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1.
基于双轴旋转的惯导系统误差自补偿技术 总被引:1,自引:0,他引:1
针对陀螺漂移影响惯导系统长时间导航精度的问题,提出了一种基于双单元体结构的误差自补偿方案.通过单元体的连续正反旋转,可以实现对所有方向上陀螺常值漂移的调制,从而大幅提高惯导系统的精度.对常值漂移、刻度系数误差、安装误差和角度随机游走等主要误差源的误差特性进行了分析,同时讨论了旋转机构精度对系统调制性能的影响.利用自行研制的双轴旋转调制式激光捷联惯导系统进行了多次海上试验,试验结果表明该方案可行,在不改变惯性器件精度的前提下,可提高系统精度一个量级以上. 相似文献
2.
采用旋转调制技术能够有效降低陀螺常值漂移和加速度计常值零偏对导航系统精度的影响,但其对陀螺随机漂移和噪声几乎没有抑制作用.惯导系统在随机干扰的作用下输出误差将发散,影响系统长时间的导航定位能力.通过对抑制随机干扰误差的阻尼技术进行研究,提出一种具有阻尼特性的旋转式光纤陀螺惯导系统,利用阻尼技术抑制随机干扰对导航系统精度的影响.从仿真结果可以看出,具有阻尼特性的单轴旋转光纤陀螺惯导系统精度提高1倍以上.当系统采用更高精度的惯性仪表时,随机误差的阻尼抑制效果将更明显. 相似文献
3.
余度捷联惯导系统连续自动标定技术 总被引:1,自引:0,他引:1
以余度捷联惯导系统为研究对象,提出了一种新的连续自动标定技术.从惯导系统误差模型出发,推导了这种连续自动标定技术的原理方程,指出在特殊旋转路径下由系统导航解算输出的速度误差将包含惯性器件误差的相关信息.依据惯性器件误差逐级分离的观点,设计了标定旋转路径.在设计的转台连续旋转轨迹下,利用卡尔曼滤波器可以获得全部常值误差项的精确估计.通过构建余度捷联系统标定仿真平台验证了这种技术的有效性.仿真结果表明,与传统的多位置翻滚标定方法相比,该技术标定精度高,操作简单易行,具有较好的工程应用价值. 相似文献
4.
基于相互测距信息的机群组网协同定位技术 总被引:1,自引:0,他引:1
在网络中心战条件下,针对无GPS(Global Positioning System)时如何提高机群的导航定位精度问题,构建了以机载数据链和惯导系统为核心的协同定位系统,设计了协同定位系统的测距方案,分析了协同定位过程中的时间同步问题,提出了一种基于机间相互测距信息的机群组网协同定位方法.该方法利用几何图形平移旋转来估计机群各飞机的惯导系统定位误差.仿真表明:该方法可以用于长时间估计惯导位置误差,有效延缓惯导位置误差的发散速度,当5架飞机协同定位时,机群惯导位置精度将提高2倍左右. 相似文献
5.
定量分析空间稳定型捷联惯导系统的误差传播特性,以便实现惯导系统对战术技术指标及元部件对自身精度指标的设定要求.首先设计了一种用于地球表面导航的船用空间稳定型捷联惯导系统方案,然后通过求解静基座状态下的该种捷联惯导系统误差方程,分析了陀螺常值漂移以及加速度计零偏对空间稳定型捷联惯导系统的影响.理论分析以及实物试验表明陀螺常值漂移会造成经度误差随时间线性增长,其它导航信息按舒勒频率和地球频率等幅振荡传播. 相似文献
6.
针对捷联惯导系统中利用角速率拟合角增量进行圆锥误差补偿精度下降和实时性变差的问题,提出了一种直接利用陀螺的角速率输出进行圆锥误差补偿的算法,利用角速率的叉乘项来拟合圆锥误差补偿项,并推导了四子样圆锥误差补偿算法的具体表达形式,并从本质上阐述了圆锥误差的存在机理。在典型圆锥运动条件下通过对所提算法的仿真并和理论解析解的做差比较,验证了所提算法的可行性和有效性。 相似文献
7.
