共查询到19条相似文献,搜索用时 159 毫秒
1.
2.
针对车载组合导航系统航向误差难以修正的问题,对航向角误差可观测性进行分析,并提出一种基于加速度变化的航向误差可观测性分析的误差修正方法。首先利用分段线性定常系统(PWCS)可观测性分析法和奇异值(SVD)分析法对不同加速度变化情况下的组合导航系统航向角误差进行可观测性分析,得出航向角误差的可观测度与加速度变化的剧烈程度正相关的结论。在不同加速度变化情况下,对航向角误差的滤波估计进行仿真,总结出加速度变化过程中的收敛规律,从而提出根据加速度变化情况对航向误差进行修正的方法。最后实验结果表明,通过该方法能够有效地减小航向角误差导致的位置误差,提高导航精度。 相似文献
3.
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。 相似文献
4.
捷联式惯性导航系统(SINS)需要精确的初始姿态信息进行姿态、速度和位置解算,而微机电系统(MEMS)惯性传感器由于精度限制无法完成自对准。为了解决这个问题,提出一种基于单天线GPS测姿和MEMS SINS的组合对准算法。采用单天线GPS在载体稳定协调运动条件下给出粗略的航向角信息,进行姿态粗对准。在精对准阶段,使用GPS提供的载体的航向角、位置和速度信息作为观测量,建立Kalman滤波器,对捷联式惯性系统的误差项进行估计,得到精确的姿态矩阵(DCM),完成对准。经过仿真和车载试验验证,对准后的俯仰角和横滚角均方误差在0.1°内,航向角均方误差在0.5°以内。表明算法可以在运动条件下完成载体的对准要求,有一定的实用价值。 相似文献
5.
6.
7.
为解决舰载机惯导系统在大方位失准角条件下的初始对准问题,建立舰载机惯导系统传递对准误差模型。该模型通过载舰坐标系与舰载机标称坐标系之间方向余弦矩阵,将载舰坐标系与实际舰载机坐标系之间的大方位失准角问题.转化为舰载机标称坐标系与实际舰载机坐标系间的小方位失准角问题,建立了舰载机传递对准的线性化数学模型,并采用“速度”匹配法建立了传递对准滤波器模型,利用轨迹发生器对模型进行仿真验证。 相似文献
8.
9.
转位机构转动速率平稳性是影响速率偏频激光IMU初始对准精度的重要因素。从速率偏频激光IMU的工作原理和结构特点出发,理论分析了转位机构转动速率平稳性和初始对准航向角精度的关系,初始对准航向角误差和转位机构的转速相对误差呈三角函数关系,和转位机构的转速呈反比,转位机构的转速越大,转速不平稳导致的影响越小。提出了高精度速率偏频激光IMU的转速平稳性要求:要达到高精度的初始对准航向角,转位机构的转速相对误差需要控制在0.005以内,转速控制在18(°)/s以上。通过仿真分析和速率偏频激光IMU进行了试验验证,结果表明同等情况下,满足转速平稳性要求的速率偏频激光IMU的初始对准航向角误差带相对于不满足要求的减少了10",这对进一步提高速率偏频激光IMU的初始对准精度具有重要的理论和工程实践意义。 相似文献
10.
11.
Myeong-Jong Yu Jang Gyu Lee Heung-Won Park 《IEEE transactions on aerospace and electronic systems》1999,35(3):1046-1054
The psi-angle model and the equivalent tilt (ET) model have been widely used for in-flight alignment (IFA) to align and to calibrate a strapdown inertial navigation system (SDINS) on a moving base. However, these models are not effective for a system with large attitude errors because the neglected error terms in the models degrade the performance of a designed filter. In this paper, with an odometer as an external aid, a velocity-aided SDINS is designed for IFA. Equivalent error models applicable to IFA with large attitude errors are derived in terms of rotation vector error and additive and multiplicative quaternion errors. It is found that error models in terms of additive quaternion error (AQE) become linear. Thus the proposed error models reduce unmodeled error terms for a linear filter. From a number of van tests, it is shown that the proposed error models effectively improve the performance of IFA 相似文献
12.
