游移方位激光捷联惯导系统传递对准方法

为解决舰船行进过程中的动基座传递对准问题,介绍游移方位激光捷联惯导系统传递对准的2种方法。以舰载激光捷联惯导系统作为主惯导系统,飞机激光捷联惯导系统作为子惯导系统,并通过卡尔曼滤波器进行仿真,分析了这2种不同的方法。仿真结果表明,2种方法均能满足传递对准精度的要求以及实际工程上的应用。结果表明该方法具有一定的工程应用价值。     

空空导弹惯导系统姿态算法研究

叙述了空空导弹捷联惯导系统对姿态算法的要求，比较了几种常用姿态算法的优缺点，研究等效旋转矢量法的空空导弹惯导系统姿态算法中的应用，对该算法对典型弹全角运动中下的漂移误差进行了分析，并给出了空空导弹惯导系统姿态算法的公式和计算步骤。     

采用渐消卡尔曼滤波器防止捷联惯导系统滤波发散研究

为了有效防止捷联惯导系统滤波发散，从卡尔曼滤波原理出发并对滤波发散的原因进行了研究，介绍了渐消卡尔曼滤波原理、遗忘因子等内容，通过对渐消因子的推导及计算机仿真，给出了常规卡尔曼滤波器和渐消卡尔曼滤波器对系统进行滤波的结果比较．该结果表明，采用渐消卡尔曼滤波器工程实践上确实可以解决的捷联惯导系统滤波发散的问题．     

速率方位平台惯导系统传递对准的卡尔曼滤波器设计研究

本文在船体运动、振动、变形等情况的动基座上,建立了舰载导弹的速率方位惯导系统传递对准卡尔曼滤波器的系统和量测模型.以对准精度和对准时间为评价标准,选择了不同的航迹,进行了计算机仿真.仿真结果表明,对准效果满足了实战的要求.     

捷联惯导系统动基座对准中的可观测性分析与研究

建立了捷联惯导系统动基座对准的误差模型，利用分段定常系统可观测性分析理论和方法对系统动基座初始对准时的可观测性进行了全面分析，定性地得出了载体不同运动对系统可观测性的影响结果。分析结果表明，在动基座对准过程中，无论载体是线运动还是角运动，在一定条件下都能够提高系统的可观测性，进而提高卡尔曼滤波器的估计速度和精度。并采用卡尔曼滤波方法，对平台误差角进行了估计，给出了仿真曲线，验证了分析结论。这为研究捷联惯导系统的快速精确对准方法奠定了理论基础。     

空空导弹惯导系统传递对准中飞机惯导系统参数的应用

讨论了空空导弹捷联惯导系统传递对准中主惯导系统导航参数的应用问题,讨论了在火控系统中建立惯性系的原理和计算方法,指出采用惯性基准系在窗帘导弹传递对准中的优缺点。     

空空导弹捷联惯导系统极区导航算法设计

随着极区经济利益和战略意义日益凸显,空空导弹在极区作战的需求逐渐清晰。分析了捷联惯导系统指北导航算法极区工作时存在的计算溢出问题,提出了一种适应于空空导弹捷联惯导系统的基于惯性凝固格网坐标系的导航算法和传递对准算法,并设计了载机火控系统极区导航算法。数学仿真结果表明,经过载机的摇翼机动,该算法能使空空导弹捷联惯导系统的对准误差快速降低到4’以下,可以实现极区导航。     

一种里程计辅助车载捷联惯导行进间对准方法

提出一种车载捷联惯导行进间对准方法。以里程计信息为辅助,将行进间对准过程分为粗对准和精对准,以惯性坐标系作为捷联惯导解算的参考基准并借助里程计信息进行粗对准,采用10状态Kalman滤波器进行精对准,观测量采用捷联惯导解算的速度与里程计解算得到的速度之差。进行仿真试验和实车试验,试验结果表明：该方法实现了行进间初始对准,兼容静基座及晃动基座初始对准,对行车路线及行进方式不做要求,捷联惯导在25 min内实现了和静基座对准相同的精度,对准精度与对准的时间正相关,对准时间越长对准精度越高。     

速率方位平台惯导系统传递对准的卡尔曼滤波器设计研究

本文在船体运动、振动、变形等情况的动基座上,建立了舰载导弹的速率方位惯导系统传递对准卡尔曼滤波器的系统和量测模型。以对准精度和准时间为评价标准,选择不了的航迹,进行了计算机仿真。仿结果表明,对准效果满足了实战的要求。     

捷联/捷联惯导传递对准在战术导弹上的应用

针对空空导弹的特点,采用低成本惯性器件实现其动基座对准,文中重点研究了主、子惯导都是捷联式惯导系统的传递对准原理和精度计算方法,建立了传递对准数字模型,进行了仿真研究,给出了具有实际参考价值的结论。     

捷联惯导系统动基座初始对准研究

建立了捷联惯导系统动基座对准的误差模型,利用分段定常系统可观测性分析理论和方法对系统动基座初始对准时的可观测性进行了全面分析.并采用卡尔曼滤波技术,对系统在各种运动基座初始对准情况下的平台误差角进行了估计,给出了方差仿真曲线,比较了静基座与在这些运动情况下的卡尔曼滤波器的估计效果.仿真结果表明,在捷联惯导系统动基座初始对准过程中,可以通过载体线运动和角运动的改变来提高系统的可观测性和状态变量的可观测度,从而提高估计的精度和速度.     