初始对准是旋转式捷联惯导系统(SINS)的关键技术之一。传统旋转式捷联惯导精对准方法多采用10维模型,该模型的精对准精度不能满足导航精度要求。针对此问题,提出了一种基于状态量扩维的旋转式捷联惯导系统精对准方法。首先,将陀螺和加速度计标度因数误差、安装误差扩展为状态变量,建立了28维的精对准模型;然后,对旋转过程中各状态量的可观测度进行分析,根据分析结果将模型优化为13维;最后,采用卡尔曼滤波实现了旋转式捷联惯导系统的精对准。仿真结果表明,与传统初始对准方法相比,该方法能有效提高姿态对准精度,并估计出更多陀螺误差项。 相似文献
8.
为了实现捷联惯导系统(SINS,Strapdown Inertial Navigation System)快速精确对准,研究了SINS进行最优多位置对准的条件及方法.利用李雅普诺夫变换得到的SINS等价误差模型,在对惯性测量单元(IMU,Inertial Measurement Unit)绕正交轴旋转时SINS可观测性进行定量分析的基础上,通过研究惯性器件误差与IMU角位置之间的关系,定量分析了IMU的转动方式,明确了使SINS误差状态达到最优估计时IMU的最佳旋转角位置.最后,通过仿真验证了理论分析的正确性. 相似文献
为了实现捷联惯导系统(SINS, Strapdown Inertial Navigation System)快速精确对准,研究了SINS进行最优多位置对准的条件及方法.利用李雅普诺夫变换得到的SINS等价误差模型,在对惯性测量单元(IMU, Inertial Measurement Unit)绕正交轴旋转时SINS可观测性进行定量分析的基础上,通过研究惯性器件误差与IMU角位置之间的关系,定量分析了IMU的转动方式,明确了使SINS误差状态达到最优估计时IMU的最佳旋转角位置.最后,通过仿真验证了理论分析的正确性. 相似文献
10.
角速率输入下圆锥补偿算法的一般形式 总被引:1,自引:0,他引:1
传统圆锥补偿算法直接应用于由速率陀螺组成的捷联惯导系统时,算法误差明显增大.为抑制算法误差,提出了一种以角速率为输入信号,任意子样数圆锥补偿算法(包括改进算法)的一般形式,并在典型圆锥运动条件下以算法漂移误差最小为优化准则,推导了相应的圆锥补偿系数方程和算法误差表达式.利用给出的公式,求解一个线性方程组即可得到圆锥补偿系数,可方便快捷的设计任意子样数的角速率圆锥补偿算法以及改进算法.仿真结果表明,所设计的改进算法比同子样数常规角速率圆锥补偿算法在精度上有明显提高. 相似文献
11.
INS全温六方位速率标定及分段线性插值补偿 总被引:1,自引:1,他引:0
针对捷联惯性导航系统(INS, Inertial Navigation System)全温动态环境下测量误差问题,提出一种全温六方位正反速率标定及分段线性插值补偿方法.根据工作环境设定标定温度点,在每个恒温点设计六方位正反速率标定方案;采用分段线性插值算法实时补偿系统零偏和标度因数温度误差,提高了系统温度及动态环境下的测量精度.实验结果表明:采用该方法系统的车载和飞行实验纯惯性导航误差均值分别由1.501 n mile/h和5.811 n mile/h减小到0.393 n mile/h和0.68 1n mile/h,为进一步提高合成孔径雷达(SAR,Synthetic Aperture Radar)成像分辨率奠定基础. 相似文献
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在传统的以惯性与视觉相对运动参数差为观测量的惯性/视觉组合导航模型中,为了得到简单的观测矩阵,惯性相对旋转四元数与平台失准角之间的函数关系往往通过近似处理得到。但当航向角较大时,该近似处理的误差很大,不可忽略。为解决该问题,文章提出了一种不需该近似处理的改进的观测量误差分析方法,并建立了改进的观测模型。该方法利用含误差的惯性姿态已知的特点,得到了更精确的惯性相对旋转四元数误差表达式,减少了Kalman滤波中惯性与视觉相对旋转差的状态模型预测误差。月面仿真和地面试验表明该改进方法相比传统方法可实现更高的导航精度,其中位置精度提高达68%。 相似文献