捷联惯导系统动基座初始对准仿真研究

建立了捷联惯导系统动基座初始对准的误差模型，利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了全面分析。并采用卡尔曼滤波技术，对系统在各种运动基座初始对准情况下的平台误差角进行了估计，给出了方差仿真曲线，比较了静基座与在这些运动情况下的卡尔曼滤波器的估计效果。仿真结果表明，在捷联惯导系统动基座初始对准过程中，可以通过载体线运动和角运动的改变来提高系统的可观测性和状态变量的可观测度，从而提高估计的精度和速度。这样可以寻求最佳机动方案，有效快速地进行初始对准。     

惯性导航系统的控制理论方法

本文从控制理论的观点探讨了分析了惯性导航系统（ＩＮＳ），提出并了线性误差模型，计算了几种特殊情况下的特征值，表明推导特征值的准确表达式和通常采用的表达式稍有不同，分析了ＩＮＳ在静态初对准和标定过程中的可观测性，引入了基于物理本质的变换，能较容易地用检验新的动态矩阵来确定不可观测子空间及状态变量，最后提出了系统可观测性与估计量的特性之间的关系。     

一种改造的SINS误差模型在精对准中的应用

针对捷联惯导系统原始的静态误差模型航向角误差不可观测的情况,本文提出了一种改造的静态误差模型.该模型在原始模型的基础之上,通过能观测性结构分解以及状态变换转化而来.理论分析表明经改造后的误差模型可从一定程度上解决航向角误差不可观测的问题.利用该模型对某型号车载激光捷联惯组作卡尔曼滤波精对准实验,并对比参数辨识精对准的结...     

无杆臂误差快速传递对准方法

机载或舰载武器系统惯性导航系统动基座对准的首选方案就是传递对准,速度匹配传递对准因为其较好的水平失准角可观测性以及线性量测模型得到了广泛的应用。但当载体存在角运动时,速度匹配传递对准必须对杆臂误差进行补偿,由于变形的存在,使得杆臂误差的准确补偿存在较大的困难。针对这一问题,研究了一种不需要进行杆臂误差补偿的快速传递对准方案,能够在杆臂误差较大时,以较快的速度获得较高的失准角估计精度。计算机仿真结果验证了理论分析的正确性。     

捷联复合制导导弹的一种新型初始对准

本文研究捷联复合制导导弹的一种新型初始对准方案，利用地面雷达观测信息和弹载加速度信息，快速确定导弹启控时刻的弹性坐标系相对雷达坐标系的三个失调角。文中运用广义卡尔曼滤波技术给出了失调估计器的设计方法，对失调角估计时间及误差进行了仿真和分析，对观测方式提出一种改进方案，表明本设计用于飞行过程中实施初始对准的有效性。     

加权最小二乘—卡尔曼滤波算法在动基座对准中的应用

利用卡尔曼滤波算法进行估计需要给定初始状态估计值和初始误差方差阵.通常,初始状态估计值和初始误差方差阵由经验给定,而初始状态估计值和初始误差方差阵的选取影响着卡尔曼滤波的估计精度.文中提出了加权最小二乘-卡尔曼滤波算法,并运用到惯导系统动基座初始对准中,进行了仿真.仿真结果表明,利用加权最小二乘算法可得到更加精确的卡尔曼滤波的初始状态估计值和初始误差方差阵,提高卡尔曼滤波的估计精度,进而提高了初始对准的精度.     

纬度未知条件下捷联惯导系统晃动基座的初始对准

针对纬度未知条件下捷联惯导系统(SINS)晃动基座的初始对准问题,提出晃动基座下的纬度估计算法和初始对准方法。前者通过惯性坐标系下两个不同时刻的重力加速度向量的夹角来求取纬度;后者利用惯性坐标系下的姿态更新来实时地反映载体在晃动干扰下的姿态变化,结合初始姿态的最优估计实现初始对准。理论分析表明,本文提出的纬度估计算法的误差主要由加速度计误差决定,陀螺误差和晃动干扰对其影响很小。仿真结果表明,本文提出的纬度估计算法和初始对准方法适用于纬度未知条件下晃动基座的初始对准。     

单轴旋转惯导系统多位置对准技术研究

单轴旋转惯导系统很容易实现多位置对准,在初始对准中通过改变姿态矩阵,可以提高惯导系统的可观测度,从而提高初始对准的精度.推导了单轴旋转惯导系统的误差方程,在分段线性定常系统理论的基础上,利用奇异值分解的方法,对多位置对准时系统各状态变量的可观测度进行了分析.分析了旋转轴不正交误差对初始对准精度的影响,结果表明旋转轴不正交误差严重影响对准精度,需要对旋转轴不正交误差进行标定和补偿.提出了一种旋转轴不正交误差的标定方案,并对该方案进行了仿真分析,验证了该方案的可行性.     

