两轴地磁信号修正的陀螺姿态算法

目前捷联式惯导系统是惯性技术的发展方向,姿态算法是捷联惯导系统算法中的一个重要组成部分,其精度直接影响弹体姿态控制能力,为此文中提出了一种采用三轴MEMS陀螺进行姿态探测,并用两轴地磁信号解算出的滚转角修正陀螺累计误差的方案,仿真分析了地磁陀螺信号组合测姿算法。结果表明:该方案相对于单纯陀螺信号解算姿态角精度高,可用于改善测姿结果。     

三子样旋转矢量优化姿态算法在捷联惯导中的研究

捷联惯导姿态算法是捷联惯导算法的核心.针对陀螺输出为角增量的情况,设计了旋转矢量多子样算法,并基于圆锥运动环境下,提出了旋转矢量多子样算法.以工程应用为背景,选择采样时间固定不变,在3种圆锥运动情况下,对多子样旋转矢量优化算法进行了仿真比较.结果表明,在满足实时性和精度要求方面,三子样旋转矢量优化算法为有效的工程应用方法.     

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。     

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。     

无陀螺捷联惯导系统在飞航导弹上的应用研究

本文介绍了将无陀螺捷联惯导系统应用于飞航导弹制导的一些问题.对这系统中短周期变化量在更新时,数值积分算法的阶次对制导系统的影响进行了理论分析,并结合某型号飞航导弹的有关参数进行实时仿真,验证了理论分析的正确性.这为无陀螺捷联惯导系统应用于工程实践提供了一定的参考.     

惯性导航技术的发展及其应用

惯性导航技术,通过陀螺和加速度计测量载体的角速率和加速度信息,经积分运算得到载体的速度和位置信息.包括平台式惯导系统和捷联惯导系统.平台式惯导系统将陀螺通过平台稳定回路控制平台跟踪导航坐标系在惯性空间的角速度.捷联惯导系统利用相对导航坐标系角速度计算姿态矩阵,把雷体坐标系轴向加速度信息转换到导航坐标系轴向并进行导航计算.该技术的发展和应用趋势,以惯性导航和GPS卫星导航的组合导航最为典型.     

无陀螺捷联惯导系统在飞航导弹上的应用研究

本文介绍了将无陀螺捷联惯导系统应用于飞航导弹制导的一些问题.对这系统中短周期变化量在更新时,数值积分算法的阶次对制导系统的影响进行了理论分析,并结合某型号飞航导弹的有关参数进行实时仿真,验证了理论分析的正确性.这为无陀螺捷联惯导系统应用于工程实践提供了一定的参考.     

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。     

激光陀螺捷联惯导在海防战术导弹中应用前景的研究

分析了海防战术导弹制导系统的发展趋势，介绍了激光陀螺捷联惯导系统的性能特点，提出了激光陀螺捷联惯导系统作为海防战术导弹制导系统的重要战略意义，并对其在导弹控制系统中的应用前景进行了展望。     

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。     

高旋火箭弹GPS/SINS组合测姿方法

针对GPS/SINS组合导航系统在高旋火箭上应用所遇到的初始对准困难、误差累积迅速等姿态解算难题,通过速度角辅助,提出了分段滤波进退算法修正初始滚转角技术。通过不断修正分段初始滚转角使SINS解算更趋于合理值。利用速度角修正技术,去除高速旋转造成的误差累积,再通过卡尔曼滤波得到较为准确的姿态信息。仿真结果表明,分段滤波修正初始滚转角可以有效地解算出较为准确的姿态信息。对实测数据的处理也证明,该技术可以应用于实际工程,解算得到的姿态信息满足工程需要。     

角速率输入下的捷联惯导系统改进航姿算法

针对角速率输入下仅利用角增量信息的等效旋转矢量算法精度降低的问题,结合当前角速率、角增量并引入前次角增量信息,提出了一种捷联惯导系统的改进等效旋转矢量航姿算法.在角速率输入条件下,获得了理论上的圆锥误差补偿效果,纯圆锥运动的仿真结果表明捷联系统的姿态精度得到了改善.     

