捷联惯导系统初始四元数提取的新算法

给出了捷联惯导系统初始四元数提取的两种新算法。其中算法1的推导是基于方向余弦矩阵和四元数的代数关系式，而算法2则利用了姿态转动的几何特点。与经典的四元数提取算法相比，所给出的算法具有简单、可靠、无奇异的特点，而且所得四元数的归一化程度也优于传统方法。利用数值仿真对所提算法的优越性进行了验证，结果表明，方法是合理的、可行的。     

旋转三子样高精度捷联惯性导航算法

针对捷联惯导系统高精度导航的需求,以螺旋理论为基础,采用螺旋补偿三子样推导出对偶四元数所表示的捷联惯导算法,并同时对载体的姿态、速度、位置进行更新,并以四阶截断三角级数近似三角函数进行对偶四元数更新和螺旋矢量更新。仿真和跑车实验结果表明：螺旋三子样捷联惯性导航算法的导航精度比一般四元数算法提高约15%,为相关领域的研究与实际应用提供参考。     

用四元数法获得捷联矩阵的优越性

导弹的姿态角可以由捷联矩阵的元素计算得到.通过对获得捷联矩阵(姿态矩阵)的几种方法计算的对比,看出用四元数的方法来获得捷联矩阵是最好的.     

基于对偶四元数的捷联惯导算法在发射点惯性系下的应用研究

针对导弹类载体在做复杂的高动态机动时,采用传统的捷联惯导算法容易产生圆锥误差与划船误差,从而导致解算精度降低的问题,在发射点惯性系下设计了基于对偶四元数的捷联惯导算法。在建立发射点惯性系下的捷联惯导解算模型的基础上,详细推导了基于对偶四元数的捷联惯导解算算法,通过对比分析其中的速度更新过程与传统算法的差异,说明该算法可以有效提高速度和位置解算精度。在设计的多条机动飞行轨迹下,以三子样更新为例,对对偶四元数算法和传统算法的性能进行了仿真对比分析。仿真结果表明,对偶四元数导航算法可以有效提高速度和位置解算精度,且姿态机动情况越复杂、持续时间越长,改善效果越显著。     

谈捷联惯导系统试验

本文对捷联惯导系统的工作原理、误差模型、试验系统的组成和试验方法等问题进行了阐述。文章从捷联惯导系统的误差模型入手,叙述了捷联系统的静态误差标定的方法和步骤以及动态误差产生的原因和捷联姿态的计算,从而回答了研制三轴惯导测试台的目的、意义及用途的问题。     

基于四元数误差模型的捷联惯导系统对准方法

传统的小干扰方程并不能描述捷联惯导系统在大失准角下的误差传播特性 ,推导了姿态误差为大角度时的四元数误差方程 ,并指出当姿态误差为小量时 ,所推导的误差模型与小干扰方程是等价的。仿真结果表明在大失准角下的空中对准过程中 ,采用四元数误差方程以及非线性滤波技术能有效地提高对准精度     

基于“速度+姿态”快速传递对准的可观测性分析

惯导系统初始对准一般采用卡尔曼滤波器对初始姿态误差角进行估计,而在设计卡尔曼滤波器之前通常要对系统进行可观测性分析,确定卡尔曼滤波器的效果。捷联惯导系统的卡尔曼滤波模型在传递对准时,为线性时变系统,而线性时变系统的可观测性分析比较困难。文中采用一种依据系统矩阵的奇异值确定状态可观测度的方法对基于“速度＋姿态”快速传递对准的卡尔曼滤波模型进行可观测性分析,结果表明该方法可直接简单地实现系统状态的可观测度分析。     

主惯导速度误差短周期波动对子惯导传递对准影响分析

随着激光陀螺技术的发展,旋转调制式激光陀螺惯性导航系统逐渐成为舰载主惯导系统,舰载机、舰载武器系统需要旋转调制式激光惯导系统提供的姿态、速度和位置信息进行对准,即主子惯导的传递对准。由于旋转调制式系统中的姿态、速度和位置具有随旋转的短周期波动问题,势必会影响对准时间较短的子惯导对准精度。为了保证传递对准的快速性,一般采用速度匹配方法。定量分析了主子惯导传递对准过程中主惯导速度误差短周期波动对子惯导系统对准精度的影响,首先进行了数字仿真,之后利用双轴激光陀螺惯导、纯捷联光纤陀螺惯导数据进行了半实物仿真,验证了主惯导速度误差的一次项系数与子惯导初始对准水平姿态误差呈线性关系,二次项系数与子惯导初始对准航向误差呈线性关系。     

捷联惯导系统大失准角下的初始对准研究

针对捷联惯导系统初始对准过程中的大失准角情况,建立了基于欧拉平台误差角概念的捷联惯导系统(SINS)非线性误差模型,对于具有加性噪声的动态方程,当状态方程为非线性而观测方程为线性时,将一种简化的UKF滤波方法运用到捷联惯导系统初始对准中,并在静基座下对捷联惯导系统大失准角初始对准进行了仿真。仿真结果表明,随着失准角的增大,简化的UKF比EKF估计精度更高,是一种在进行捷联惯导系统大失准角条件下的初始对准时实用方法。     

严格逆向过程的捷联惯导快速回溯对准

回溯对准是利用高性能计算机反复进行正向和逆向导航解算来实现惯导系统的初始对准。对捷联惯导系统回溯参数辨识对准技术进行了研究,首次将严格逆向过程用在常规回溯对准中,其逆向过程不采用常规的近似解算,而是严格由正向过程的终点递推至起点,这可有效缩短惯导姿态失准角的估计时间,从而可相应提高捷联惯导在相同对准精度下的对准速度。最后,利用光纤陀螺捷联惯导系统进行了离线对准试验。结果表明,该对准方法的对准时间比常规回溯对准法缩短了1/3以上,证明了该对准方法的正确性、可行性。     

