基于改进四元数阻尼误差模型的SINS初始对准算法

针对传统捷联惯导系统(strapdown inertial navigation system, SINS)四元数非线性误差模型存在坐标系不一致的问题, 对姿态误差模型和速度误差模型进行改进, 将误差矢量统一投影至计算导航坐标系下。此外, 引入全球定位系统阻尼信息, 在阻尼SINS解算基础上, 结合四元数无迹估计器提出了一种改进四元数阻尼误差模型对准算法, 可应用于系泊状态下的SINS初始对准。仿真和车载试验结果表明, 在不同的大失准角下, 该改进算法相比传统四元数阻尼误差模型对准算法和欧拉角阻尼误差模型对准算法, 具有更好的对准精度、收敛速度以及稳定性。     

基于惯性参考系线性滤波传递对准方法

提出一种机载武器捷联惯导系统任意失准角情况下的传递对准方法。该方法以两个相对惯性空间指向不变的坐标系为基础,将姿态四元数分解为可由子惯导陀螺仪输出计算的四元数、可由主惯导传递的信息计算的四元数以及需要估计的常值四元数。对比力方程进行数学变换,得到了线性量测方程。建立了任意失准角情况下的线性传递对准模型。设计了一种自适应卡尔曼滤波算法以解决观测噪声方差阵难以精确计算的问题。仿真结果表明,该方法在任意失准角情况下都能得到较高的对准精度,为机载武器捷联惯导系统提供了一种有效的传递对准方法。     

大杆臂条件下传递对准算法的设计与仿真

以舰载主/子惯导传递对准为研究对象,分析了传递对准中大杆臂给杆臂长度与子惯导速度带来的影响。针对大杆臂条件下杆臂长度不确定性增加的问题,提出了将杆臂长度误差增列为系统状态向量进行精确估计,并设计了滤波器。针对大杆臂条件下,子惯导天向通道的精确计算需求,提出主惯导在子惯导安装位置处的伪观测量构造算法。仿真结果表明了该滤波算法可以精确的估计杆臂长度,保证子惯导天向通道的计算精度。     

基于无轨迹卡尔曼滤波神经网络的SINS初始对准方法

针对扩展卡尔曼滤波算法的缺点,研究了基于无轨迹卡尔曼滤波的神经网络算法.建立了捷联惯导系统在大失准角下的误差方程和适用于初始对准的神经网络模型,研究了基于扩展卡尔曼滤波和无轨迹卡尔曼滤波的神经网络算法,将基于无轨迹卡尔曼滤波的神经网络学习算法应用于捷联惯导系统大失准角条件下的初始对准中.仿真结果表明,在大失准角条件下,用训练好的神经网络进行初始对准是可行的,且基于无轨迹卡尔曼滤波的神经网络算法可提高初始对准精度.     

两种SINS惯性系四元数粗对准算法等价性分析

针对捷联惯导系统惯性系粗对准两种四元数算法的等价性进行了详细分析。首先,根据姿态矩阵的分解原理将初始对准问题转化为多矢量定姿的Wahba问题,并根据重力矢量连续变化的特点建立了积分形式的优化目标函数。然后,根据基于四元数的坐标变换原理,将目标函数变换为关于姿态四元数的函数,进而根据四元数运算性质分别导出最优四元数的两种求解形式,并根据矩阵特征值和特征向量的性质证明了两种算法的等价性。最后,通过仿真和试验数据进一步验证了理论分析的正确性。     

初始姿态精度对SAR成像分辨率的影响

分析了合成孔径雷达SAR运动补偿用惯导初始对准误差对SAR天线相位中心运动参数测量精度以及成像分辨率的影响.通过建立惯性器件误差→惯导初始自对准精度→SAR成像分辨率三者之间的量化映射关系,可以直观地发现,SAR合成孔径起始时刻姿态误差对成像分辨率的影响较之初始位置、速度误差更为严重,并分析指出不同方向的初始姿态误差对SAR成像分辨率的影响并不相同,由此进一步分析了SAR运动补偿系统惯导器件对成像分辨率的影响.经过单个点目标SAR成像(RD算法)仿真验证了该方法的正确性.     

