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初始对准是惯性导航的关键技术之一,对准结果会直接影响系统的导航精度.针对光纤陀螺惯导系统,缩短对准时间、提高系统对准精度等技术难点,开展了高精度光纤惯导系统连续旋转对准技术研究,深入分析了常值陀螺漂移、随时间变化的陀螺漂移、陀螺标度因数常值误差、陀螺标度因数不对称误差、陀螺安装误差、陀螺随机游走等误差项对系统对准精度的影响,对比了现有旋转方案的优点与不足,提出了一种改进的单轴二位置旋转方案.试验结果表明,在采用该旋转方案的情况下,对准时间8min方位角对准精度可达到30"(1σ),具有重要的工程应用价值. 相似文献
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随着激光陀螺技术的发展,旋转调制式激光陀螺惯性导航系统逐渐成为舰载主惯导系统,舰载机、舰载武器系统需要旋转调制式激光惯导系统提供的姿态、速度和位置信息进行对准,即主子惯导的传递对准。由于旋转调制式系统中的姿态、速度和位置具有随旋转的短周期波动问题,势必会影响对准时间较短的子惯导对准精度。为了保证传递对准的快速性,一般采用速度匹配方法。定量分析了主子惯导传递对准过程中主惯导速度误差短周期波动对子惯导系统对准精度的影响,首先进行了数字仿真,之后利用双轴激光陀螺惯导、纯捷联光纤陀螺惯导数据进行了半实物仿真,验证了主惯导速度误差的一次项系数与子惯导初始对准水平姿态误差呈线性关系,二次项系数与子惯导初始对准航向误差呈线性关系。 相似文献
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提出了一种考虑转台定位误差情况下的捷联惯导快速两位置自对准方法.在传统解析粗对准方法的基础上,根据对准位置及旋转过程中的惯导相邻时刻输出信息小幅慢变的特点,通过引入中间坐标系,实现实际旋转角度的精确跟踪和导航误差的实时更新计算,同时对动态环境对导航误差的影响进行补偿,以提高导航误差的计算精度.建立等效漂移与导航误差之间的数学关系,基于等效漂移,辨识初始姿态角误差,并根据对准精度要求对辨识结果进行迭代修正.静、动态环境条件下的试验结果表明,该方法能够有效克服转台定位误差对惯导系统自对准的影响,计算速度及精度满足对准要求,具有一定的工程应用价值. 相似文献
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提出一种恒速偏频/机抖激光陀螺惯导系统方案。用一个不随偏频机构旋转
的机抖激光陀螺,改善恒速偏频激光陀螺惯导系统在偏频旋转轴方向的载体角速度测量
精度。给出了偏频旋转轴方向等效陀螺采样值的计算方法和关键结构参数标校方法;分
析了纯惯导的系统误差特性,在初始对准卡尔曼滤波模型中,增加了偏频旋转轴方向的
陀螺漂移以及耦合偏差造成的等效北向陀螺漂移作为误差状态。恒速偏频/机抖激光陀
螺惯导系统的半实物仿真实验结果表明:在静基座条件下,初始对准10min 后,方位角收
敛到10″ (1σ) 内; 初始对准20min 后, 纯惯导4h, 北向和东向位置误差最大值均小于
200m。 相似文献
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《航空学报》2017,(10)
为了求解单轴旋转捷联惯导系统的尺寸参数,推导了参数辨识的公式,并设计了转位方案。首先,分析了单轴旋转捷联惯导系统(SINS)尺寸效应的原理,推导了以加速度计输出量为观测量的尺寸参数辨识方法。然后,针对辨识公式中的载体姿态进行了研究,发现合理的整周旋转方案可以消除载体姿态及姿态误差角对尺寸参数辨识的影响,并基于转位角速度的匀加减速模型,分析了该模型与速度增量误差之间的的关系,设计了转位方案。最后,进行了参数辨识试验,得到的尺寸参数标准差2.3mm(1σ),利用均值补偿二位置对准的尺寸效应后,初始对准精度由69.5″(3σ)提高到47.2″(3σ),验证了方法的可行性。 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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惯导系统初始对准一般采用卡尔曼滤波器对初始姿态误差角进行估计,而在设计卡尔曼滤波器之前通常要对系统进行可观测性分析,确定卡尔曼滤波器的效果。捷联惯导系统的卡尔曼滤波模型在传递对准时,为线性时变系统,而线性时变系统的可观测性分析比较困难。文中采用一种依据系统矩阵的奇异值确定状态可观测度的方法对基于“速度+姿态”快速传递对准的卡尔曼滤波模型进行可观测性分析,结果表明该方法可直接简单地实现系统状态的可观测度分析。 相似文献
