基于可观测性分析的旋转式惯导系统在线自标定方法的设计

本文建立了速度误差外观测量的静基座双轴旋转式惯导系统在线标定卡尔曼滤波模型,其状态向量包括地速误差、姿态失准角和惯性器件零偏、标度因数误差、安装误差,可估计旋转式惯导系统失准角与惯性器件误差参数。通过分段线性定常系统(PWCS)可观测性分析方法分析不同旋转方式下系统可观测性变化情况,得出双轴连续旋转的角运动方案可以改善卡尔曼滤波滤波的可观测性。根据基于奇异值分解的可观测度分析结果进行模型降阶,同时结合旋转式惯导系统的工程应用特性,得到12阶卡尔曼滤波参数模型。降阶系统阶数降低约55%,可以显著降低运算量,有效提高了导航计算机运算效率和实时性。仿真实验表明：降阶模型的估计精度不低于原模型,而且部分状态量的滤波收敛速度有提高。     

舰载捷联惯导系统的航行中快速在线标定

为实现舰载捷联惯导系统在航行中被快速标定的新需求，提出了一种捷联惯导系统在航行中快速在线标定的方法。首先，建立了简化的陀螺和加速度计输出误差方程，从而对Kalman滤波模型实现了降维。该模型以陀螺和加速度计零偏、标度因数误差等15个误差量为状态量，以速度误差和位置误差为量测量。设计了一种标定路径，该标定路径可由惯导系统中的双轴旋转机构实现。仿真结果表明，该方法能够在1800s内快速、准确地估计出15个误差量，具有工程实践价值。     

基于位置观测量的光纤陀螺惯导系泊条件自标定方法

当舰船处于系泊状态时,海浪等外界干扰因素会给舰载高精度惯导系统的标定带来误差.为降低动态环境对标定的影响,实现惯导系统的船上自标定,设计了一种系泊条件下基于导航方式的系统级八位置自标定方法.利用光纤陀螺惯导台体处于惯性空间稳定状态下的位置导航误差作为观测量,采用最小二乘方法,可在45min内估计出加速度计零偏、标度因数、安装误差、标度不对称误差、陀螺零次项和基座初始对准误差角共18项误差系数,并采用Monte Carlo仿真方法分析了不同系泊环境条件对自标定精度的影响.仿真结果反映了标定方法对海态晃动条件的适用范围,对工程应用具有参考价值.     

一种车载激光捷联惯组免拆卸标定方法

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。     

基于陀螺系的速率偏频惯性测量组合标定方法

激光陀螺速率偏频技术既解决了激光陀螺锁区的问题，避免了机抖偏频频繁过死区而产生的随机游走等误差，同时结合了旋转调制技术积分平均对消惯性器件常值零偏的优点。在工程实际中发现，由于速率偏频系统独有的倾斜安装方式，常规标定方案无法实现对激光陀螺标度因数的精确标定。提出了一种新的基于陀螺系的标定方法，相比于常用的以加速度计敏感轴为基准的标定方法，激光陀螺敏感轴具有相对较低的温度敏感性，既能够提高长时间工作条件下空间姿态基准的稳定性，又能保证激光陀螺安装角和标度因数的逐次标定精度。最后，通过试验数据分析简单阐明了常规标定方法存在的问题，利用7个月内的4次标定试验验证了所提出的标定方法的有效性。结果表明，激光陀螺安装角标定重复性优于4.3″，标定因数重复性优于4×10-6。     

