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研究发现当捷联惯导系统(SINS)进行卡尔曼滤波精对准或动基座对准时,惯性器件的斜坡性误差对其初始对准的精度有影响,特别是对于采用石英挠性加速度计的惯导系统在预热不充分期间进行初始对准很可能会出现较大误差。该文分析了惯性器件斜坡性误差对SINS初始对准的具体影响,指出要获得较高的方位初始对准精度除要求等效东向陀螺漂移小外,在对准期间还要保证等效北向加速度计零偏也足够稳定。通过试验对加速度计斜坡零偏进行了建模、补偿,试验结果表明补偿后方位对准精度有明显提高。 相似文献
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为了减小转台误差对激光陀螺捷联惯组(SIMU)标定精度的影响,采用模观测法设计了正二十面体-12点的位置和速率试验计划。首先,利用在重力场下的12个静态位置标定加速度计的零偏、标度因子和安装误差矩阵;然后,采用外环角速率、中内环双轴翻滚至12点位置来标定陀螺的零偏、标度因子和安装误差矩阵;最后,利用SIMU框架坐标系为桥梁,实现了加速度计和陀螺参数坐标系的统一。仿真分析表明:该方法能有效抑制转台误差对SIMU标定结果的影响,当转台各轴系垂直度误差为角秒级且角位置误差小于1'时,加速度计和陀螺的标度因子相对误差和安装误差矩阵的标定误差均小于10-5,加速度计零偏的标定误差小于10g ,陀螺零偏的标定误差小于0.01()/h与测量噪声处于同一数量级。 相似文献
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冗余旋转惯导系统(Redundant Rotating Inertial Navigation System, RRINS)可以在传统旋转惯导系统的基础上,进一步提高系统的可靠性。针对该类系统高精度初始对准需求,以正四面体冗余旋转惯导系统为例,研究了两位置初始对准方法。首先以每3个陀螺仪和3个加速度计构成一种组合方式,建立每种组合下惯性器件的零偏与冗余配置相关的解析表达式,并设计RRINS两位置转停方案以估计对应惯性器件的零偏,但是在某些特殊的情况下需要增加观测位置;然后将每个惯性器件在不同组合下得到的结果取均值,并利用该均值对相应惯性器件的测量信息做补偿;最后基于补偿后的惯性器件输出进行RRINS的初始对准。数学仿真和实验验证结果表明,该方法在不同两位置方案下均可有效估计出惯性器件的零偏。仿真中陀螺仪的零偏估计误差在4%以内,加速度计的零偏估计误差基本在2%以内,且相比无零偏补偿的情况,初始对准精度提高10倍以上。实验中水平和方位向的初始对准精度都有提高,航向角对准误差最大减小100倍左右。同时,该方法还可以推广到其他配置方案的冗余旋转惯导系统中,对该类惯导系统初始对准精度的提高具有... 相似文献
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利用计算机技术实补偿平台罗经系统的误差是本文的主要目的。首先建立了加速度计,陀螺,平台罗经的误差模型,主要讨论了怎样从测量误差,安装误差及陀螺非常值漂移误差中解算出平台罗经的系统误差,从而对加速度计的输出和平台罗经的姿态进行补偿,最后对本文提出的方法进行了仿真,给出了仿真曲经,结果表明,该补偿方法具有一定的效果。 相似文献
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捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响,需在使用之前进行精确地标定和补偿。为了更加有效地标定误差,设计了一种10位置系统级标定的方法。利用简化的误差模型和速度误差变化率方程,建立了所有误差参数与导航误差之间的线性关系。通过设计的10位置连续旋转方案对由各项误差参数引起的速度误差进行充分激励,利用所得数据进行卡尔曼滤波,计算出包括陀螺仪和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计二次项误差等24个误差参数。仿真得到陀螺零偏误差优于0.000 75()/h,加速度计零偏误差优于g,陀螺和加速度计的安装角误差优于1.5,标度因数误差优于2 ppm(1 ppm=10-6)系统,加速度计二次项误差优于0.1510-6 s2/m。另通过3组实验验证了重复性,证明了该方法确实有效。 相似文献