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由于可以补偿惯性器件在三个轴向上的输出误差,双轴旋转调制技术被广泛应用于捷联惯导系统(SINS)。选择了一种合理且实用的十六次序双轴转位方案,并对其调制原理和误差进行了分析。初始对准技术是捷联惯导系统的一项重要技术,其对准精度直接决定了后续导航的精度。在粗对准完成后,当姿态误差角较大时,后续的精对准误差模型呈非线性特性,故选择了滤波精度高、稳定性强的平方根容积Kalman滤波算法(SCKF)来解决这一问题。考虑到在实际对准过程中,量测噪声的统计特性易发生变化,将SCKF算法与Sage-Husa算法相结合,在传统Sage-Husa SCKF算法的基础上提出了一种改进的自适应滤波算法(ASCKF)。该算法采用QR分解来完成对噪声协方差的平方根矩阵估计,从而避免了传统Sage-Husa SCKF算法中所估噪声协方差矩阵不正定的问题。最后,通过仿真证实了ASCKF算法可被很好地应用于量测噪声统计特性发生变化的初始对准中。 相似文献
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转调制式空间稳定平台采用陀螺壳体翻滚技术,陀螺壳体翻滚在平台伺服跟踪作用下将形成圆锥运动。圆锥运动误差会引起陀螺漂移,对高精度、长航时惯性导航系统的精度将造成严重影响。首先,介绍了高精度、长航时旋转调制式惯性平台的基本工作原理,推导了平台上的陀螺沿旋转主轴相对地球的角速度。其次,阐述了陀螺壳体翻滚的圆锥运动,推导了壳体翻滚装置和框架伺服系统的跟踪误差及牵连运动角速度引起的圆锥运动附加漂移误差公式。再次,根据数值举例给出了计算机仿真曲线,指出该误差对高精度系统的危害。最后,得出结论:为了实现圆锥运动误差极小化,确保系统长时间运行精度和可靠性,必须实时扣除牵连运动角速度引起的圆锥运动误差分量,并优化设计壳体翻滚装置与平台伺服系统。 相似文献
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惯性导航系统的误差随时间累积,旋转调制技术可以有效地提高惯导系统的长航时精度,旋转调制方案是决定旋转式捷联惯导系统导航精度的一个重要因素.针对双轴旋转惯导系统,相较于16次序转位方案,提出了一种新的32次序双轴旋转调制方案.根据捷联惯导系统的误差方程,推导出旋转捷联惯导的误差方程,分析了误差补偿的机理,研究了惯性器件常值偏置误差、标度因数误差和安装角误差的传播特性.仿真结果表明,32次序双轴旋转调制方案相对于16次序转位方案有明显的优势,可以有效地降低姿态角误差和经纬度误差. 相似文献
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载车行进中自主对准可有效缩短机动前准备时间,提高姿态对准精度以及对准过程中无地标自主定位精度是关键。本文提出一种里程计辅助捷联惯导系统行进中对准算法,推导了行进中精对准滤波模型以及对准过程中无地标自主定位算法。为缩短对准时间、减小由于航向角误差未收敛时造成的定位误差,利用回溯法将粗对准过程存储数据用于精对准过程,且回溯法仅需存储少量数据适合于工程应用。车载实测数据分析表明算法可同时实现行进中自主对准与对准过程中无地标自主定位,有效提高了载车快速机动能力,航向角对准精度优于1 mil,对准过程中无地标自主定位精度优于0.3%行程。 相似文献
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微机电惯性系统具备小体积优势,但现阶段系统精度仍在消费级与战术级之间。研究了旋转调制技术在微机电惯性系统中的应用,探讨了基于PCB小型化电机的微旋转方案,并开展了单轴旋转调制验证试验,以探索旋转调制技术对微机电惯性系统性能的提升作用。结果表明,在微机电陀螺精度约为2(°)/h的条件下,该方案能够实现约0.2n mile/10min的导航精度,相较于同等惯性器件条件下的捷联式系统,精度提高了不止1个数量级,证明了该方案能够有效提高微机电惯性系统的精度。 相似文献
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为解决高速旋转载体无控飞行段弱重力环境下惯导空中动基座对准问题,研究了基于旋转载体惯性信息特征的滚动角快速对准方法。首先分析了旋转载体的惯性信息特征。针对这一特征,提出了一种基于载波相位跟踪的滚动角对准方法,仅利用Y轴陀螺或Z轴陀螺信息即可实现滚动角的快速对准。为进一步提高该方法的适应性,充分利用Y轴陀螺或Z轴陀螺的信息,提出了一种基于双信源信息融合的惯导滚动角对准方法,以实现最优的滚动角跟踪结果。仿真与试验结果表明,该方法可在不依赖卫星、无初始姿态角且载体失重的条件下,5s内完成滚动角快速对准,且对准精度优于3°。该方法可自适应地剔除异常滚动角跟踪结果,有效提高了高速旋转载体用惯性导航系统对复杂力学环境的适应性与可靠性。 相似文献