基于联邦自适应滤波的分布式传递对准方法CSCD

为解决复杂飞行环境下由于机翼的挠曲变形等因素导致分布式传递对准的精度下降和稳定性差的问题,提出了一种基于27维状态变量传递对准模型的新型联邦自适应滤波算法。首先,子滤波器采用基于R和P自适应更新的卡尔曼滤波算法并结合27维传递对准模型进行单点传递对准。然后,主滤波器采用基于误差协方差矩阵的原则,对多个子滤波器的冗余信息和信息权重进行信息融合以及自适应分配。基于实际飞行数据的半物理仿真实验表明:该方法在一定程度上提高了分布式传递对准的稳定性和精度,姿态估计稳定性得到明显提高,动态杆臂以及航向角估计精度分别提高了61.54%和42.35%。     

双轴连续旋转调制捷联惯导系统大失准角初始对准技术

由于可以补偿惯性器件在三个轴向上的输出误差，双轴旋转调制技术被广泛应用于捷联惯导系统(SINS)。选择了一种合理且实用的十六次序双轴转位方案，并对其调制原理和误差进行了分析。初始对准技术是捷联惯导系统的一项重要技术，其对准精度直接决定了后续导航的精度。在粗对准完成后，当姿态误差角较大时，后续的精对准误差模型呈非线性特性，故选择了滤波精度高、稳定性强的平方根容积Kalman滤波算法(SCKF)来解决这一问题。考虑到在实际对准过程中，量测噪声的统计特性易发生变化，将SCKF算法与Sage-Husa算法相结合，在传统Sage-Husa SCKF算法的基础上提出了一种改进的自适应滤波算法(ASCKF)。该算法采用QR分解来完成对噪声协方差的平方根矩阵估计，从而避免了传统Sage-Husa SCKF算法中所估噪声协方差矩阵不正定的问题。最后，通过仿真证实了ASCKF算法可被很好地应用于量测噪声统计特性发生变化的初始对准中。     

车载里程仪参数的实时标定方法

针对里程仪输出的速度(或位置增量),其参数标定误差残差是影响定位定向系统性能的关键因素,传统里程仪参数标定方法需在行车过程中设置精确标志点,且有行驶路线受限的缺点,因此提出一种基于速度量测的定位定向系统误差实时估计和补偿方法.该方法将里程仪刻度系数误差、安装误差残差纳入状态变量进行实时估计并补偿,将惯性导航系统输出的速度与里程仪输出的速度进行对比,构建量测方程.设计跑车试验对该方法进行验证,结果表明该车载里程仪参数的实时标定方法,仅需要在里程仪安装在车辆上后,导航系统做一次正常罗经对准并转惯性/里程仪组合导航模式,在车辆正常行驶过程中,即可自动标定出里程仪参数误差,具有自主、灵活简便、精度高的特点,同时提高了惯性/里程仪组合导航系统定位精度.     

一种用于舰船CNS/RLG-SINS组合导航系统校准的分段估计方法研究

分析了“天文测姿+惯性导航”组合导航滤波模型的可观测性问题,在状态不完全可观的条件下,提出采用分段滤波的方法可以分别对加速度计误差和陀螺漂移误差进行有效估计,此方法仅要求每段滤波开始前外部提供一次准确的初始位置和速度信息。结合舰载导航需求背景,设计仿真模型。仿真结果表明：采用分段滤波方法,加速度计常值偏置和陀螺常值漂移均可以得到充分估计;对惯性器件误差进行标校、补偿后,24小时的位置误差可由补偿前的3.6海里减小到补偿后的0.5海里。     

基于激光多普勒测速仪的车载捷联惯导系统行进间快速对准方法研究

在载体线运动状态下,单纯依靠捷联惯组自身的测量是无法实现自主对准的,此时传统的粗对准方法误差大甚至不可用。本文设计了一种基于激光多普勒测速仪的行进间快速对准方法,理论分析表明,通过对传统惯性系对准算法中加入速度及加速度修正项完全可以实现载体存在非周期线运动情况下的快速对准。仿真结果表明,在激光多普勒测速仪测速精度在0.5%、输出速度更新频率在20Hz的情况下,输出对准姿态角在150s以内即可收敛到稳态值,横摇角和俯仰角误差在25″以内,航向角误差在0.03°以内,可以满足一定精度范围内的快速对准需求,也可以为后续的精对准过程提供较为准确的初始姿态。     

引入陀螺观测量的捷联快速双位置对准方法

为了解决初始对准中速度与精度相矛盾的问题,提出了静基座下引入陀螺测量误差信息的捷联快速双位置对准方法.在常规对准方法基础上,增加陀螺测量角速度信息为观测量,提高系统可观测度,提升滤波器的收敛速度.针对双位置单滤波器方位失准角估计慢的问题,提出双位置双滤波器的对准方案.仿真验证表明,该方案方位失准角的估计精度与水平失准角相当.该方法切实可行,对提高惯导系统的可观测性和缩短对准时间,有重要的参考价值.     

