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.     

双轴转位式捷联惯导系统安装误差分析

研究舰船导航系统,双轴转位旋转调制技术是一种系统自补偿技术,可以有效提高捷联惯导系统的精度.对双轴转位式捷联惯导系统安装误差的传播形式和公式,并分析研究了双轴转位方案系统安装误差的调制作用以及转位运动对调制效果的影响,对系统分别存在正交安装误差、非正交安装误差的情况下旋转调制前后的系统误差进行仿真.仿真结果表明,双轴转位方案能够有效补偿系统正交安装误差.转位运动会耦合非正交安装误差产生误差积累以致抵消调制效果较好,可为设计提供参考依据.     

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.     

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。     

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。     

双轴旋转光纤捷联惯导八位置标定方法

针对双轴旋转捷联惯导系统长期工作时光纤陀螺误差参数随时间变化问题,提出一种姿态未知条件下的八位置标定方法.该方法利用双轴旋转机构可提供惯性测量单元(LMU)相对载体固定角位置特性,结合光纤陀螺简化误差模型,设计出八位置标定路径并激励出光纤陀螺误差参数.新的标定方法既避免了陀螺误差参数的耦合影响,又可以解算出载体航向信息.转台实验结果表明,八位置标定方法可在载体姿态未知条件下完成对光纤陀螺误差参数的标定工作.     

基于抑制标度因数误差的捷联旋转监控方案研究

旋转监控技术通过对惯性元件常值误差的抑制,能有效提高捷联惯导系统的导航定位精度,但由于标度因数误差的存在,降低了旋转调制效果.通过对单轴旋转方式下标度因数调制效果的分析,推导了单轴旋转下标度因数误差激励的角速率误差,并总结出旋转位置与角速率误差的对应规律,进而提出了最佳的双轴旋转方案,最大程度地抑制标度因数误差对捷联惯...     

单轴旋转惯导系统误差特性研究

为研究单轴旋转惯导系统的误差特性,推导了旋转惯导误差方程,分析了陀螺典型器件误差对惯导系统误差特性的影响.为了研究不同旋转方式对陀螺器件误差的调制效果,设计了单轴单向连续旋转、单轴正反连续旋转以及单轴转停三种旋转方式,分析了各旋转方式对典型误差源的调制效果.综合考虑陀螺常见器件误差,选取典型误差量,基于Simulink建立了仿真模型,仿真了不同旋转方式下的惯导系统位置误差特性.结果表明,不同的旋转方式会产生不同的调制效果;同时,单轴正反旋转的惯导系统可以有效地对陀螺常见器件误差进行自补偿,提高定位精度.     

捷联惯导系统加速度计标度因数和安装误差的试验标定

研究了捷联惯导系统惯性测量组合中加速度计标度因数和安装误差的标定问题。对捷联惯性测量组合中3路加速度计建立了输出模型,提出了在三轴转台上采用多位置试验对加速度计标度因数和安装误差进行标定的方法。实验表明,本方法能够有效地标定出惯性测量组合中加速度计的标度因数和安装误差,具有较高的精度,对提高捷联惯导系统的精度有着重要的作用。     

里程仪精度对惯导平台误差模型辨识精度影响

在利用车载试验进行惯导平台误差模型辨识时,里程仪精度的高低直接影响惯导平台误差模型的辨识精度.给出了惯导平台的误差模型,并建立了关于视速度的测量误差方程.由于受输入加速度大小的限制,使得系统存在严重的复共线性,提出采用选主元最小二乘方法辨识惯导平台误差模型.仿真得到了里程仪的精度对惯导平台误差模型辨识精度的影响结果.     

