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为降低捷联惯导系统误差参数标定过程对高精度转台的要求,提出一种基于速度误差的系统级标定方法。在惯性器件误差参数模型和捷联惯导系统误差方程的基础上,以惯导系统转动前后的导航速度误差为观测量,编排设计旋转方案,对加速度计和陀螺的误差参数进行拟合标定。仿真结果表明,与传统的分立式标定方法相比,在保证标定精度的同时,对高精度转台的要求更低,可应用于外场标定。 相似文献
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为了提高双轴旋转惯导重要参数标定的快速性和精度,提出一种快速自标定方法。通过设置不同的标定路径可以在10 min内完成陀螺和加速度计的零偏以及标度因数误差的标定。该方法利用基于姿态误差观测的卡尔曼滤波完成陀螺零偏的估计。通过六位置翻滚并以速度误差作为观测量进行卡尔曼滤波,完成加速度计的零偏及标度因数误差的标定。使天向陀螺绕方位轴旋转4周,使水平陀螺绕水平轴转动4周,通过计算旋转前后的姿态误差完成陀螺标度因数误差的估计。仿真和试验结果表明,该方法可以实现双轴旋转惯导重要参数10 min内完成自标定,且具有较高的精度。 相似文献
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陀螺和加速度计常值零偏随时间变化, 惯组误差增大, 不满足部队使用要
求。传统方法是将激光捷联惯组从载车上拆卸下来放在高精度三轴转台上重新标定,过
程繁琐费时、成本高,不利于部队的使用和快速反应。设计了一种激光捷联惯组免拆卸
标定方法,在载车进行四位置转位,每个位置静止10min 的条件下对陀螺和加速度计零
偏误差进行了全局可观测性分析,证明了陀螺常值零偏和水平加速度计常值零偏是可观
测的。利用Kalman 滤波器估计了三只陀螺和水平加速度计常值零偏。对标定补偿前后
激光捷联惯组的全方位对准精度和1h 导航精度进行了比较。结果表明: 基于载车四位
置转位免拆卸标定方法对陀螺和加速度计常值零偏估计是有效的。 相似文献
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惯性器件常值及慢变误差是影响捷联惯导系统精度的主要因素之一,所以在捷联惯导系统出厂前需要对常值及慢变误差参数进行标定。但这些误差参数会随时间发生变化,对于高精度捷联惯导系统,每次启动后需要对惯性器件的误差参数进行重新标校。针对光纤惯导系统,建立了IMU误差模型,并根据提出的旋转式捷联惯导系统自标校转位方案原则设计出了一种8位置自标校方案,对惯性器件标定参数进行激励和辨识,并建立了Kalman滤波状态方程及量测方程,对惯导系统误差参数进行在线标定。实验结果表明,该方案对其惯性器件误差参数能进行准确估计,具有一定的参考价值。 相似文献
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采用高精度卫星导航速度、位置信息以及星敏感器提供的姿态信息设计十表冗余捷联惯组的标定模型,包含陀螺和加速度计的零次项和标度因数,对卫星和星敏感器辅助的冗余激光陀螺捷联惯组进行实时在轨标定.利用标准Kalman滤波和Sage-Husa自适应滤波作为估计算法,对十表冗余捷联惯组参数进行在线估计.数值仿真结果表明:参数标定精度均在7%以内,是一种实时的在轨标定方法,满足误差补偿要求.冗余惯组在轨标定方法为航天器高精度定姿和定轨提供了一种理论参考. 相似文献
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针对中小型水面舰船对航海惯导系统快速对准的实际需求,结合光纤陀螺的误差特性,提出一种针对航海光纤陀螺捷联惯导系统的快速对准方法。该方法充分考虑光纤陀螺启动特性对惯导系统对准精度的影响,在对准过程中保存光纤陀螺输出平稳后的数据,并利用基于正反向联合导航和滤波的方法,重复利用输出平稳后的数据,缩短对准时间,提高系统对准精度。经过实际的舰载试验验证表明,采取该方法后,所研制的航海光纤陀螺捷联惯导系统在对准时间20min条件下的导航精度相当于传统方法对准时间1h条件下的导航精度,显示了本方法的正确性和有效性,为航海光纤陀螺捷联惯导系统的进一步工程应用提供了有力支撑。 相似文献