基于观测量扩充的捷联惯导快速初始对准方法

近似静止状态时捷联惯导系统可观测性较差,利用卡尔曼滤波完成初始对准需要较长时间。针对这一问题提出了一种基于观测量扩充的捷联惯导系统快速初始对准方法。在不改变系统状态方程的情况下,将速度误差和地球转速作为系统观测量。并根据观测量的扩展详细地推导了观测方程,进而利用扩展卡尔曼滤波完成捷联惯导系统初始对准。车载试验结果表明,与传统的卡尔曼滤波对准方法相比,新方法在保证初始对准精度的同时缩短了初始对准时间。     

基于多观测量的舰载惯导传递对准精度评估方法

针对传递对准精度评估采用差分GPS作为基准量存在对载体机动特性要求高的问题,以舰载惯导传递对准精度评估为研究对象,引入差分GPS速度、位置和舰载主惯导姿态为参考信息;以捷联惯导系统误差方程为基础,推导了状态方程和量测方程;设计了基于固定点的卡尔曼平滑算法;考虑不同主惯导姿态误差条件情况,与传统的传递对准精度评估方法的评估效果进行了比对仿真分析,给出了分析结论。仿真结果表明,基于多观测量的精度评估方法仅通过舰船的摇摆运动,能实现对舰载惯导姿态误差的有效估计。     

相对姿态匹配传递对准方法

传统的姿态匹配传递对准需要主、子惯性测量单元 (inertial measurement unit, IMU)分别惯导解算,得到两个姿态向量或姿态阵构造观测量。提出利用主、子IMU输出直接解算主、子IMU之间的相对姿态来构造匹配量的一种新的传递对准方法。首先推导了主、子相对姿态矩阵微分方程,并给出求解方法,得到的相对姿态矩阵计算值与初始相对姿态矩阵相乘作为观测信息;然后推导建立了相对姿态的误差方程,由此给出了传递对准状态空间模型;最后讨论建立了仿真验证环境,仿真结果表明,子陀螺精度为1（°）/h时,子IMU对准精度可以达到3′以内,并在10 s内迅速收敛。该方法同时适用于精确确定大角度或小角度的子IMU相对姿态,为关键位置实时高精度姿态基准的建立提供了技术参考。     

静基座速率偏频激光陀螺捷联惯导系统快速高精度初始对准算法

针对惯性器件误差对初始对准精度的影响,提出了基于速率偏频激光陀螺捷联惯导系统的快速高精度初始对准算法。首先,研究了初始对准阶段惯性器件的误差特性;然后,建立了激光陀螺标度因数和加速度计零偏的二次非线性误差模型,并对其进行在线估计和补偿;最后,采用卡尔曼滤波方法对激光陀螺零偏残差进行估计,得到系统初始对准姿态矩阵。实验结果表明,该算法可以有效消除激光陀螺标度因数误差、零偏误差和加速度计零偏误差等因素对初始对准精度的影响,初始对准时间为3 min时水平姿态角对准精度为2″,偏航角对准精度优于30″,精度和快速性均得到显著提高。     

一种四元数更新算法的推导及仿真研究

在捷联惯导系统中，可以四元数表示姿态矩阵，而姿态矩阵的计算是捷联惯导系统的关键问题之一，本文引入四元数三阶泰勒展开递推式作为四元数的更新算法，着重进行了公式的推导。并对某陆地捷联惯导系统的实际测量数据进行了仿真，仿真结果表明该算法的有效性。     

基于四元数的导弹反步控制及全方位算法应用

针对传统四元数适应范围小,分析误差困难问题,基于误差四元数的概念深入研究了姿态误差形式和姿态角和四元数全方位转换问题,提出了姿态角和四元数的全方位转换算法。该算法实现了姿态角和四元数的-1800到1800全空间转换,并且具有抗扰动的能力,同时将四元数与非线性反步(backstepping)方法结合,进行了导弹姿态控制。仿真表明了全角度算法的正确性,以及基于文中的四元数姿态误差方程可有效进行导弹全方位姿态控制。     

重力扰动对惯性导航系统初始对准的影响

随着惯性器件精度的不断提高与高精度导航系统发展的需要,重力扰动成为影响惯性导航系统(inertial navigation system, INS)精度的主要误差源之一。在考虑垂线偏差和重力异常的同时,首先利用解析法推导了重力扰动影响初始对准失准角的误差方程,并将其转化为姿态角误差方程。然后,分析并建立了INS的速度、位置和姿态的误差方程。最后,利用仿真实验验证了重力扰动对INS初始对准的影响。理论分析及仿真实验表明,重力扰动矢量直接影响初始对准姿态角,姿态角误差仅与水平面内的垂线偏差有关,而与重力异常无关。     

基于罗德里格斯参数的惯性系传递对准算法

针对传统的传递对准模型在大失准角下的强非线性问题以及由残余杆臂误差导致的传递对准精度下降问题, 提出了一种改进的惯性系传递对准算法。首先, 对子惯导姿态矩阵进行链式分解, 得到常值姿态矩阵; 然后, 利用罗德里格斯参数等价替代该常值姿态矩阵, 建立关于罗德里格斯参数和残余杆臂误差的具有弱非线性量测的传递对准模型; 最后, 利用非线性滤波对状态进行估计。基于摇摆运动的仿真实验表明, 在存在大安装误差角以及残余杆臂误差情况下, 算法相比于现有方法, 对准速度更快, 对准精度更高, 在5~10 s内即可完成传递对准。车载试验结果也间接说明算法具有更高的传递对准性能。     