改进的格网惯导系统无阻尼综合校正方法

综合校正技术可作为抑制格网惯导系统（INS）导航误差的有效手段。加速度计零偏所造成的水平姿态误差是导致综合校正中陀螺漂移估计精度受限的重要因素。针对这一问题，提出了一种改进的无阻尼综合校正方法。首先，推导了格网坐标系框架下估计加速度计零偏和姿态的目标函数；其次，介绍了无阻尼条件下综合校正的两个核心方程；最后设计了无阻尼两点校策略。综合校正前，在多普勒计程仪（DVL）提供的速度辅助下完成加速度计零偏的估计和补偿，以此消除加速度计零偏所造成的水平姿态误差对综合校正中陀螺漂移估计精度的影响。在两次间断的外部位置和航向辅助下通过所设计的综合校正策略完成对陀螺漂移的估计。校正策略中所涉及的水平姿态误差在DVL辅助下由参数估计方法估计得到。仿真及实验结果表明：与现有的研究相比，所设计的综合校正方案进一步减少了DVL的辅助时间，同时由于准确地估计和补偿了加速度计零偏，陀螺漂移的估计精度显著提高，该方案在抑制导航误差方面具备更明显的优势。     

基于卫星和星敏感器的冗余激光惯组在轨标定

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.     

基于惯性空间稳定的双轴惯导旋转调制方法

陀螺标度因数误差是影响长航时船用旋转调制惯导系统的关键误差源,其与地球自转和载体运动的耦合误差,可导致惯导系统误差发散。针对此问题,结合船用惯导使用特点,采用外航向、内俯仰的双轴旋转框架结构。在此基础上,提出了一种基于惯性系的双轴旋转惯导系统多位置转停调制方案,通过补偿地球自转和载体运动在双轴旋转惯导内外框架旋转轴上的投影分量,可显著降低陀螺标度因数误差对长航时导航精度的影响。数学仿真和船载试验结果表明,在载体航向角运动的场景下,该方法与传统的双轴旋转调制方案相比可有效抑制地球周期项振幅的增大,系统导航位置误差的发散也降低50%以上。     

基于低精度离心机的平台惯导系统加速度计高精度系统级标定方法

高动态、大过载是未来导弹、飞行器的标志性特征,这一特征对惯导系统性能指标尤其是加速度计的性能指标要求尤为严苛.针对此,分析了平台惯导系统加速度计主要非线性误差(标度因数对称性和二次项系数)的传统离心标定方法的缺陷,提出了基于低精度离心机的平台惯导系统加速度计高精度系统级标定方法.该方法是利用惯导系统的速度和位置误差积分作为观测量进行Kalman滤波估计,不仅能对加速度计的非线性误差进行更有效估计,而且能克服传统离心标定方法对离心机的高精度要求.最后通过离心试验验证了该标定方法的有效性,试验结果表明,加速度计非线性误差补偿后的速度和位置误差小于补偿前相应误差的25％.     

单轴旋转惯导系统误差特性分析

旋转调制技术能够抑制陀螺和加速度计的误差,提高惯性导航系统的导航精度。从捷联惯导系统的误差方程出发,推到出了单轴旋转惯导系统的误差传播方程,在此基础上分析了旋转调制的基本原理。分别对陀螺和加速度计常值偏差、标度因数误差、安装误差和转台安装误差等在旋转调制下的影响进行了研究,仿真分析了旋转调制提高系统导航精度的作用,最后在实验室条件下做静止导航实验进行了验证。研究的结果能为单轴旋转惯导系统的研究和开发提供一定的理论参考。     

一种提高光纤旋转系统导航精度的扰动基座对准技术

光纤旋转系统的安装误差、标度因数误差等误差参数会随着时间而改变,而惯性器件误差是导航过程中误差的主要来源,因此在系统自对准的同时对关键误差参数进行标定能够提高系统的导航性能。为了在不显著增加光纤旋转系统准备时间的条件下,结合光纤旋转系统特点,提高旋转系统的导航精度,将对光纤旋转系统扰动基座下的自对准技术进行研究。提出了一种优化改进的旋转路径和自标定自对准流程,并对旋转路径进行了可观度分析,在该旋转路径下采用了Kalman滤波算法对陀螺的安装误差、陀螺标度因数误差、加表零偏进行估计并补偿。仿真与系统试验结果表明,采用该方案后,系统速度误差有明显降低。     