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。     

基于角增量和矢量模值观测的光纤陀螺温度漂移参数分段估计

光纤陀螺捷联惯导系统被广泛应用于航空、航天、航海及陆地车辆定位定向等领域,对光纤陀螺输出误差进行补偿是提高导航精度的有效手段。温度漂移和常值零偏是影响光纤陀螺精度的两个主要误差来源,对角增量输出式三轴光纤陀螺捷联惯导系统的陀螺温度漂移及常值零偏误差参数估计方法进行了研究。针对光纤陀螺的温度漂移,提出了一种基于角增量的分段最小二乘估计方法,根据不同温度区间的特征使用低阶模型即可进行误差建模,估计结果相比整体估计方法更加精确,同时推导了各个温度段参数的边界条件,保证了温度漂移模型在不同温变速率条件下的连续性。针对三轴陀螺输出中包含的常值零偏,提出了一种基于地球自转角速度矢量模值观测的方法,可在不依赖高精度转台等外部基准设备的条件下对光纤陀螺零偏进行估计,可适用于高纬度地区及极区环境下的外场标定。通过温箱静置升温实验,对光纤陀螺惯导系统三轴角增量陀螺进行了温度漂移和零偏的估计与补偿,验证了提出方法的有效性。     

利用多种观测量的岭型估计法

现已证明,在病态条件下和不可观测的轨道确定问题中,利用岭型估计法可获得优于标准估计法的精确解。这种方法利用了这样一种原理,即在解中引入一个小偏倚以减少估计的总方差。岭型估计法都是在如下假设条件下推导的,即所有待处理的观测量中都掺杂了高斯噪声,其观测误差协方差相同。但大多数实际的轨道确定问题要处理多种类型的观测数据,这些数据的观测误差各不相同。本文推导的岭型估计法则可利用具有不同观测误差协方差的多种观测数据,利用这项新技术求解了一个病态线性估计问题(该线性估计问题的解是精确已知的),从而证实了它的实用性。其解的精度还与利用标准线性估计法及标准岭型估计法的精度进行了比较。     

基于惯性/激光测距/视觉里程计组合的高空场景尺度误差估计方法

惯性/视觉感知信息融合导航定位技术是目前实现无人机不依赖卫星自主导航的最有效手段。但对于面向高空场景的大型无人机，惯性器件误差与视觉里程计尺度误差耦合且特征平面化导致可观测性下降。针对这一问题，提出了利用惯性/激光测距/视觉里程计组合实现尺度误差估计的方法。通过开展误差模型建立、激光测量点与图像中位置匹配、无人机平飞机动下系统可观测性分析等关键技术研究，实现了高空场景下尺度误差的精确估计。经过300m高度机载试验数据验证，算法精度优于1.5%D，对卫星拒止条件下高空无人机自主导航具有重要意义。     

舰载武器捷联惯导速度匹配传递对准技术研究

速度匹配传递对准受船体变形影响小,对准精度高,是舰载武器常用的传递对准方法之一。模拟实船情况,对速度匹配传递对准性能进行了深入仿真研究。研究结果表明：（1）速度匹配传递对准不易受船体变形影响。（2）舰船航向机动有助于提高速度匹配传递对准性能。舰船在匀速直航状态下,水平姿态角对准精度能达到0.4＇,方位姿态角对准精度2′左右。等效北向陀螺漂移的估计精度能达到80%,等效东向陀螺漂移和加速度计零偏无法估计。舰船在转弯状态下武器惯导各误差量估计精度和估计速度都有所提高,等效东向陀螺漂移和加速度计零偏能够估计出来,估计精度达90%以上。（3）基准信息阶跃变化会干扰速度匹配传递对准性能,引起姿态角估计误差。     

ADOP可观测性分析方法在旋转式惯导初始对准中的应用

针对旋转式惯导系统多位置初始对准可观测性的问题,对可应用于初始对准方案选择的姿态精度因子(ADOP)可观测性分析方法进行了研究.以惯导初始对准33维状态误差方程为研究对象,分析ADOP方法在旋转式惯导初始对准的转动顺序、停留时间及模型降阶方面的应用.理论分析和仿真结果均表明该方法控制灵活、直观有效,能够为旋转式惯导初始对准应用中最佳方案选择提供依据.