国外光学捷联惯导系统的技术现状和捷联惯导发展趋势

主要论述了国外在激光捷联惯导系统和光纤捷联惯导系统方面的技术现状和未来的发展趋势,特别是近几年在系统设计、性能指标、应用领域方面的现状.通过对比、分析,总结了其技术进步的原因和技术进步的方向,为国内在该领域的技术进步提供了借鉴.     

光纤捷联惯导系统检漏工艺技术

针对光纤惯导系统检漏方法中存在的问题,优化了检漏工艺流程,改进了检漏设备,设计了检漏工装,并对改进后的检漏工艺方法进行了试验验证。试验证明,该检漏工艺技术可满足光纤捷联惯导系统的检漏需求。     

高动态环境中导弹捷联惯导系统圆锥误差

分析了高动态环境中导弹捷联惯导系统(SINS)圆锥误差形成的原因。研究了由陀螺频带不足、量化误差和安装误差，以及姿态更新率过低造成的圆锥误差。给出了计算公式，并在一定条件下计算了误差的大小。分析结果表明．不能正确感测运载体的角运动和姿态更新率过低是引起圆锥误差的主要因素。     

光纤惯导角度随机游走误差传播特性研究

角度随机游走是光纤陀螺的一个重要技术指标,也是高精度光纤惯导系统的一项重要误差源。为了深入了解角度随机游走误差对系统精度的影响,从统计角度研究了该误差在导航过程中的传播特性。通过将角度随机游走对系统的影响等效为不相关的随机脉冲序列激励下的系统输出,推导了角度随机游走作用下导航误差的理论公式并进行了仿真验证。结果表明,所给出的理论表达式能够很好地描述角度随机游走误差的传播规律。通过解析表达式,可以在任意时间段对任何一只陀螺角度随机游走造成的系统误差进行定量分析,这对于系统性能评估、误差分析和设计工作都具有重要意义。     

根据两颗导航星信息估计捷联惯导系统误差的一种方法

针对高机动短时间飞行的飞行器,介绍了一种根据它相对2颗导航卫星的伪距离和伪速度信息,估计捷联惯导系统定位和定速度误差的方法.考虑到由确定飞行器相对每颗星的径向距离和速度的非线性方程施加的约束,根据这些误差矢量长度最小值的条件确定误差值.用空间解析几何法得出了计算捷联惯导系统误差估值的最终算法,这种算法能给出非线性最小值问题的精确解.     

捷联惯导系统光学陀螺带宽不一致研究

研究捷联惯导系统（SINS）三轴光学陀螺带宽不一致问题及解决方法。从光学陀螺传递函数入手,分析陀螺带宽不一致引起陀螺输出不同步,进而影响姿态更新精度的机理;推导出存在陀螺带宽不一致时姿态确定精度的理论估算方法,给出频带一致性指标要求的确定思路;提出通过插值和外推进行补偿的方法,提高了姿态确定精度。利用光纤陀螺和激光陀螺组合实测数据进行姿态解算,通过补偿减小了系统的姿态确定误差,提高了导航精度,验证了理论分析的正确性。     

捷联惯导系统粗对准方法比较

通过误差分析对三种捷联惯导系统解析粗对准方法进行了比较.指出在相同的传感器精度条件下,利用正交向量计算捷联矩阵比传统方法有更高的对准精度,直接计算法不仅精度高,而且计算简单,更适合工程应用.     

捷联惯导系统在运动基座上的建模及误差传播特性研究

捷联惯导系统（SINS）在导航制导领域占有愈来愈重要的地位，尤其在各类导弹武器系统中得到广泛应用。基于机载武器的特点，推导了SINS在动基座条件下系统及惯性元器件的误差传播方程，建立了SINS在运动基座上系统的误差状态模型。研究了SINS各主要误差因素对安装在运动基座上武器系统导航误差的传播特性，定量地得到了其对SINS导航精度的影响程度，并进行了仿真试验。研究结果可为机载武器SINS的工程设计提供理论参考作用。     

基于Kalman滤波的激光陀螺捷联惯导自寻北技术研究

利用Kalman滤波技术对捷联惯导在准静基座条件下初始对准的失准角进行估计,进而实现惯导系统的自寻北。提出了对激光陀螺进行速率偏频的办法,解决了寻北的精度问题,并给出了实现导弹水平瞄准的方法。     

光纤陀螺捷联惯导划桨运动补偿

光纤陀螺输出为角速率信号,基于角增量和速度增量的传统划桨运动补偿算法直接应用于光纤陀螺捷联惯导系统时,算法误差明显增大,影响了惯导精度。为了抑制算法误差,提出了以角速率为输入信号的划桨补偿算法,并以算法漂移误差最小为优化准则对算法进行优化,推导了相应的划桨补偿系数方程和算法误差表达式。仿真结果表明,所设计的算法比同子样数常规角增量划桨补偿算法在补偿精度上有明显提高。     