13.
本文研究DO28试验机飞行试验数据一致性检验及其误差校正。建立了由非线性运动学方程及内容广泛的校正环节构成的一致性检验模型,解决了大地风场重构、测量信号时间延迟估计、ψ转换及测量控制信号的校正。为DO28参数估计提供了可靠、准确的飞行试验数据。 相似文献
14.
15.
舰载机惯导系统快速传递对准方法建模与仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
为解决舰载机惯导系统在大方位失准角条件下的快速传递对准问题,提出了一种新的线性化方法.通过舰船坐标系与舰载机标称坐标系之间的方向余弦矩阵,将舰船坐标系与舰载机实际坐标系之间的大方位失准角问题,转化为舰载机标称坐标系与舰载机实际坐标系之间的小方位失准角问题,建立了舰载机传递对准的线性化数学模型,采用"速度+姿态"匹配法对传递对准滤波器进行仿真.结果表明在20 s时间以内曲线即收敛,使得水平失准角误差和方位失准角误差在1以内,满足了对准速度和精度的要求,克服了传统方法对准时间较长的缺点. 相似文献
16.
不论是现代高机动隐身战斗机的设计需求还是常规布局飞机的飞行动力学分析,深入研究大迎角飞行时的非线性非定常气动力模型都极其重要。基于纵向运动小振幅及大振幅强迫振荡试验数据,分析了常规稳定导数模型的准确性,并从导数模型出发发展了简化涡流和分离流时间迟滞效应的非定常气动力线性模型和非线性模型,最后应用风洞典型机动历程模拟试验验证了模型的有效性。结果表明:对于复杂构型高机动飞机模型,发展并改进的非线性微分方程模型可以准确预测飞机不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程可行性。 相似文献
17.
18.
Radars that are developed for the purpose of monitoring aircraft landings in the terminal air traffic control system can be designed to exploit the relatively high signal-to-noise ratio that characterizes the power budgets calculated for such a link. An interferometer using a pair of low gain antennas can be used to obtain passive coverage over a targe azimuth and elevation sector. A large baseline can be used to obtain the desired elevation angle estimation accuracy. In this paper an optimal tradeoff between the width of the subarray aperture and the width of the interferometer baseline is performed that achieves a specified elevation angle estimation error while minimizing the overall height of the interferometer configuration. The algorithm searches through the class of antenna patterns that can be synthesized from so-called finite impulse response, linear phase digital filters. For the specific problem of designing an elevation sensor for monitoring landing aircraft on final approach, the elevation angle can be estimated with no more than 1-mrad rms error when the aircraft is within ± 60° azimuth, 2.5° to 40° elevation, using two 7-wavelength subarray antennas spaced 8 wave-lengths apart. The design of a separate sensor for resolving the interferometer ambiguities is formulated as a hypothesis testing problem and solved using statistical decision theory. A bound on the probability of an ambiguity error is derived that accounts for the effects of ground reflection multipath and receiver noise. 相似文献
19.
基于相平面法的结冰飞机纵向非线性稳定域分析 总被引:2,自引:1,他引:1
结冰是威胁飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰后飞机稳定性及稳定域范围对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。由于结冰后大飞机失速迎角提前,仅仅研究小迎角线性阶段的飞行稳定性显然不能满足要求。首先根据飞机迎角和升力曲线非线性关系建立了结冰条件下大迎角阶段飞机纵向非线性系统模型,然后通过相平面法刻画了迎角和俯仰角速度构成的不同飞行状态下飞机的纵向运动的稳定域,并探讨了迎角和俯仰角速度对纵向稳定性的影响规律,最后针对稳定域内外的不同初始状态,进行了零输入响应时域仿真,验证了相平面法确定的稳定域的有效性和准确性。研究结果可为飞机结冰后的稳定边界确定和边界保护提供一定的参考。 相似文献