捷联惯性导航系统姿态算法综述

对欧拉角法、方向余弦法、三角函数法、Rodrigues参数法、四元数法和等效旋转矢量法等六种描述捷联惯性导航系统姿态的方法进行叙述和分析。主要探讨了基于四元数法和等效旋转矢量法的各类姿态更新算法．为进一步研究各类算法提供了一定的参考。     

里程计辅助的 SINS 行进间对准方法

为实现车载捷联惯导系统在行驶条件下的初始对准,提高车载武器系统的机动能力,提出一种里程计辅 助的捷联惯导系统行进间自主式对准方法。通过推导载体坐标系下的速度积分方程,利用姿态矩阵的链式法则,将 惯导初始对准转化为初始姿态的最优确定问题,进而采用 QUEST 算法求取初始姿态矩阵,并给出了算法的离散化递 推模型,实现了导航前一刻的行进间自主对准。仿真结果表明：该算法在无需任何先验姿态信息的条件下,能实现 捷联惯导系统的行进间快速高精度对准。     

发射系下SINS/GPS 组合导航系统的算法研究

基于地理坐标系下的传统捷联惯性导航系统无法直接获取发射系下的导航参数,难以满足空天飞行器等高轨道飞行器对高精度、高可靠性导航系统的需求,研究了发射系下捷联惯性导航算法.搭建了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的SINS/GPS组合导航模型,传感器获取的导航量测信息直接在发射系下进行捷联惯导解算,为飞行器等提供位置、姿态等信息.采用STM32、XSENS惯性器件和GPS接收机构建相应的算法验证平台.实验结果表明:发射系下的SINS/GPS组合导航系统能提供较高的导航精度,从而验证了发射系下的SINS/GPS组合导航系统算法的正确性与合理性.     

基于姿态四元数的SINS/星敏感器组合导航方法

分析了一种星敏感器多矢量定姿原理,在考虑了惯性元器件误差及星敏感器误差的基础上,建立了SINS/星敏感器组合导航系统模型;以模拟的实时星敏感器测量信息为基础,通过将SINS确定的载体相对惯性空间的四元数姿态信息与星敏感器输出的高精度四元数姿态信息进行信息融合,实时估计出陀螺漂移量及失准角并对SINS进行在线修正,从而达到保证SINS高精度导航的目的。最后,通过仿真验证表明了这种SINS/CNS组合反馈校正方案的可行性和有效性。     

捷联惯导摇摆基座自对准中圆锥误差补偿算法

针对捷联惯导系统（SINS）在摇摆基座上的自对准误差,提出了减小圆锥误差、提高自对准精度的具体圆锥误差补偿算法。分析比较了四元数四阶龙格-库塔算法、等效转动矢量的二子样、三子样等圆锥误差补偿算法及其理论补偿效果。结合仿真和实验结果得出：自对准误差随算法子样数的增大而降低,子样数增加1,北向对准误差减小近1倍,姿态角的离散度降低;随摇摆幅度的增大和频率的提高,三子样补偿算法的自对准精度接近稳定;综合考虑采样频率、子样数、计算量和对准精度要求,选择三子样圆锥误差补偿算法可以满足SINS摇摆基座下的自对准要求。     

基于飞控仿真系统的SINS/BDII 组合导航仿真

为验证SINS/BDII 组合导航系统的性能,采用一种基于飞控仿真系统生成轨迹的方法。通过Visual C++ 编程语言以及飞控原理设计出模拟飞行仿真软件,运用双子样旋转矢量算法对转动的不可交换性误差进行有效补偿, 利用间接法滤波设计SINS/BDII 组合导航系统卡尔曼滤波器。验证结果表明模拟飞行状态下SINS 及组合导航系统算 法是正确的。该轨迹生成方法具有工程应用价值。