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高精度惯性平台连续自标定自对准技术 总被引:10,自引:2,他引:8
提出了一种新的惯导误差系数标定方法——连续自标定自对准方法。利用外部参考力矩驱动平台按照一定角速度旋转,在平台加矩角速度、地球自转角速度和重力加速度的影响下,惯导平台的加速度表输出包含陀螺误差系数、加速度表误差系数、平台对准误差以及陀螺和加速度表的安装误差等全部误差信息,并由此得到平台失准角动态方程与加速度表的输出方程。在设计的平台连续旋转轨迹下,使用迭代Kalman滤波获得了全部平台误差系数的精确估计。与传统的多位置翻滚标定方法相比,该方法标定时间短,标定精度高,系统误差参数估值具有良好的收敛性。 相似文献
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捷联惯导加速度计尺寸效应误差建模及其标定 总被引:1,自引:0,他引:1
高动态条件下,加速度计(简称加计)的尺寸效应将成为捷联惯导系统精确导航的重要误差源。这个误差源于加计组合中三个加计振动中心(有效的加速度测量点)的不重合。从几何角度对加计尺寸效应误差进行了建模。设计了三类基于精密三轴速率转台的加计尺寸标定方案,即匀角速度旋转、匀角加速度旋转和正弦角加速度旋转方案。以旋转过程中捷联惯导系统的速度输出作为量测,利用Kalman滤波器可以实现对加计尺寸系数的有效估计。利用分段定常系统可观性分析方法研究表明,三类旋转标定机动均能使系统状态完全可观测。仿真结果证明了三类标定方案的有效性,而以匀角速度旋转方案估计过程最平稳,以正弦角加速度旋转方案估计精度最高。 相似文献
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为提高HRG平台惯导系统的自主导航精度,利用旋转平均技术组建了HRG旋转式平台惯导系统.针对旋转式平台惯导系统在导航过程中台体绕台体轴的往复旋转会引起加速度计尺寸效应误差的问题,在对加速度计尺寸效应误差的产生机理进行深入分析的基础上,结合旋转式平台惯导系统的特性,提出将坐标变换矩阵完整的旋转矢量表达式代入速度和位置更新方程,建立了加速度计尺寸效应的高精度补偿算法,并讨论了减小加速度计尺寸效应所引起的发散的位置误差的方法.仿真实验结果表明,这种算法能够有效减小加速度计尺寸效应引起的速度误差和位置误差,从而验证了文中理论分析的正确性及所建立的补偿算法的有效性. 相似文献
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基于双回路扩展卡尔曼滤波的惯性平台连续自标定 总被引:1,自引:0,他引:1
《宇航学报》2017,(6)
为解决传统的惯性平台连续自标定中,由于系统非线性强、状态向量维数大引起的滤波收敛速度慢、对滤波初始条件敏感等问题,研究了一种双回路扩展卡尔曼滤波方法。首先给出了平台连续自标定的误差模型;然后根据加速度计误差与导航误差之间的关系,对加速度计输出进行预滤波得到加速度计输出误差;同时通过分析陀螺仪误差在平台连续自标定过程中的传播特性,将耦合在加速度计输出误差中的陀螺仪误差解耦;最后以陀螺仪误差和加速度计输出为观测量,建立了陀螺仪和加速度计的扩展卡尔曼滤波方程,分别对陀螺仪和加速度计误差系数进行标定,实现双回路扩展卡尔曼滤波。仿真结果表明,该方法能够在900 s内以低于0.05%的相对误差标定出所有的平台误差系数,并且对滤波初始条件不敏感,可以有效地扩展连续自标定方法的实际应用。 相似文献
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旋转平台惯导系统旋转效应误差高精度补偿算法 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高HRG平台惯导系统的自主导航精度,利用旋转平均技术组建了旋转式HRG平台惯导系统.针对旋转效应误差对旋转平台惯导系统的导航解算精度影响较大的问题,提出了一种旋转效应误差的高精度速度补偿算法和位置补偿算法.通过分析旋转平台惯导系统的特殊性,提出将坐标变换矩阵完整的旋转矢量表达式代入速度和位置更新方程以得到完整的误差补偿表达式;为避免直接积分求解,采用余弦函数对载体加速度在台体坐标系上的分量进行拟合,从而实现了精确的补偿运算.仿真及试验结果表明,算法能更有效的补偿系统旋转效应误差,提高了旋转平台惯导系统的导航精度. 相似文献
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从惯导系统任意方位失准角度下的ψ角误差方程出发,详细推导了静基座条件下惯导系统大方位失准角度的Ф角误差方程.利用此Ф角误差方程,分析了大方位失准角度情况下与小方位失准角度情况下初始对准过程的异同,指出了这两种情况下水平回路的误差传播过程类似,因而其水平对准方法也一样;而方位对准回路则区别较大,北向和东向速度误差均能够与大方位失准角耦合.由此提出了一种改进的方位罗经自对准方案,此方案对于任意的方位失准角度均能正确收敛到零.改进后的方案已经在某四频激光陀螺惯性导航系统上得到实际的验证和应用,有效保证了恶劣环境下惯导系统方位对准的可靠性. 相似文献
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为了鉴定导弹的精度和提高导弹的精度,都需要准确地适时地测得惯性平台的各项工具误差,即进行平台的校准。平台利用自身的硬件条件进行发射前实时、自主的校准,具有许多特有的优点。采用卡尔曼滤波方法实现这一校准过程可以在精度和速度上同时取得较满意的效果。本文针对一个具体的三轴平台设计了一种用卡尔曼滤波估计各主要误差的过程。仿真计算表明了方法的可行性。在给定现实条件的基础上,所得估计精度能满足系统的要求。 相似文献
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本文为提高制导精度,讨论了用于惯性平台的连续瞄准、校准的卡尔曼滤波器,介绍平台系统和加速度表的误差模型、参数辨识的卡尔曼滤波方法及重力残数加速度表校准原理。 相似文献
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九加速度计NGMIMU实用设计方案 总被引:5,自引:1,他引:5
无陀螺微惯性测量单元(NGMIMU)的九加速度计配置方案是该系统所有方案中运算量最小、最适合实时运算的。该方案要求若干加速度计安放在同一点上,但加速度计本身有体积,而且相对于实用载体而言其体积是巨大的,故导致巨大的系统误差。本文根据NGMIMU算法和加速度计特性提出一种全新的实用算法。该算法在要求加速度计安装满足一定条件的基础上,将多个加速度计进行分组计算,在没有增加任何计算量的情况下,从原理上消除了由于加速度计体积带来的误差。九加速度计NGMIMU实验结果显示,应用该算法测量误差小于8%,证明了该算法的正确性。 相似文献
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The scientific objectives of the MICROSCOPE space mission impose a very fine calibration of the on-board accelerometers. However the required performance cannot be achieved on ground because of the presence of high disturbing sources. On-board the CHAMP satellite, accelerometers similar in the concept to the MICROSCOPE instrument, have already flown and analysis of the provided data then allowed to characterise the vibration environment at low altitude as well as the fluctuation of the drag. The requirements of the in-orbit calibration procedure for the MICROSCOPE instrument are demonstrated by modelling the expected applied acceleration signals with the developed analytic model of the mission. The proposed approach exploits the drag-free system of the satellite and the sensitivity of the accelerometers. A specific simulator of the attitude control system of the satellite has been developed and tests of the proposed solution are performed using nominal conditions or disturbing conditions as observed during the CHAMP mission. 相似文献