长航时惯导系统的随机游走误差传播规律及抑制方法

角度随机游走（angle random walk, ARW）误差已成为制约长航时惯性导航系统精度的主要因素。为了减弱ARW对系统精度的影响,针对初始对准和长航时导航两个方面研究误差传播规律及抑制方法。仿真结果表明:ARW直接影响方位对准精度,在长航时的导航中,游走系数N所产生的速度振荡幅值与60N的常值漂移大致相当,姿态振荡误差中的24 h周期因素更为关键,ARW产生的经度误差发散项均方差随时间的平方根增长|系统可采用卡尔曼滤波削弱ARW所造成的对准误差,通过水平阻尼方法可以消除由ARW引起的位置误差中的振荡项。     

基于延时对准船用捷联惯导舒勒振荡抑制方法

针对捷联惯性导航系统精度受振荡误差影响的问题,提出了一种舒勒振荡误差抑制方法。基于捷联惯导系统可并行执行多套导航算法的特点,通过延长初始对准时间,使得导航算法2相对于导航算法1延迟半个舒勒振荡误差周期执行。延时对准使得算法2中舒勒振荡误差相位与算法1相差一个圆周率。取算法1和算法2相应导航输出结果的均值补偿舒勒振荡误差,达到了提高捷联惯导系统精度的目的。经过仿真和实验验证,该方法对船用捷联惯性导航系统的舒勒振荡误差具有良好的抑制效果。     

陀螺振荡误差对方位对准的影响

通过对实验数据的研究发现,光纤陀螺仪测量的角速率中存在一部分低频振荡误差,此种误差会影响惯性导航系统初始对准的稳定性。为了抑制陀螺振荡误差所产生的影响,从频域角度对罗经法对准系统的频率特性进行了研究,分析了不同频率的陀螺振荡性误差对方位对准的影响形式。最终提出了抑制陀螺低频振荡误差的罗经法对准参数设计方案。经过理论分析以及半实物仿真,结果表明,按此种方法设计出的系统能够有效地抑制陀螺振荡性误差对方位对准所产生的影响。     

基于无轨迹卡尔曼滤波的大失准角INS初始对准

讨论了大失准角情况下，惯性导航系统（INS）初始对准的非线性误差模型，分析了无轨迹卡尔曼滤波原理，提出将无轨迹卡尔曼滤波（UKF）技术应用于惯性导航系统初始对准ψ角估计中，进行了静基座状态下的初始对准仿真。仿真结果表明，在方位误差角为大角度，水平误差角为小量的情形下，无轨迹卡尔曼滤波比扩展卡尔曼滤波（EKF）对准时间更快，估计精度更高。当ψ角三个分量均为小量时，无轨迹卡尔曼滤波也具有很好的性能。     

车载多传感器组合导航系统设计与实现

针对捷联惯性导航系统(SINS)和全球卫星定位系统(GPS)构成的车栽组合导航系统在GPS无效时精度迅速下降的问题,设计了车裁SINS/里程计/GPS定位定向仪组合导航系统,使用信息滤波进行SINS误差估计并对SINS作反馈校正.当GPS不可用时,利用里程计辅助SINS.使用基于PC/104的硬件结构和模块化的软件结构,对系统进行了软、硬件的实现.实验结果证明,在GPS无效时间段内,该系统可以抑制SINS误差发散,并把误差限制在较小水平,是一种实用的车栽组合导航系统.     

船用平台式INS光学标校初始对准方法研究

为了解决航海型平台式惯性导航系统（INS）非自主式初始对准问题，建立了不同观测量条件下统一的INS初始对准方程。通过系统可观测性分析，得出增加外部姿态角的观测信息将有效提高INS平台失准角和惯性元件误差的估计能力的结论。设计出一种独特的可测量低动态载体两维姿态的高精度光学测量系统（OCS）用以提高航海型平台式INS初始对准精度。建立OCS／GPS／计程仪（LOG）／INS初始对准卡尔曼滤波器，并进行了基于部分试验数据的数字仿真，与传统的基于位置和速度的GPS／LOG／INS初始对准方法相比，基于OCS的系统不仅缩短了对准时间，还有效改善了系统惯性元件的误差估计精度。     

车载GNSS失锁下基于BPNN的微陀螺误差估计及定位方法研究

针对在全球导航卫星系统(global navigation satellite system, GNSS)失锁阶段将微陀螺惯性系统作为备用定位系统时,由于微陀螺误差引起的定位误差发散问题,提出了基于后向传播神经网络(back propagation neural network, BPNN)的微陀螺误差估计及定位算法。在GNSS有效阶段为车辆提供定位信息,同时对微陀螺误差进行估计,并利用后向传播神经网络BPNN建立微陀螺误差预测模型,为GNSS失锁阶段车辆定位做准备;在GNSS失锁阶段,利用已建立好的微陀螺误差预测模型估计微陀螺误差,对微陀螺输出信息进行补偿,以抑制由陀螺误差引起的定位误差。最后利用仿真与试验验证了此方法的正确性与有效性。     