基于组合导航技术的光纤捷联系统在线标定

 将光纤捷联系统惯性测量单元（IMU）输出误差分解成零偏误差、标度因数误差、失准角误差和随机白噪声几个部分,建立了系统误差模型,基于此模型设计卡尔曼滤波器引入高精度外部信息源对IMU进行在线标定。将此方法应用于某光纤捷联系统进行跑车试验,结果表明：引入外部信息源进行在线标定与补偿后系统纯惯导精度显著提高,本文建立的系统误差模型和在线估计方式有效估计了IMU输出误差,实现了系统在线标定,提高了系统实用精度。     

旋转式SINS的自标校技术研究

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。     

一种基于逆向导航的双轴旋转惯导系统自标定方法

针对惯导系统高精度自标定的需求,提出了一种基于逆向导航的双轴旋转惯导系统自标定方法。通过转位运动对系统误差进行激励,利用Kalman滤波器进行误差估计,同时存储标定数据,待正向导航滤波结束后,利用逆向导航算法对存储数据二次利用,继续进行误差估计,直到所有状态量收敛到一定精度,实现了对数据的充分挖掘。仿真和试验结果表明,该方法可以实现对双轴旋转惯导系统的全参数自标定,提高了标定精度。     

微小卫星剩磁在轨标定技术研究

 基于微小卫星姿态确定系统常采用无陀螺配置方案，克服环境干扰力矩的影响并提高微小卫星姿态确定的精度是此类姿态确定系统的关键。分析了星上稳定剩余磁场对无陀螺微小卫星姿态确定的干扰机理，建立了卫星剩余磁矩与磁强计偏置标定模型。以磁强计、太阳敏感器作为姿态敏感器件，并采用扩展卡尔曼滤波器实现标定算法，为无陀螺磁测微小卫星消除剩磁干扰，获得高精度姿态估计提供了一种新方法。仿真结果表明：该方法能准确估计卫星剩余磁矩与磁强计偏置，磁强计偏置的标定精度在1 nT左右，剩余磁矩的标定精度为0.000 1 A·m²量级，有效消除了剩磁对无陀螺卫星姿态确定的影响，显著提高了姿态确定精度，滤波器能在500 s内收敛。     

激光陀螺四位置寻北仪提高精度方法

为消除激光陀螺零偏和常值漂移的影响,采用四位置方案来实现高精度寻北。本文简述了单轴激光陀螺四位置寻北方案,给出了陀螺敏感轴与机体系前向偏差角标定方法,研究了寻北仪在倾斜基座下数据补偿算法。本文研究了由于在四个位置上电机转动不到位所引起的误差补偿算法。通过对寻北仪系统测试,采用电机转动不到位补偿后数据标准差降低了0.02º,激光陀螺寻北仪系统达到了高精度快速寻北的要求。     

微陀螺g敏感性误差对组合导航精度的影响分析

高动态环境下,MIMU中的微机械陀螺表现出显著的g敏感性误差。首先采用简化的线性模型,从经典卡尔曼滤波的滤波增益阵出发,理论分析了g敏感性误差对组合导航系统精度的影响;然后在组合导航半实物仿真平台上进行了验证。结果表明,g敏感性误差对组合滤波位置与速度精度影响不大,但对姿态的精度影响较大,当载体沿陀螺敏感轴方向的加速度为50g时,相应轴向的姿态角误差约为5.70°,姿态精度损失很大。因此,MIMU/GNSS组合导航在高动态应用中,必须对微陀螺的g敏感性误差进行补偿。     

利用车载试验分离惯导平台误差研究

分析了车载试验时平台的安装方式以及所需要的外测信号等问题,给出了误差模型以及导航误差方程,设计并进行相关软件仿真。结果表明,在现有外测信号精度下,该方法可分离出惯导平台误差中加速度计和陀螺仪的零次项误差系数,对加速度计的一次项误差系数分离效果也较好。