,包括姿态更新算法、速度更新算法和位置更新算法.在姿态更新算法中考虑圆锥补偿算法,推导了等效旋转矢量的递推算法;在速度更新算法中考虑划船误差补偿算法,推导了划船误差补偿递推算法.大量的车载实验表明,所设计各部分的算法能协调一致工作,解决了RLG SINS高速姿态和速度更新与导航计算机速度间的矛盾,保证了系统在高动态条件下的导航算法精度,可充分发挥激光陀螺的优势,提高RLG SINS的导航精度.     

光纤陀螺捷联惯导系统热仿真研究

探讨了光纤陀螺热模型的建立方法,并进行了实验验证,在此基础上建立光纤陀螺捷联惯导初步热模型,利用基于液体动力学(CFD)的热分析软件Flotherm对惯导系统进行热仿真分析,通过仿真计算,从而得到惯导系统在室温条件下,通过自然对流散热达到稳定状态的温度云图,然后对系统实现方案进行优化热设计,使温度对光纤陀螺性能的影响尽量减小,并对下一步温补或温控方案提供理论支持与指导。     

激光陀螺捷联惯导系统多位置系统级标定方法

捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响,需在使用之前进行精确地标定和补偿。为了更加有效地标定误差,设计了一种10位置系统级标定的方法。利用简化的误差模型和速度误差变化率方程,建立了所有误差参数与导航误差之间的线性关系。通过设计的10位置连续旋转方案对由各项误差参数引起的速度误差进行充分激励,利用所得数据进行卡尔曼滤波,计算出包括陀螺仪和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计二次项误差等24个误差参数。仿真得到陀螺零偏误差优于0.000 75（）/h,加速度计零偏误差优于g,陀螺和加速度计的安装角误差优于1.5,标度因数误差优于2 ppm（1 ppm=10-6）系统,加速度计二次项误差优于0.1510-6 s2/m。另通过3组实验验证了重复性,证明了该方法确实有效。     

压电捷联惯导系统研究

探讨了用压电惯性器件构筑捷联惯导系统的技术途径。叙述了压电捷联惯导系统的结构及特点,分析并指出了惯性器件及系统的主要误差源,为压电陀螺和压电加速度计提出了一种系统级综合校正模型．给出了基于四元数的姿态及导航实时算法,对校正后的系统性能进行了仿真计算。结果表明,压电捷联惯导系统精度可以满足一些领域的导航与制导要求。对原理样机所做初步试验得到的结果优于仿真精度。     

火箭弹MEMS陀螺捷联惯导系统

火箭弹正朝着远程化、精确制导化方向发展,制导装置是其中的核心.该文采用微机电系统(MEMS)陀螺、石英挠性加速度计、高动态GPS接收机、高速导航计算机等硬件及捷联惯性导航和卡尔曼滤波算法,研制了小型捷联惯性/GPS组合导航系统.该组合导航系统具有体积小,精度高,成本低等特点,试验表明该惯导系统可以满足增程火箭弹制导要求.     

捷联惯导系统的姿态算法研究

本文研究了锥运动对应的旋转四元数和角速度，并以锥运动为基础，讨论了三种资态更新算法及其优化算法。仿真结果表明，等效转动矢量的采样频率越高，姿态更新算法的精度就越高。但是，当锥运动角频率较高时，为满足一定的误差要求，则对采样频率的要求也是相当高的。     

捷联惯导系统中光纤陀螺温漂补偿研究

针对捷联惯导系统中光纤陀螺零偏在快速启动和不同温度条件下漂移较大的问题,从理论和大量试验上研究了其静态时、温漂特性,建立了影响导航系统姿态精度的温度漂移误差补偿的数学模型,并给出了模型参数.试验结果表明,该光纤陀螺零偏的温度输出特性具有较好的重复性,补偿后其在全温工作范围内的航向和姿态保持精度达到0.5(°)/300 s,较补偿前提高了60%以上,并将准备时间由原来的3 min缩短到10 s内,满足某型弹载系统要求.     

激光捷联惯导系统高阶误差模型的建立与分析

针对弹道导弹、火箭的工作环境存在剧烈振动的情况,研究了激光陀螺捷联惯导系统在线振动环境下的误差传播特性,指出加速度计二次项误差对导航精度有重大影响,建立了包括加速度计二次项误差的31阶误差模型。为了评价该模型的准确性,设计了静态和线振动仿真实验,将其与不考虑二次项误差的28阶误差模型进行了比较。仿真结果表明:静态时,两种模型准确度相当;当系统工作环境存在线振动时,建立的31阶误差模型比28阶误差模型准确度提高约5倍。     

激光陀螺捷联惯导中陀螺比例因子误差补偿技术

为了提高激光陀螺捷联惯性导航系统的导航精度,对激光陀螺的原理进行了分析和说明,重点对影响陀螺比例因子误差因素进行分析,在此基础上建立了误差补偿的精确数学模型,并针对某型激光陀螺进行了误差分析。分析结果表明,惯导系统激光陀螺的比例因子与材料介质、温度、腔长等相关,除了采用稳频技术,还需要采用旋转调制技术提高测量数据精度。转台仿真和实际测试结果证明,该比例因子修正的方法方便、可靠,姿态精度可提高约8.7″,对提高惯导测量精度具有重要意义。     