航空知识

惯导可分为两大类：平台式惯导和捷联式惯导。它们的主要区别在于，前者有实体的物理平台，陀螺和加速度计置于由陀螺稳定的平台上，该平台跟踪导航坐标系，以实现速度和位置解算，姿态数据直接取自于平台的环架；在捷联式惯导中，陀螺和加速度计直接固连在载体上。惯性平台的功能由计算机完成，故有时也称作“数学平台”，它的姿态数据是通过计算得到的。     

动态传递对准与导航一体化半物理仿真研究

在机载设备惯导系统的工程实现过程中,研制半物理仿真系统具有重要的意义和实际应用价值。文章从机载设备惯导系统实际工程应用出发,研究了动基座下快速传递对准和高精度捷联姿态解算的实现方法,基于＂比力差积分＂匹配传递对准算法,及一种改进的四阶龙格库塔捷联姿态算法,设计并实现了基于DSP微型导航计算机的动态传递对准与导航一体化半物理仿真系统。半物理仿真结果表明：系统工作稳定可靠,传递对准和捷联解算精度能够满足低动态下机载设备惯导系统的性能指标。     

捷联惯性制导系统的圆锥误差及其补偿

圆锥误差是捷联惯导系统,特别是激光陀螺捷联惯导系统重要的误差源,为提高激光捷联惯性系统的导航精度,防止姿态误差的积累,本文研究了圆锥补偿算法和圆锥补偿误差特性,给出了常用的8种圆锥补偿算法,针对激光陀螺惯组的实际应用背景,开展了弹道仿真研究,给出了圆锥误差对激光陀螺捷联惯导系统导航精度的影响和补偿修正的效果。     

Unscented粒子滤波在静基座捷联惯导系统大方位失准角初始对准中的应用研究

 静基座大方位失准角的捷联惯导系统误差方程是非线性的，Unscented粒子滤波从非线性系统状态向量概率分布出发，结合Unscented卡尔曼滤波和粒子滤波的特点，无需对非线性系统模型进行处理而能达到较高的滤波精度。本文对Unscented粒子滤波进行了研究，并结合重采样算法，运用于捷联惯导系统静基座大方位失准角初始对准中，计算结果验证了该方法的有效性与优越性。     

单轴旋转捷联惯导系统回溯式对准方法

针对单轴旋转捷联惯导系统快速高精度对准的要求,设计了一种压缩和存储少量数据的回溯式对准方法。首先进行实时的惯性系双矢量定姿粗对准获得初始时刻的姿态矩阵,同时每秒抽取和存储关键数据;待粗对准结束后,利用初始姿态和存储数据进行回溯卡尔曼滤波精对准,并对惯性测量组件和转位机构之间的安装杆臂进行在线估计。仿真结果验证了算法的有效性。     

高动态环境下惯导高阶姿态算法研究

为满足高超声速飞行器的高动态特性对捷联惯性导航系统的导航精度提出的更高要求,在分析高超声速飞行器高动态运动频谱特性的基础上,研究了高动态环境下的捷联惯导高阶姿态积分算法。通过高超声速飞行器运动特性仿真,对比分析了不同阶次姿态积分算法对捷联惯性导航系统精度的影响。仿真结果表明,在高动态环境下,采用高阶姿态积分算法能有效提高捷联惯导导航精度。     

空射制导武器捷联惯导系统传递对准技术研究

研究了基于"速度+方位角"匹配的弹载捷联惯导系统的传递对准问题。首先介绍了方位角测量偏置产生的原因,以及与方位失准角的关系。推导了主、子惯导方位失准角的计算方法,并对方位失准角估计进行了仿真试验。在此基础上分析建立了传递对准卡尔曼滤波方程,并对弹载捷联惯导系统的传递对准进行了仿真。仿真结果表明,该"速度+方位角"匹配的捷联惯导系统精度控制在0.05°内,能够满足空射制导武器初始对准精度的要求。     

激光陀螺角随机游走建模与仿真研究

文章给出了激光陀螺角度随机游走的明确物理概念,构造了随机游走时间序列,通过对绕特定轴存有陀螺随机游走的静止捷联惯导系统的工作进行仿真研究,得出激光陀螺角度随机游走对捷联惯导系统位置、速度和姿态误差的影响。     

捷联惯导系统圆锥误差分析

捷联惯导系统由于数学平台隔离作用的不完善,当运载体沿机体坐标轴存在同频率的角振动和线振动时,角振动引起的整流效应将在姿态更新计算中产生圆锥误差,角振动和线振动引起的整流效应将在速度计算中产生划桨误差,在位置计算中产生涡卷误差。文中详细分析了圆锥误差产生机理,针对某型飞机装备 SIGMA50 GPS/SINS 组合导航系统对底座安装的精度要求,分析了安装误差、陀螺频带不够宽、姿态更新率过低对姿态精度的影响,并对维护捷联惯导系统提出建议。     

双轴旋转式激光捷联惯导系统的转位方案研究

惯性导航系统的误差随时间累积,旋转调制技术可以有效地提高惯导系统的长航时精度,旋转调制方案是决定旋转式捷联惯导系统导航精度的一个重要因素.针对双轴旋转惯导系统,相较于16次序转位方案,提出了一种新的32次序双轴旋转调制方案.根据捷联惯导系统的误差方程,推导出旋转捷联惯导的误差方程,分析了误差补偿的机理,研究了惯性器件常值偏置误差、标度因数误差和安装角误差的传播特性.仿真结果表明,32次序双轴旋转调制方案相对于16次序转位方案有明显的优势,可以有效地降低姿态角误差和经纬度误差.