捷联惯导系统空中初始对准方法研究

论述了捷联惯导系统的空中初始对准方法.它通过适当地增加卡尔曼滤波器系统方程中的白噪声,来补偿由模型简化而带来的系统噪声,并通过大幅度的机动来克服外界环境的干扰.仿真表明,它不仅能在较短的对准时间内获得高对准精度,而且对系统噪声和环境噪声有很强的鲁棒性.     

捷联惯导系统动基座对准中的可观测性分析与研究

建立了捷联惯导系统动基座对准的误差模型,利用分段定常系统可观测性分析理论和方法对系统动基座初始对准时的可观测性进行了全面分析,定性地得出了载体不同运动对系统可观测性的影响结果.分析结果表明,在动基座对准过程中,无论载体是线运动还是角运动,在一定条件下都能够提高系统的可观测性,进而提高卡尔曼滤波器的估计速度和精度.并采用卡尔曼滤波方法,对平台误差角进行了估计,给出了仿真曲线,验证了分析结论.这为研究捷联惯导系统的快速精确对准方法奠定了理论基础.     

惯导系统在动基座上的对准研究

动基座上惯导系统初始对准,系统信噪比弱,干扰信号强度较大,有用量测信号强度小,对准过程收敛慢。为提高惯导系统在动基座上的对准精度及对准快速性,设计了基于位置信息观测及递推滤波参数估计的对准方案,通过开路粗对准及舒拉调谐闭路估计精对准,实现游移方位惯导系统在动基座上的平台调平、航向确定及陀螺漂移测定,车载试验结果表明,所设计的方案,达到了较好的效果。     

捷联式惯导系统飞行中传递对准时的伪偏置检测

本文描述了捷联式惯导系统飞行中传递对准时发现的一种现象。这种现象在以前的文献中从未见报导,它就是传递对准中使用的卡尔曼滤波器产生的伪纵向加速度计偏置估计。本文指出了这种现象的起因并进行了理论分析。从分析中明显看出,这种伪纵向加速度计偏置估计的现象只在捷联式惯导系统中发生而不会发生在平台式惯导系统中。作了真实协方差模拟,它证实了所作的分析,并对伪偏置发生机理有了更进一步理解。消除了现象发生原因,就消除了伪偏置估计,这就最后证实了所作的解释是正确的。     

一种粒子滤波SINS大方位失准角初始对准方法

针对捷联惯导系统大方位失准角的情况,分析了系统非线性误差模型,提出了基于最优重要性分布函数的序贯重要性采样粒子滤波(SIS-PF)初始对准方法,并进行了仿真研究.仿真结果表明,在大方位失准角初始对准中,基于最优重要性分布函数的序贯重要性采样粒子滤波器初始对准精度比无迹卡尔曼滤波器(UKF)提高了一个数量级,与序贯重要性重采样粒子滤波(SIR-PF)初始对准相比,该方法不但精度高,而且计算量小.     

基于相对惯性导航的机载导弹二次传递对准

为了克服机翼挠曲变形的影响,本文在传统传递对准方法的基础上,提出一种机载导弹的二次传递对准方法。核心思想由两个步骤组成:第一步,根据加速度计和陀螺仪的输出,利用相对惯性导航算法,实时解算弹载子惯导相对于机身主惯导的导航参数;第二步,以相对位置误差为量测值,在卡尔曼滤波器中估计相对导航误差,并将估计结果反馈至相对导航解算过程中。导弹的对准结果可以通过联立主惯导姿态与主、子惯导的相对姿态来获得。仿真结果表明,该方法在机翼发生挠曲变形的条件下,可以得到子惯导的高精度实时姿态信息。     

一种工程化空舰导弹激光捷联惯导系统空中动基座对准方案

论述了一种空舰导弹激光捷联惯导系统空中动基座对准方案，进行了方案设计，包括传递对准的原理和方法，以及水平对准和调平设计，重点是方位直接装订、水平速度传递对准。该方案对中近程空射战术导弹惯导系统的应用具有较强的工程性。     

空空导弹捷联惯导系统传递对准精度评估方案设计

提出了一种实用的动机座对准精度评估方案,可用于评估空空导弹捷联惯导的对准精度。该方案采用速度匹配法,通过比较导弹子惯导系统与所选基准系统(主惯导系统或DGPS系统)的速度差,评估出导弹相对于基准系统的失准角。该方案已用于空中对准导航飞行试验的对准精度评估,结果表明方案可行、实用。     

空空导弹惯性制导系统设计的几个问题

从新一代空空导弹的发展对惯性制导技术的需求出发，论述了惯导系统的功能、总体精度分析设计、惯性元件选型、初始对准及机载数据娃系统设计上存在的几个问题，提出了在工程实践中解决这些问题的初步方法。