水下平台惯导惯性器件误差高精度估计算法

为满足高精度导航及隐蔽性要求,基于方位旋转技术,给出了针对水下平台惯导系统惯性器件(inertial measurement unit, IMU)误差无阻尼估计算法。首先分析了状态转换对固定指北式平台惯导系统的影响;其次利用Laplace变换,求解了方位旋转式平台惯导系统误差;然后基于舒拉振荡和平台旋转周期,利用间断获得的外测信息建立系统短时速度、位置误差模型并作不确定度评估;最后采用Kalman滤波对惯性器件误差作了事后估计。仿真结果表明,建立的速度、位置误差模型可信度高,算法可准确估计出东、北向陀螺常值漂移以及加速度计零位偏置,有效抑制导航误差发散,提高导航精度。     

单轴旋转SINS方位陀螺漂移精确估计方法

为了减小方位陀螺漂移对单轴旋转捷联惯性导航系统(strapdown inertial navigation system, SINS)长时间定位精度影响,提出了一种方位陀螺漂移在线估计方法。对SINS误差参数进行分析,指出东向陀螺漂移和方位失准角精度决定方位陀螺漂移估计值精度。利用优化后的卡尔曼(Kalman)滤波器在线估计SINS失准角并进行补偿,在此基础上进一步使用Kalman滤波器估计惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)误差。进行了转台三轴摇摆和车载行进间验证实验,车载行进间验证实验中,IMU误差估计完成后转入到纯惯性导航,其12 h的定位误差为2.12n mile,系统定位精度满足中等精度单轴旋转SINS长时间导航需求。     

基于插值非线性滤波的SINS静基座初始对准

讨论了捷联惯性导航系统（SINS）静基座初始对准的非线性和线性误差模型,提出一种基于插值非线性滤波的SINS静基座初始对准方法.分析了插值非线性滤波原理,给出了系统加性噪声情况下的二阶插值非线性滤波递推算法.进行了静基座状态下基于KF、EKF和插值非线性滤波的初始对准仿真.仿真结果表明,在大方位失准角的情况下,基于插值非线性滤波的对准方法具有更高的估计精度,且无需计算Jacobian矩阵,相对于EKF计算量更小,实现更为简单.     

飞行器动力学信息辅助MEMS惯导系统

使用微机械电子(micro electro mechanical systems, MEMS)惯导系统(inertial navigation system,INS)的飞行器由于其MEMS惯性器件测量精度低,致使导航误差快速发散。针对该问题,提出了一种利用飞行器动力学(aircraft dynamics, AD)信息辅助MEMS惯导解算的方法。〖JP2〗它基于AD建立的飞行器运动模型和运动误差模型,利用实时解算的飞行器运动状态构建卡尔曼滤波器对MEMS惯导误差进行估计和修正。在此基础上,进一步考虑了INS/全球定位系统(global positioning system,GPS)组合导航时该方法的改进算法,提出了一种利用GPS定位信息和预测滤波器对飞行器动力学模型误差估计的方法。最后的半实物仿真实验结果表明,飞行器动力学信息辅助滤波器可以有效地减小系统误差,提高 MEMS惯导系统输出精度。     

伪惯导建模的极区双速度模式惯性系对准算法

针对极区V^b辅助的捷联惯性导航系统(strapdown inertial navigation system, SINS) 行进间惯性系对准, 提出了基于伪惯导建模的双速度模式惯性系对准算法, 消除由惯导建模引起的极区导航误差放大以及传统惯性系对准过程存在的模型误差问题, 提高极区对准性能。最后通过低纬度车载半实物仿真试验以及极区对准仿真试验对其进行验证。在75°和85°初始纬度, 50次航向对准结果的平均绝对误差和标准差分别为0.507 2°、2.527 3°和0.605 2°、2.875°。试验结果表明, 所提算法是可行且合理的, 可以解决极区SINS行进间惯性系对准中惯导建模以及对准模型所存在的问题, 提高极区对准的性能。     

视觉辅助飞航导弹INS定位误差快速修正方法

针对飞航导弹惯导系统（inertial navigation system, INS）单独使用时存在定位误差发散的问题,在忽略INS速度估计误差的基础上,从便于工程实现的角度,提出了一种基于对航路上单个已知点地标连续、被动观测的INS定位误差快速修正方法。该方法在不改变导弹巡航路径的前提下,利用迭代求解与平均去噪相结合的思想,仅需1 s的观测数据,就能实现INS定位误差的快速修正。仿真结果表明：该方法是一种有偏估计方法,但在INS速度误差不大于6.5 m/s的情况下,仍可将INS定位误差修正到14m之内。     

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。     

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。     

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。     

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.     

基于测量矢量匹配的传递对准方法研究

给出了一种基于主、子惯导系统测量矢量匹配的传递对准方法。根据主、子惯导系统惯组感测的角增量和速度增量信息,用四元数迭代算法直接估计主、子惯导之间的安装误差四元数,从而实现子惯导系统的快速初始对准。仿真结果表明,在适当的姿态机动条件下算法收敛速度很快,且最终对准精度较高,能满足弹载惯导的对准要求。另外,算法在初始姿态误差达到30°时仍能收敛,可在需要高精度对准的情况下为进一步的基于最优滤波的精对准提供良好的小角度线性化条件。