基于单轴连续旋转调制的方位对准技术

捷联惯组冷态启动、环境温度变化、长时间未标定都可能使陀螺常值漂移发生变化,进而影响捷联惯组的方位对准精度.为减小陀螺常值漂移对方位对准精度的影响,进行基于单轴连续旋转调制的方位对准技术研究.通过理论分析可知,转台单轴连续旋转条件下,将陀螺常值漂移周期性调制,陀螺常值漂移对方位对准精度影响较小,转台转速越高,对准时间越长,方位对准收敛振荡幅值越小,收敛速度越快.通过算法仿真和试验验证了理论分析的正确性.     

激光捷联惯导系统自对准技术研究

针对某型号激光捷联惯性导航系统设计了一种方位自对准方法,该方法通过自对准回路,滤波处理加速度计输出信号,从而完成初始对准过程.本文详细描述了该自对准方法的原理、设计过程,给出了自对准设计结果,并介绍了自对准仿真试验和系统实验室静态、车载等试验验证情况.试验结果表明,在存在人员走动、阵风、发动机振动等干扰条件下,激光捷联惯导系统能够完成方位自对准,并且能够达到很高的对准精度.本文给出的自对准方法可以解决捷联惯导系统方位自对准问题,具有工程实用价值.     

激光捷联惯导系统自对准技术研究

针对某型号激光捷联惯性导航系统设计了一种方位自对准方法，该方法通过自对准回路，滤波处理加速度计输出信号，从而完成初始对准过程。本文详细描述了该自对准方法的原理、设计过程，给出了自对准设计结果，并介绍了自对准仿真试验和系统实验室静态、车载等试验验证情况。试验结果表明，在存在人员走动、阵风、发动机振动等干扰条件下，激光捷联惯导系统能够完成方位自对准，并且能够达到很高的对准精度。本文给出的自对准方法可以解决捷联惯导系统方位自对准问题，具有工程实用价值。     

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。     

利用旋转调制技术实现快速高精度方位对准

出于一种旋转调制式捷联惯导系统的研制需求,为了验证旋转调制条件下的方位对准指标,设计了一种以陀螺输出为观测的最小二乘方位对准算法,并进行了半物理仿真实验验证。实验结果表明,在旋转调制条件下,采用随机漂移0.1°/h的动力调谐陀螺,方位对准精度在3分钟左右可达1.5′以内,5分钟可达1′左右,实验取得了较为理想的结果。     

高精度激光捷联惯导行进中方位对准技术

为适应现代战争的需要,特别是现代战争的快速反应,惯导系统需要在很短的时间内完成粗对准后,在行进过程依靠简单的外部信息完成精确的寻北工作,这样能够显著提高系统的灵活性和机动性.介绍了高精度捷联惯导采用速度匹配对准方案实现行进中高精度方位对准,不需要对载体提出特别机动要求,在10m in内完成方位对准,方位对准精度优于3.3′secL.试验证明,该行进中对准方案能够实现高精度的水平及方位对准,具有良好的实际工程应用效果,达到了理论对准精度水平.     

舰载导弹捷联惯导动基座方位对准技术研究

给出了采用角速度匹配的动基座对准原理及数学模型,针对舰载导弹捷联惯导系统直接进行方位对准的难题,提出了采用局部基准的间接方位对准技术途径,摇摆试验和舰载试验表明采用该技术显著提高了方位对准精度和快速性。     

捷联惯导舰载动基座方位对准技术

本文给出了采用角速度匹配的动基座对准原理及数学模型，针对舰载导弹捷联惯导系统直接进行方位对准遇到的问题，提出了采用局部基准的间接方位对准技术途径，摇摆试验和舰载试验表明采用该技术提高了方位对准精度和快速性。     

捷联惯导系统传递对准中的时间补偿算法

为了减小或消除时间延迟的影响,提高系统动基座传递对准精度,提出了一种捷联惯导系统传递对准过程中对主、子惯导间信息传输时间延迟的补偿算法。该算法利用子惯导导航解算过程中的相关数据和延迟时间,对传递信息中因时间延迟产生的误差进行补偿修正,并用修正后的主惯导信息进行动基座传递对准。车载试验结果证明,该方法可有效提高系统传递对准精度,减小传递对准时间,补偿算法有效可行。     

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。     

基于方位装订的弹载捷联惯导初始对准技术研究

研究了基于方位装订的弹载捷联惯导系统的初始对准问题。首先推导了方位角误差和失准角误差的关系,在此基础上,提出了增加方位角误差作为观测量的观测方程,建立了基于方位装订条件下的卡尔曼滤波方程,并用奇异值分解的方法分析了系统的可观测性和不可观测状态变量,结果表明陀螺漂移均可观测,而加速度计零偏均不可观测;计算机仿真结果表明该初始对准方法收敛速度快,对准精度高。     

捷联惯导系统动基座初始对准中的可观测性分析

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分析.定性地得出了载体的各种机动特性对捷联系统对准过程可观测性的影响结果.采用卡尔曼滤波法, 对平台误差角进行了估计, 给出了仿真曲线.结果表明, 动基座对准过程中, 载体的线运动和角运动在一定条件下能提高系统的可观测性, 从而提高卡尔曼滤波器的估计速度和精度.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.     