基于RAEKF的GPS/INS紧组合导航方法研究

针对GPS/INSS组合导航系统对高精度和高可靠性需求不断提升的现状,考虑载体运动复杂性导致运动过程中噪声数学统计特性无法精确确定,且滤波结果易受观测粗差影响的问题,提出一种抗差自适应扩展卡尔曼滤波(Robust Adaptive Extended Kalman Filter,RAEKF)方法。基于惯性导航、卫星导航原理与误差模型确定紧组合工作模式下的卡尔曼滤波数学模型;推导常用EKF模型并构造抗差自适应卡尔曼滤波,通过自适应调整观测值的使用权重提高滤波精度,结果表明抗差自适应滤波能有效抑制粗差对导航结果的影响。     

基于SAR辅助的惯导/星光组合导航系统研究

针对高空、长航时无人飞行器在对地观测成像期间对导航自主性和高精度的需求,研究了基于SAR辅助的惯导/星光姿态组合导航系统.针对SAR图像导航输出的间断性和多传感器组合导航系统中量测输出的不同步特性,设计了解决非连续性量测修正的多传感器组合导航滤波器模型.提出了解决多传感器量测不同步问题的异步集中滤波算法.仿真结果表明:...     

单轴旋转惯导系统在晃动基座上的建模及误差分析

阐述了船用单轴旋转捷联惯导系统的基本原理,推导了系统在动态条件下的误差传播方程.在三轴摇摆这种典型运动形式下,对单轴旋转惯导系统各主要误差因素的传播特性进行了仿真分析,并与不旋转时的误差传播特性进行了对比,给出了各种误差因素对系统的影响规律,并定量地得到了其对导航精度的影响程度.研究结果可为船用单轴旋转惯导系统的工程设计提供理论参考作用.     

单精度浮点数累加和误差研究

计算机中进行浮点数加法运算时,需要进行对阶和右规格化操作,该操作会进行舍入处理,这种处理过程会产生误差,浮点数累加运算会造成误差的累积,导致计算结果精度不够甚至计算结果错误。通过实验手段研究单精度浮点数累加过程中不同结合顺序对浮点数累加和误差的影响,探索结合顺序导致计算误差的规律,为多核计算、GPU计算、多处理器计算等计算范型和计算结构提供选择结合方法的依据,便于发挥其并行计算的优势。     

基于不确定融合的GPS/INS 组合导航滤波算法

针对实际车载组合导航系统测量中不确定噪声的问题,提出一种基于不确定融合估计的GPS/INS组合导航滤波算法,建立了导航系统的状态方程和观测方程;通过多信源不确定融合估计,得到多传感器的等效测量值以及误差方差阵;对系统方程进行滤波处理,得到车辆的准确位置。车载系统的实测数据表明,不确定噪声下的融合估计结果优于独立白噪声假设下的融合估计,并验证了所提出算法的有效性和实用性。     

基于INS/GPS/磁力计的全组合导航

针对惯性导航单独定姿、定位产生漂移的问题,提出了一种磁力计、GPS辅助惯性导航的组合导航系统。对磁力计、陀螺仪数据进行预处理;推导了基于误差四元数的定姿系统方程和量测方程,使用卡尔曼滤波器融合陀螺仪与磁力计数据。建立定位系统方程和量测方程,使用GPS量测值辅助惯导、校正位置、速度信息。实验验证结果表明:组合导航系统有效地改善了惯性导航漂移问题,同时在GPS失效情况下仍能正常工作。     

MEMS惯导在旋翼飞行器中导航性能的实验分析

GNSS/MEMS INS组合导航系统是四旋翼飞行器获取位置、速度、姿态的一种重要手段.由于电机转动、气流等因素的影响,旋翼飞行器会出现小幅度的高频抖动,INS机械编排更新率若要满足这一高频运动,将带来沉重的计算负担.在实测分析飞行器抖动特性的基础上,对比了IMU原始采样率不足和仅INS机械编排更新率不足对惯导性能的影响,并分析了四旋翼飞行器所需INS机械编排更新率的底限.实验表明,飞行器高频抖动条件下,由IMU原始采样过低导致的采样混叠会对MEMS惯导性能产生严重影响;但如果原始IMU采样率足够高,而通过求平均(或累加)降采样方法适当地降低机械编排更新率(本文实验条件下可降至20 Hz),则不会明显影响导航精度.本文工作为MEMS惯导用于旋翼飞行器导航提供了参考.