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速率偏频激光捷联惯组的定向精度除与激光陀螺仪有关外,还与加速度计有关,因此,研究加速度计的指标体系对提高整个速率偏频激光捷联惯组的性能和精度有重要意义。从初始对准和航向保持两个方面研究了加速度计对定向精度的影响:加速度计零偏误差和随机游走均会导致初始对准航向角误差。为了得到高精度的航向保持精度,速率偏频激光惯组的3个加速度计的漂移趋势需要保持一致。试验结果表明,加速度计的零偏稳定性提高4倍,初始对准航向角统计精度提高30%;加速度计精度相同情况下,加速度计漂移趋势一致的速率偏频激光捷联惯组,相比其漂移趋势不一致的速率偏频激光捷联惯组,航向保持精度提高了57%。 相似文献
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针对激光捷联惯性导航系统可靠性高,采用自然散热以及使用维护方便等优点,设计并实现了激光捷联惯导仿真系统。首先通过软件的动态协同算法,设计软件陀螺仪和软件加速度计,使其能够仿真真实激光陀螺仪和真实加速度计的姿态信息和线运动信息;然后仿真载体的飞行轨迹,并将飞行姿态及运动状态转换为软件陀螺仪和软件加速度计的输出;最后根据其输出信息与理想轨迹对应参数的对比进行性能分析。仿真结果表明,该系统不仅能够较好地模拟飞机的实际飞行状态,更能有效地检验激光捷联惯导算法的精确性和可靠性。 相似文献
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针对激光陀螺捷联惯性导航系统惯性测量单元(IMU)误差标定对转台精度、基座对北和调平要求较高,以及系统工作时激光陀螺抖动、长时间工作温度升高、算法复杂等因素,提出了以速度为观测量,采用以最小二乘拟合法的系统级标定法。通过三轴转台多位置测量:静止 转动 静止,快速辨识三轴激光陀螺和三轴加速度计正交安装误差、传感器零偏、刻度因子等24个误差参数,整个标定过程时间约2 h,多位置对准航向、横滚、俯仰测试精度优于0.012°。实验表明,采用该方法算法简单,操作过程便捷,可以有效提高激光陀螺捷联惯性导航系统IMU精度。 相似文献
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重点研究捷联惯导系统复杂误差模型的建立,提出了一种新的包含加速度计内杆臂参数和温度误差系数的系统级标定方法。该方法基于45维卡尔曼滤波器对误差参数进行辨识估计,并通过温度控制试验箱控制标定过程中的温度变化。仿真实验表明该方法能够同时标定出激光陀螺和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计的内杆臂参数和温度误差系数。导航实验结果表明,对标定参数进行多误差源补偿之后,10 h导航实验水平最大定位误差为0.6 n mile (1 n mile=1.852 km),相较于不经过补偿,导航精度提升了37.5%。 相似文献
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正四面体冗余惯导系统(RINS)具有高可靠性、高精度等特点,而误差标定是实现高精度导航解算的必要手段。当前正四面体RINS的误差标定均需要利用高精度转台实现,不仅标定成本高、标定时间长,而且在外场等硬件条件不足的情况下无法进行全误差参数的标定。针对这一问题,提出了一种无需高精度转台的正四面体RINS全误差参数现场快速标定方法。首先,建立了正四面体RINS的误差模型;然后,根据解析粗对准姿态误差矩阵与正四面体RINS零偏的关系提出了基于六位置的零偏标定方法;之后,设计三位置旋转方案进行陀螺仪的标度因数和安装误差标定;最后,利用零偏标定的六位置方案进行加速度计的标度因数和安装误差标定。仿真及试验结果表明,该方法能有效地标定出所有误差参数,在1 h静基座导航试验中,标定后北向定位精度从61.065 5 km提升至0.476 7 km,东向定位精度从161.202 7 km提升至4.842 2 km。 相似文献
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针对在单目视觉惯性同时定位与地图构建(VISLAM)初始化阶段,初始转动较小导致加速度计的零偏和重力耦合难以估计,同时初始化过程估计的尺度、重力向量等缺少细化,导致初始状态估计精度低的问题,并为了保证实时性,该文提出了一种从粗到精的单目VISLAM在线初始化方法。该算法利用相机和惯性测量单元(IMU)几何约束进行相机IMU旋转外参数的标定,同时标定出陀螺仪零偏值;通过预积分约束对重力向量、尺度等初始状态进行粗略估计;引入重力矢量的切线空间对重力、尺度估计值细化,同时估计加速度计零偏和速度;最后通过基于滑动窗口的非线性优化对已估计的外参数进一步细化。实验结果表明,该在线初始化方法提高了估计精度和估计收敛稳定性,标定了加速度计零偏,提高了VISLAM系统的定位精度,绝对位姿误差的均方根误差平均降低11.7%。 相似文献