基于捷联惯导高保真误差模型的非线性滤波算法

针对捷联惯导系统在大姿态误差条件的对准问题,推导了高保真非线性误差模型。该模型采用欧拉角表示姿态误差,并用与导航解算相同的姿态更新算法准确描述了姿态误差的传播规律。利用该模型设计了扩展卡尔曼滤波器,并以二位置对准为例,比较该模型与线性模型和大方位误差模型的滤波效果。仿真实验结果表明在小角度误差和大方位误差条件下,基于高保真模型的滤波器估计精度都优于其它两种模型,且在大水平姿态误差条件下滤波精度也很高。     

捷联惯导姿态误差修正算法研究与仿真

组合导航卡尔曼滤波对姿态角进行修正时,将惯导的平台角误差近似为姿态误差,会带来较大的数学模型误差,从而影响测姿精度。通过分析组合姿态算法中姿态作为量测信息时平台角误差与姿态角误差物理意义的不同,得到了两者的转换关系,从量测矩阵修正和观测值预处理两个方面对原有的姿态组合算法进行改进,有效降低了数学模型误差。仿真结果表明,改进后的姿态组合算法误差状态估算更加精确,能够有效地提高组合导航的测姿精度。     

基于状态转移阵的SINS/星光组合速度位置误差估计方法

惯性/星光组合制导系统,在一般弹道导弹的制导中,星光工作前产生的速度、位置误差无法直接测量,导致较大的关机点速度和位置误差.为了提高导航系统精度,本文针对弹载捷联惯性/星光组合导航系统,深入分析了组合导航系统的各项误差特性,根据最优估计的一步状态传播特性,构建了一种误差传播转移矩阵,先估计关机点前一段时间的误差积累,然后,结合卡尔曼滤波对关机点速度和位置误差进行了有效地估计和修正.仿真结果表明,这种方法同未修正时的结果相比,速度和位置精度提高近一个量级,具有很强的工程应用价值.     

摇摆状态下基于非线性误差模型的惯导对准研究

摇摆状态下无法使用传统解析方法完成粗对准。为避开摇摆基座的粗对准问题,提出 了基于捷联惯导非线性误差模型的直接精对准算法。推导了捷联惯导的非线性速度误差方程 和姿态误差方程,基于速度量测信息给出了非线性对准模型,通过UKF算法估计失准角完成 摇摆状态下的精对准。算法可允许初始姿态误差达到40°。通过计算机仿真和摇摆台试验 对算法进行了验证分析。在给定试验条件下,在600秒对准时间内达到水平 0.02° ,方 位0.1 7°的精度。同时计算机仿真结果表明需对惯导速度进行反馈校正来保证模型的工作精度。
     

CCD光斑质心算法的误差分析

文章建立了CCD噪声和像元尺寸对质心算法影响的误差模型.模型表明,当CCD上光斑的束腰ω<0.1个像元时,质心算法的误差大于0.28个像元;当束腰ω>0.5个像元时,像元尺寸对灰度质心算法的影响可忽略不计,影响质心算法的主要因素是CCD随机噪声误差.在ω>0.5个像元的前提下,光斑尺寸越小,质心算法的精度越高.实验与理...     

基于Kalman光纤陀螺的随机信号处理

分析了光纤陀螺随机漂移的特性,建立了随机漂移的ARIMA模型;针对IFOG输出信号的特点建立了随机漂移的观测方程并用卡尔曼滤波把随机漂移估计出来,用以对IFOG的输出进行补偿.根据时间序列预测的特点和要求,分析了传统时间序列预测方法的不足,提出了将卡尔曼滤波应用于时间序列预测.推导了基于卡尔曼滤波的ARMA模型参数实时更新算法,并采用功率谱密度分析方法确定预测模型的形式与阶数;通过对光纤陀螺随机漂移建模进行了实证研究,对光纤陀螺仪信号处理有着重要的参考.     

基于未知地标被动观测的飞航导弹SINS俯仰姿态误差估计方法

针对飞航导弹单独使用时SINS存在姿态估计精度随时间降低的问题,提出了基于未知地标被动观测的SINS俯仰姿态误差估计方法。首先,根据飞航导弹中制导段飞行的特点,把SINS俯仰姿态误差估计问题转化为攻角估计问题。然后,在不改变导弹巡航路径的前提下,利用弹上成像导引头对视场内任意未知地标连续被动观测,分别提出了弹体坐标系和速度坐标系下的攻角估计方法,并分析了观测噪声对量测方程系数的影响。最后,利用平均去噪的思想对估计结果进行处理,提高了SINS俯仰姿态误差的估计精度。仿真结果表明：两种方法都能有效估计出飞航导弹SINS俯仰姿态量测误差。