基于水下地形匹配大姿态误差角捷联惯导系统误差估计方法

传统的基于线性滤波的误差估计方法常采用基于咖角法的捷联惯导系统（SINS）线性误差模型,但当姿态误差角较大时,估计效果不稳定且精度较差。为此,提出了基于无迹卡尔曼滤波（UKF）的误差估计方法。通过建立水下地形匹配辅助导航系统非线性误差模型,以地形匹配和深度压力传感器测量的位置信息和深度作为量测量,设计了扩展状态UKF滤波器,在大姿态误差角下仿真研究了其估计效果。结果表明,在大姿态误差角下,本文所提出的方法可行且具有较好的估计效果,为匹配区内修正捷联惯导系统导航误差提供了参考。     

一种长航时捷联惯导系统单点综合校正方法

针对长航时捷联惯导系统的误差发散问题,提出一种基于惯性系的单点综合校正方法。采用GPS提供的位置信息和天文导航提供的航向信息构成外观测量。在建立动态误差模型过程中,利用外观测量信息对系数矩阵中的经度、纬度误差及天向失准角进行修正。相对于由惯导系统解算值确定系数矩阵的传统综合校正方法,该方法误差模型中系数矩阵的精度仅由外观测量信息精度决定,不引入惯导系统解算误差。该方法无需对载体运动进行限制,且陀螺常值漂移的估计精度不受校正间隔的影响。仿真结果表明了该方法的有效性。     

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.     

SPKF滤波算法在紧耦合GPS/INS组合导航系统中的应用

根据SPKF滤波理论,建立捷联惯导系统在地理坐标系中的误差方程和GPS导航定位的误差模型,设计了GPS/INS的SPKF滤波器。该系统中含有位置误差、速度误差、平台误差角、陀螺漂移、加速度计偏差等17维状态。利用伪距、伪距率的观测信息对全部状态进行观测。对组合导航系统进行了动态仿真,仿真结果表明系统估计状态的导航精度高,系统的鲁棒性好。     

基于SINS/CNS的月球车自主导航方法

针对月面特殊环境,设计了一种基于改进粒子滤波的捷联惯导与天文导航(SINS/CNS)月球车组合导航仿真方案。首先,根据月球表面导航的特殊要求,建立了月球环境下惯性导航系统的姿态、速度和位置误差方程,然后建立基于速度和天文联合观测的量测方程。由于系统状态方程和量测方程均为非线性方程,所以采用了改进的粒子滤波实现月球车位姿信息的最优估计,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正惯导系统的位置、速度和姿态。本设计的仿真结果表明:该方法具有很好的位置和姿态估计精度,同时有效抑制了量测噪声对系统性能的影响,是解决月球车自主导航问题的一种有效而实用的方法。     

基于自适应滤波算法的磁强计/陀螺组合误差修正

针对弹箭姿态测量中低精度陀螺姿态解算误差因漂移迅速增大的问题,文中采用三轴磁强计和陀螺组合测姿方案,对姿态角的输出进行修正。通过建立基于陀螺姿态解算误差角的状态方程和磁强计输出的误差观测方程,采用自适应卡尔曼滤波方法以抑制滤波发散并对姿态误差角进行估计。仿真结果表明:该方法能有效利用磁强计的输出抑制了陀螺漂移带来的误差,提高解算精度,满足长时间姿态测量的要求。     

基于SINS/GPS组合导航的新技术研究

随着GPS姿态测量技术的发展,提出将捷联惯导系统和GPS输出的飞行器姿态信息也可以作为组合导航系统的测量值参与滤波算法.以Kalman滤波为基础,将两个导航子系统测得的飞行器位置、速度和姿态信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的导航参数.详细推导了这种组合导航方式的测量方程,并将该组合导航技术应用于某飞行器进行仿真.通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性,具有实际应用价值.     

基于SINS/GPS组合导航的新技术研究

随着GPS姿态测量技术的发展，提出将捷联惯导系统和GPS输出的飞行器姿态信息也可以作为组合导航系统的测量值参与滤波算法。以Kalman滤波为基础，将两个导航子系统测得的飞行器位置、速度和姿态信息进行数据融合，估计出组合导航系统的误差状态量，进而修正捷联惯导系统的导航参数。详细推导了这种组合导航方式的测量方程，并将该组合导航技术应用于某飞行器进行仿真。通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性，具有实际应用价值。     

新型六状态卡尔曼滤波器在初始对准中的应用

kalman滤波广泛应用于惯导系统的初始对准，本文建立带来知常值偏置的六状态滤波器误差方程，利用微硅陀螺采集的数据。进行仿真，得到航向、姿态角误差和陀螺漂移估计量，然后进行补偿，并且给出了仿真结果。     

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。     

基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方法

传统惯性与星光组合通常需要将惯性系下的星光姿态信息转换到导航坐标系进而与惯性导航系统进行姿态组合,由于姿态信息转换过程中通常需要引入地理位置信息实现转换,从而不可避免地引入转换误差,无法充分发挥高精度星光姿态信息对惯性导航误差的修正作用。考虑到陀螺原始输出信息和星光姿态信息均能直接在惯性参考坐标系下测量获得,设计了一种基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方案。通过建立基于惯性系下陀螺误差估计修正的惯性与星光组合导航数学模型,直接在惯性系下对陀螺漂移误差进行在线开环跟踪估计;通过对陀螺误差实时修正,能够有效减小由于陀螺漂移所带来的惯性导航系统解算误差。仿真结果表明,该方案能够有效估计出陀螺的漂移误差,进而有效提高了惯性导航系统精度。     