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基于无迹卡尔曼滤波(UKF)方法,使用姿态、速度、位置等9个导航参数组成状态向量,以GPS系统输出的速度、位置组成6维观测向量,构建直接式结构的UKF滤波器。该滤波器能够直接反映系统导航参数的动态过程,准确显示运动状态演变。针对GPS/SINS组合导航系统的特点,构建了GPS/SINS组合导航直接式卡尔曼滤波仿真验证系统,仿真结果验证了基于UKF的GPS/SINS组合导航直接式滤波算法的有效性,该直接式非线性滤波算法可使惯性组合导航系统的导航精度得到提高。 相似文献
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一种基于可观测度分析的SINS/GPS自适应-反馈校正滤波新方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对机载捷联惯导系统(SINS)/全球定位系统(GPS)组合导航系统不完全可观测导致滤波器精度下降甚至发散的问题,提出了一种基于系统状态可观测度分析的自适应反馈校正滤波新方法。该滤波方法改进了系统可观测度的归一化处理方法,将归一化处理后的系统状态可观测度作为反馈因子,对SINS系统进行自适应反馈校正。最后,将该方法应用于机载合成孔径雷达(SAR)运动补偿用SINS/GPS组合导航系统中,飞行试验结果表明该方法在系统不完全可观测的情况下有效地提高了导航精度。 相似文献
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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 总被引:7,自引:0,他引:7
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。 相似文献
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联邦滤波器广泛应用于多传感器信息融合领域,联邦滤波中的信息分配原则影响滤波精度.针对联邦Kalman滤波器进行改进,采用基于估计协方差阵奇异值动态确定信息分配系数.对子滤波器进行重置时,采用新的重置方法,保证了子滤波器误差协方差阵的对称性,确保Kalman滤波器的一致收敛稳定性.新的联邦滤波算法允许每个状态分量拥有不同的动态信息分配因子,从而改进了联邦滤波信息融合的精度.设计了SINS/GPS/电子罗盘组合导航系统,仿真结果说明,与传统联邦滤波算法相比,改进的联邦滤波器估计精度得到了提高,可以更好地对SINS误差进行校准,提高系统的精度. 相似文献
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为适应运载火箭快速发射需求,捷联惯导系统采用自对准技术逐渐取代了复杂的光学瞄准系统。针对初始对准中Kalman滤波器收敛缓慢的问题,提出了基于低通滤波的运载火箭快速自对准方法。该方法基于凝固惯性系自对准算法,采用移动窗双矢量构造方案,实现了自对准实时解算。通过在凝固惯性系间姿态转换矩阵后端引入低通滤波器,降低杆臂效应引起的有害加速度影响,保证自对准精度。该方法不需要进行复杂的Kalman滤波运算,能够快速收敛,工程实现简单。数字仿真和试验数据表明,采用基于低通滤波的凝固惯性系自对准方法可以达到Kalman滤波对准同等级精度的同时缩短对准时间到5min以内,验证了该方法的有效性。 相似文献
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卫星导航信息辅助动基座对准过程中,速度噪声会影响对准精度和快速性,制约了旋转调制惯导角秒级高精度快速对准的实现.针对这一问题,提出了一种基于旋转调制惯导速度积分匹配的快速动基座对准方法,通过建立旋转调制惯导动基座对准误差方程和卡尔曼滤波观测模型,以消除动基座对准对载机特殊运动的要求.最后,在实验室静态环境和车载环境下,分别开展了速度积分匹配和速度十位置组合导航动基座对准仿真实验.仿真结果表明,提出的速度积分匹配方法具有误差估计量收敛速度快的特点,在对准精度不降低的情况下相对组合导航匹配方式能有效缩短动基座对准时间,并能基于旋转调制惯导取消动基座对准对载机的机动需求. 相似文献
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惯导的误差随着时间增长是积累的,可采用里程计辅助捷联惯导构成纯自主的车载组合导航系统.利用捷联惯导的速度和里程计测量的速度之差作为观测量,通过卡尔曼滤波技术校正惯导的导航参数,可以有效地抑制惯导误差的积累,提高导航参数的精度.本文推导了组合导航系统的模型,从理论上用特征值方法分析了系统的可观测度,进而设计轨迹进行了仿真... 相似文献