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201.
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
202.
捷联惯导系统不同隔振模式的比较 总被引:5,自引:0,他引:5
给出了捷联式惯导系统减振设计中经常采用的六种隔振模式,并建立了它们的动力学微分方程。然后从固有特性和传递特性两个方面对它们进行了详细的比较,可为捷联式惯导系统的隔振设计提供指导。 相似文献
203.
GPS信号失锁时,MEMS-SINS组合GPS导航误差会随着时间迅速积聚而无法导航.提出一种基于RBF神经网络预测的MEMS-SINS误差反馈校正方法,GPS有信号时对神经网络进行训练,GPS信号中断时用训练好的RBF神经网络预测MEMS-SINS的导航误差.地面车载跑车试验,证实了训练后的RBF神经网络能很高精度地逼近MEMS-SINS/GPS组合导航系统输入与输出间的关系,在4个50s以内的GPS人为失锁过程中,该方法导航结果与参考系统比较,平均位置误差为3.8m,平均速度误差为0.6m/s,平均姿态误差为0.5°. 相似文献
204.
205.
206.
SINS/GPS组合系统姿态角误差可观测性研究 总被引:4,自引:1,他引:4
首先建立起捷联惯导系统(SINS)与全球定位系统(GPS)相结合系统的数学模型,从研究SINS/GPS组合系统的可观测性出发,通过理论分析得出了组合系统姿态角误差可观测性很差的结论,并给出使可观测阵满秩的条件。对3种飞行条件所做仿真分析验证了理论分析的正确性。 相似文献
207.
基于SINS辅助的GPS完善性监测方法 总被引:3,自引:0,他引:3
以车比雪夫大数定律为基础,研究基于捷联惯导系统(SINS)的全球卫星定位系统(GPS)完善性监测方法.采用一个卡尔曼滤波器滤波,对卫星伪距故障幅值进行估计并判断哪颗卫星出现故障.最后给出了卫星出现阶跃故障的仿真实例.仿真结果表明,该方法能够及时准确地检测出GPS信号故障,计算量较低,适合于工程上应用. 相似文献
208.
209.
为解决多型号惯导测试自动化程度低、装备利用率低、数据准确性缺保障、高成本、故障诊断可靠性不足等重大技术难点,针对捷联惯导测试装备中的信号处理技术的研究和应用,以工控为平台,自主研制采集卡和信号调理单元实现了多类型信号隔离采集在0.5%以内,24路脉冲隔离计数500KHz以内计数脉冲±1个脉冲误差以内,最小脉宽0.2us... 相似文献
210.
研究了利用线性卡尔曼滤波实现准静基座捷联惯导大失准角初始对准的问题。根据李群理论,如果系统模型具有仿射性,则其对应的线性误差模型是独立于状态估计值的,同时可以从该线性模型精确反推出李群上的非线性状态误差。分析指出,准静基座条件下捷联惯导姿态微分方程满足仿射性条件,其对应的姿态误差方程是独立于姿态估计值的。但是,如果将速度考虑进状态,则整体的状态模型不再满足仿射条件,无论是基于SO(3)+R3还是SE(3)姿态描述,所对应的状态误差方程都不能做到独立于状态估计值。基于上述分析,直接对SO(3)+R3状态描述下的速度误差方程进行改造,用重力矢量直接替换比力项,从而构造出独立于状态估计值的状态转移矩阵。仿真实验结果表明,利用所构造的线性状态空间模型,即使在大失准角条件下也能快速收敛到极限对准精度;车载晃动实验结果表明,利用所构造的线性状态空间模型,在大失准角条件下同样能够快速地跟上小失准角条件下的线性卡尔曼滤波对准结果。 相似文献