惯导系统陀螺漂移的ESO估计算法

为满足舰艇航行的高精度导航要求,提高惯导系统陀螺漂移估计精度,设计了基于扩张状态观测器(extended state observer, ESO)的惯导系统陀螺漂移估计算法。首先引入了惯导系统水平姿态角的ESO估计算法;其次基于惯导系统姿态控制方程,研究并推导了陀螺漂移的ESO估计算法,给出了估计误差的量化分析结论;最后对算法进行了仿真验证。结果表明,基于ESO的陀螺漂移估计方法可在短时间内快速、无超调、高精度地估计出陀螺漂移,当ΔAx=ΔAy=10^-5g时,估计的稳态误差约为10^-4(°)/h,提高了惯导系统后续导航精度。     

捷联惯导算法中螺旋理论的应用

算法定义了推力速度坐标系、重力速度坐标系、位置坐标系,以螺旋理论为数学工具,提出了一种新的捷联惯导算法。算法利用螺旋矢量描述空间中的旋转和平移,推导出对偶四元数表示的导航运动学方程,同时对载体的姿态、速度进行更新。设计的螺旋补偿算法包括了传统的圆锥补偿和划船补偿,有效地减小了刚体转动的不可交换性误差。仿真结果表明:在高动态环境中,采用高精度的惯性传感器时,新算法的性能优于传统算法。     

基于四元数平方根UKF算法的SINS/GPS紧组合导航系统研究

在较大初始姿态误差角下,针对SINS/GPS紧组合导航系统扩展卡尔曼滤波（extenthed Kalman filter, EKF）算法定位精度下降的问题,提出了一种基于四元数的平方根无迹卡尔曼滤波（square root unscented Kalman filter, SRUKF）算法。为解决SRUKF算法中四元数正交规范化的限制,通过构造姿态矩阵代价函数将四元数预测均值问题转化为代价函数最小时的四元数向量求解问题,保证了均值四元数的规范化;利用乘性四元数误差表示四元数预测值与均值之间的距离,求取四元数的预测协方差矩阵,保证了算法的合理性。在此基础上,给出了SINS/GPS紧组合系统四元数平方根无迹卡尔曼滤波算法的具体步骤。在较大初始姿态误差角下的仿真实验结果表明,与EKF算法相比,该算法精度更高,稳定性更强。     

New celestial assisted INS initial alignment method for lunar explorer

In the future lunar exploration programs of China,soft landing,sampling and returning will be realized.For lunar explorers such as Rovers,Landers and Ascenders,the inertial navigation system(INS) will be used to obtain high-precision navigation information.INS propagates position,velocity and attitude by integration of sensed accelerations,so initial alignment is needed before INS can work properly.However,traditional ground-based initial alignment methods cannot work well on the lunar surface because of its low rotation rate(0.55%).For solving this problem, a new autonomous INS initial alignment method assisted by celestial observations is proposed,which uses star observations to help INS estimate its attitude,gyroscopes drifts and accelerometer biases.Simulations show that this new method can not only speed up alignment,but also improve the alignment accuracy.Furthermore, the impact factors such as initial conditions,accuracy of INS sensors,and accuracy of star sensor on alignment accuracy are analyzed in details,which provide guidance for the engineering applications of this method.This method could be a promising and attractive solution for lunar explorer’s initial alignment.     

速度匹配算法在传递对准中的应用分析

理论上，载机机动对提升速度匹配传递对准滤波器的性能是有益的，但机动同时会带来较大的机翼动态挠曲变形角，这一过程对传递对准又是不利的。为了分析机动对速度匹配传递对准过程的影响，首先给出了考虑机翼柔性变形时主子惯导之间的失准角模型,并采用二阶Markov过程来表示机翼动态挠曲变形角。其次，给出了在动态挠曲变形的影响下,杆臂速度与杆臂加速度的表达式。然后，推导出了本文使用速度匹配算法的误差评估方法。最后，结合提出的相关模型,对机动条件下速度匹配算法的性能进行仿真分析。结果表明，在机翼动态挠曲变形角标准差达到20′时，滤波器出现明显的发散现象，因此速度匹配算法在应用时，应充分考虑机动带来的动态挠曲变形角所产生的影响，合理选择机动大小或武器挂点。