激光陀螺捷联惯导系统的模观测标定方法

为了减小转台误差对激光陀螺捷联惯组（SIMU）标定精度的影响,采用模观测法设计了正二十面体-12点的位置和速率试验计划。首先,利用在重力场下的12个静态位置标定加速度计的零偏、标度因子和安装误差矩阵;然后,采用外环角速率、中内环双轴翻滚至12点位置来标定陀螺的零偏、标度因子和安装误差矩阵;最后,利用SIMU框架坐标系为桥梁,实现了加速度计和陀螺参数坐标系的统一。仿真分析表明:该方法能有效抑制转台误差对SIMU标定结果的影响,当转台各轴系垂直度误差为角秒级且角位置误差小于1'时,加速度计和陀螺的标度因子相对误差和安装误差矩阵的标定误差均小于10-5,加速度计零偏的标定误差小于10g ,陀螺零偏的标定误差小于0.01（）/h与测量噪声处于同一数量级。     

捷联惯导在线标定技术

捷联惯导在线标定技术对于提高导航载体的机动性和导航的准确性至关重要。充分阐述了捷联惯导在线标定技术研究现状,对在线标定中的误差建模、可观测性分析、最优误差激励方式的选择以及参数估计进行了深入分析和归纳。指出了在线标定技术进一步的研究方向,对在线标定技术的了解和深入研究具有一定的指导意义。     

外部测量装置的捷联惯导对准方法

在室内组合定位系统中,不同子系统之间相互姿态关系的确定是通过对准过程实现的。使用惯性器件进行组合定位,通常航姿参考系统AHRS是以地理坐标系(E-N-U)作为导航坐标系。然而,在室内导航任务中,导航坐标系一般根据用户需求建立在厂内标志点或工装坐标系等自定义位置。针对这一问题,提出一种将地理坐标系与自定义坐标系相互转换的新方法,通过激光跟踪仪建立的外部基准,提出了基于方向余弦矩阵的标定算法,实现了地理坐标系与外部参考坐标系之间的相互转换。实验结果表明:AHRS任意位姿下的转换姿态角度均方根误差小于0.25。     

捷联惯导系统任意方位两位置的对准模式

为了实现快速精确对准,研究了绕任意轴捷联惯导系统（SINS）的两位置对准问题。首先建立了一种基于李雅普诺夫变换的SINS等价误差模型。应用该模型,对SINS分别绕方位轴、俯仰轴和横滚轴两位置对准时系统的可观测性进行了定量分析,明确了SINS绕3个正交轴旋转系统的可观测性。通过引入弹体坐标系与导航坐标系之间的旋转角速率代替姿态矩阵,使导航坐标系中的转动坐标轴可以指向三维空间的任意方位,得到了弹体绕任意轴旋转两位置对准时系统状态变量误差的变化规律。研究结果可为SINS静基座快速精确对准及其工程应用提供参考。     

激光陀螺捷联姿态测量系统误差建模与仿真研究

姿态测量系统需要具备准备时间短、环境适应性强、在机动过程中的精度仍能满足测量要求等特点,因此对它的动态测量精度、误差允许范围必须作严格的规定和限制。对激光陀螺捷联姿态测量系统进行了误差建模与仿真。利用Simulink完成姿态测量系统的动态误差建模,并开发了仿真的GUI界面,利用人机交互的方式实现任意状态下的测量误差的动态仿真。通过对仿真结果的分析,有助于对系统进行合理的误差分配,指导系统惯性器件的选购与配置,得出满足使用要求的设计方案,进一步提高了系统的性能。     

捷联惯导系统复杂误差参数系统级标定方法

重点研究捷联惯导系统复杂误差模型的建立,提出了一种新的包含加速度计内杆臂参数和温度误差系数的系统级标定方法。该方法基于45维卡尔曼滤波器对误差参数进行辨识估计,并通过温度控制试验箱控制标定过程中的温度变化。仿真实验表明该方法能够同时标定出激光陀螺和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计的内杆臂参数和温度误差系数。导航实验结果表明,对标定参数进行多误差源补偿之后,10 h导航实验水平最大定位误差为0.6 n mile （1 n mile=1.852 km）,相较于不经过补偿,导航精度提升了37.5%。     

采用高速FIFO和双CPU的光纤陀螺捷联系统

在光纤陀螺构成的捷联惯导数据采集系统中,采用了双CPU结构的工作模式,用高速FIFO作为数据交换桥梁.采用FPGA DSP构建系统,DSP用于捷联算法解算,FPGA用于DSP与各类传感器之间的接口,并用软FIFO成功解决了系统中断不够用的问题.最后对光纤陀螺进行了专项测漂与标定,验证了该系统的数据采集和传输的正确性和可靠性.     

发射平台导航误差对反舰导弹捷联惯导系统影响分析

建立动基座条件下反舰导弹捷联惯导系统误差传播方程,分析发射平台导航参数误差对导弹惯导定位误差的影响,得出了相关的结论。研究结果可以为武器试验鉴定工作提供支撑。     

VC33+FPGA光纤陀螺捷联惯导系统

以TI公司的32bit浮点DSP芯片TMS320VC33为核心处理芯片,其性价比高,特别适合于类似捷联系统解算量大,实时性要求高,以及计算精度要求高的场合.FPGA结构灵活,接口丰富,适合模块化设计,易于维护和扩展,因此采用DSP FPGA构建系统.由Altera公司Cyclone系列的EP1C6T144接收FOG的串行数据,转换成32bit数据格式,并控制石英加速度计多通道的A/D转换,将惯性器件进行一次捷联解算所需要的数据组合起来存储于FPGA内部的FIFO中,并向TMS320VC33发起中断,扩展了一路RS422串口,与远程计算机通讯.DSP响应中断,从FPGA中读取陀螺、加速度计的数字信号,并用四元数法解算载体的姿态.