基于尺寸效应在线补偿的旋转捷联惯性导航系统初始对准

在旋转捷联惯性导航初始对准过程中,尺寸效应带来的加速度测量误差影响对准精度,为此提出一种基于尺寸效应在线估计与补偿的旋转调制初始对准方法。建立旋转调制初始对准的最优估计模型,并阐述旋转调制对初始对准的误差抑制机理;分析尺寸效应对加速度计输出的影响规律,推导出尺寸效应误差数学模型,将内杆臂长度参数扩展至初始对准状态空间,在初始对准最优估计过程中估计出内杆臂长度,同时在滤波模型中补偿尺寸效应误差。对旋转捷联惯性导航系统进行了实验,结果表明,内杆臂长度得到在线估计,通过尺寸效应补偿提高了旋转调制初始对准精度。     

基于条件数理论的高维组合导航系统可观测性分析

为了更好地完善惯导系统误差补偿和抑制技术,对SINS/GPS组合导航系统进行可观测性分析,从而对系统误差进行补偿,提高导航精度。利用分段线性定常理论得到系统的提取可观测性矩阵,再计算该矩阵的条件数,根据条件数分析在不同量测及不同机动方式下系统的可观测性。针对SINS/GPS组合导航系统,建立高维数学模型,设置复杂运动轨迹,比较不同量测下误差源的可观测性。仿真结果表明:与机动方式的激励作用相比,增加量测能更有效地提高系统的可观测性。     

车载导弹光学辅助数学传递对准方法

从发射准备时间和对准精度等方面分析现代战争环境下车载导弹对初始对准的要求,提出利用自准直仪进行光学辅助数学传递对准的方法。给出光学辅助数学传递对准系统搭建方案,推导主、子惯导方位光学传递关系,将光学准直得到的相对方位测量角引入到“角速度+加速度”匹配模式中构成新的量测方程,对主、子惯导安装角进行滤波估计。在实验室条件下对方位光学传递算法的正确性和精度进行了验证,并对光学辅助数学传递对准方法进行了数学仿真分析,仿真结果表明,该方法具有较快的对准速度和较高的对准精度,能够满足现代车载导弹快速高精度初始对准的要求。     

角速度匹配在机载武器传递对准中的应用

直升机与固定翼飞机相比,主惯导类型、精度、机翼变化及机动模式均不相同,这些对传递对准的精度产生很大影响,目前对其研究较少.文中基于工程需要,针对直升机主惯导采用捷联惯导的特点,提出了采用角速度匹配传递对准方案,推导了系统的状态方程和量测方程,采用奇异值分解法(SVD)对其进行了可观测性和可观测度分析.数字仿真结果表明角速度匹配直升机机载武器传递对准是较好的一种方案,为该方案的实际应用奠定了一定的理论基础.     

单轴旋转捷联惯性导航系统加速度计尺寸误差标定方法

加速度计尺寸误差在载体角运动情况下,会造成捷联惯性导航系统导航解算误差,这在单轴旋转捷联惯性导航系统中尤为显著。为提高导航精度,提出一种新的加速度计尺寸误差标定方法。通过分析单轴旋转调制下尺寸误差的作用机理,建立导航误差与尺寸误差的数学模型;为进一步提高标定效果,引入加速度计等效误差作为扩展观测量,利用可观测性分析方法设计具体的标定路径,通过滤波获取尺寸误差参数。仿真和实验结果表明,相比仅以速度误差为观测量的方法,该方法可以实现对加速度计尺寸误差的更高精度快速标定,导航速度解算误差可降低约50%.     

一种新的惯性平台快速连续旋转自对准方法

针对惯性平台静基座初始对准中精度和时间受到试验条件限制的问题,提出了一种通过平台连续旋转的进行快速自对准方法.首先,推导了惯导平台连续旋转过程中的平台失准角模型;然后,采用输出灵敏度理论分析了连续旋转条件下惯导平台系统的可观测性;最后,对设计的平台连续旋转路径进行了仿真试验.仿真结果表明:本文提出的自对准方法突破了传统...     

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。     

典型弹道下的火箭弹MEMS-INS/GNSS组合导航姿态误差可观性分析

以炮射火箭弹的MEMS-INS/GNSS组合导航系统为研究对象,在奇异值法分析系统可观性的基础上,提出了系统状态的等效奇异值概念,作为系统状态可观性的度量标准。在此基础上,重点分析了火箭弹在无控、俯仰机动以及偏航机动3种弹道条件下的姿态角误差的等效奇异值(可观性)的变化规律,并据此得出：滚转角误差在弹体机动时可观性较好;当弹体所在垂面存在较大的加速度时,俯仰角误差可观性较好;方位角误差在弹体水平加速度较大时可观性较好。通过仿真,验证了可观性分析结果的正确性。