双轴旋转惯导系统转位方案仿真分析

针对双轴旋转惯导系统转位方案的设计问题,分析旋转式惯导系统自动补偿导航误差的本质,建立旋转式惯导系统误差模型,推导出初始对准状态方程和量测方程,提出16次序和32次序两种转位方案,在两种方案下对陀螺常值漂移引起的导航误差传播特性进行仿真分析,并对两种方案下的初始对准过程进行仿真。研究表明：与16次序转位方案相比,32次序转位方案能更好地补偿陀螺常值漂移引起的导航误差,初始对准过程中对天向陀螺常值漂移的估计精度更高,因此,32次序转位方案优于16次序转位方案。     

空基激光陀螺捷联惯导系统导航精度的分析与研究

从现代导弹的实际情况出发, 通过对空基激光陀螺捷联惯导系统导航工作原理的分析, 总结了空基激光陀螺捷联惯导系统导航误差产生的原因, 归纳了激光陀螺和加速度计的误差模型和补偿.     

旋转弹导航系统研究

旋转弹自转角速度大，由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用，提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。根据无陀螺的测量原理，充分利用多个加速度计的冗余输出信息构建自滤波系统，抑制GFMIMU角速度误差的快速发散。为克服GFMIMU长时间工作姿态角误差的积累，采用磁强计与其进行组合导航；从解算精度与实时性考虑，基于四元数描述建立了该组合寻航系统的状态方程和观测方程，并采用二阶插值滤波器进行信息融合。最后，对所设计的组合导航系统进行系统仿真，仿真结果验证了该系统设计方案的可行性。     

利用星敏感器在轨标定陀螺仪的平方根滤波方法

研究了陀螺仪在轨标定问题,提出了一种用星敏感器在轨标定陀螺仪的平方根滤波方法。用星敏感器的姿态输出对陀螺仪的误差系数进行估计,将星敏感器测出的姿态角解算的导航角速率引入到惯导系统的姿态更新,实现了姿态误差与速度误差和位置误差的解耦。根据系统的姿态误差方程,以陀螺仪的误差系数为状态参数,构造系统状态方程和量测方程,进行平方根滤波估计。推导了基于平方根滤波的标定算法。仿真结果表明,提出的在轨标定方法在适当的机动条件下,能够以较高的精度标定出陀螺仪的误差系数。     

单星制导方案中的不可观陀螺漂移问题

有参考文献认为，采用单星制导即可以估计和补偿初始定位误差、初始方位误差、陀螺常值漂移等误差源导致的弹载惯导系统定位误差，但我们认为。单星制导不能估计出全部的常值陀螺漂移。如果建立一个以星体方向为Z轴的坐标系．并将陀螺漂移投影到该坐标系，文中将证明绕该坐标系Z轴方向的陀螺漂移是不可观测的。并分析由此引起的导弹落点误差。     

基于降阶模型的GPS/PINS组合导航半实物仿真研究

文中基于卡尔曼滤波器降阶模型．设计了GPS／PINS实时组合导航跑车试验系统。跑车试验过程中实时采集GPS的位置和速度信息以及平台惯组的加速度和姿态角等信息．进行滤波解算，实时输出解算结果。试验结果表明．基于降阶模型的组合导航系统可以满意的完成导航任务。     

双IMU/DGPS组合相对测姿系统同步方法研究

双IMU/DGPS组合相对测姿系统应用于动态载体上两点之间的相对姿态测量,该系统使用DGPS的速度和位置信息分别与主惯导系统和从惯导系统的导航信息进行组合,并解算两惯导系统的相对姿态.针对组合测姿系统对于同步的要求,提出了以惯导系统内石英晶体振荡器作为时间基准的数据同步方法,并进行了半实物仿真试验.试验结果表明,该同步方法可使双惯导系统间的数据同步误差从10ms减至100ns以下.同步精度满足要求,并具有很高的可靠性.     

视线角辅助捷联惯导组合导航系统研究

被动雷达导引头在飞行过程中接收地面路标或已知目标的信号,可测得视线高低角、方位角,这两个角度信息具有辅助惯导的潜力.文中采用卡尔曼滤波算法,建立了雷达导引头视线高低角和方位角辅助惯导的模型.仿真结果表明,利用该视线信息可辅助捷联惯性导航系统(SINS),构建被动雷达导引头/捷联惯导系统,可以提高惯导的姿态精度,并对位置、速度有一定的抑制作用.     

IMU角变速运动对旋转式SINS定位精度影响分析

针对旋转式捷联惯导中惯性测量单元(IMU)旋转角速度变化过程(以加减速过程为主)对系统定位精度的影响进行分析和研究。建立了基于地理坐标系下的角变速过程的运动模型,并以此为基础推导了旋转运动抵消等效陀螺漂移误差的基本原理。结合在工程中普遍使用的单轴四位置八次序转停方案,详细分析了IMU加减速过程对捷联惯导系统定位精度的影响。在理论分析的基础上利用仿真试验比较了不同加减速旋转方案的定位误差,仿真结果验证了角变速运动能够显著影响旋转式捷联惯导系统的定位精度。