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惯导/里程仪组合导航系统算法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
惯导系统误差随着导航时间而增长,而里程仪测量误差一般随着运载体行驶距离而增加,惯导系统和里程仪具有互补性,推导了简化的惯导/里程仪组合导航系统的卡尔曼滤波方程,研究了里程仪刻度系数误差校正的方法,并提出了里程仪打滑和滑行故障的判断准则,仿真结果表明:经过里程仪刻度系数校正后,组合导航系统能有效提高定位精度,并且具备一定的容错能力. 相似文献
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摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究 总被引:24,自引:0,他引:24
舰船的摇摆使陀螺无法测出地球自转角速度,无法根据陀螺和加速度计的输出直接计算出姿态阵。针对这一问题,提出了基于重力加速度的粗对准算法。该算法中,姿态阵分散成4个矩阵求取,所利用的信息为:摇摆基座姿态变化信息;重力加速度相对惯性空间随地球旋转引起的方向变化信息;地球自转信息;地理信息。算法的巧妙之处是应用惯性凝固假设,建立了基座惯性坐标系ib0,使舰体相对ib0坐标系的姿态阵初值成为单位阵,从而使姿态更新解算成为可能。仿真结果表明,在舰船横摇、纵摇、艏摇幅值分别为10°、7°和5°,周期分别为6 s、5 s和7 s,横荡、纵荡、垂荡幅值分别为0.02 m、0.03 m和0.3 m,周期分别为7 s、6 s和8 s的环境下,由50个样本确定的东、北、天向失准角的均值分别为2.01′-、1.38′和-0.20,°相对的标准差为0.26′、0.21′和1.3,°在此基础上完全可以实现精对准。 相似文献
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车载航位推算系统误差补偿技术研究 总被引:10,自引:0,他引:10
车载航位推算系统算法简单并且容易实现误差补偿。当惯组(IMU)安装到载车上存在安装误差时,推导了航位推算(DR)算法和航位推算误差,并对航位推算误差进行了详细分析,得出航位推算轨迹和真实轨迹相似的原理。基于相似性原理阐述了利用设定路标和零速修正(ZUPT)等方法对各种误差进行补偿的算法。跑车试验验证了航位推算算法和误差补偿的正确性和有效性。 相似文献
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高超声速飞行器(hypersonic flight vehicle, HFV)大加速度运动、旋转导弹的高速转动和战斗机的大机动飞行等对捷联惯导系统(strapdown inertial navigation system, SINS)提出了更高的要求,只有在减小IMU(inertial measurement unit)测量误差的同时改进捷联惯导算法,才能在高动态大机动条件下实现高精度定位。传统的捷联惯导算法,在忽略Bortz方程高阶项后,通过构建圆锥误差补偿项完成高精度姿态解算。在大机动条件下补偿后的残差已不再是可以忽略的小量,激励出的算法误差已严重影响导航解算精度。为了提升大机动条件下的捷联惯导算法精度,用Legendre多项式作基完成角速度函数逼近,以四元数微分方程数值求解为核心,设计一种高精度SINS姿态解算。由于在推导过程中没有近似,在精确数值计算中实现了高阶圆锥误差补偿。在圆锥运动和大机动环境下进行姿态解算仿真,与目前精度最高的四次叉乘圆锥误差算法相比,新算法在圆锥运动下的误差不到其算法误差的1/3,在大机动条件下算法精度可以提升一个量级。基于Legendre多项式的高精度... 相似文献
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低精度的捷联惯导系统(SINS)无法实现航向自对准,用于初始航向对准的SINS/GPS组合系统是强非线性系统.通过变换估计量的方法,将航向角的估计转换为两个三角函数变量的估计,在大航向角误差的条件下忽略了大部分次要因素的影响,推导了用于初始航向角估计的SINS/GPS组合系统方程.最后进行了航向角对准仿真,结果表明:在初始航向角完全未知的情况下,载体经过短时间(20s)的机动,航向角的估计精度能达到3°左右. 相似文献