优化的抗线晃动惯性系粗对准算法

线晃动初速度会对惯性系粗对准精度产生可观的影响。误差分析表明,在纬度45°处,2 min的粗对准时间内,0.1 m/s的北向晃动初始线速度将产生3.15°的方位误差角。针对这一问题,通过多项式最小二乘拟合算法估计出了线晃动初速度,实现了对包含线晃动初速度在内的线晃动干扰的抑制。将所提的优化惯性系粗对准算法和其他相关惯性系粗对准算法通过车载实验进行比较。实验表明,所提优化算法稳定性好,方位误差小于0.05°,达到相对最佳对准效果。     

基于信息复用和算法融合的初始对准方法

对惯性系多矢量定姿法的误差特性进行了理论分析, 同时分析了最优估计初始对准的可观测性和对准误差, 得出静基座下两种方法的对准精度相当的结论, 通过试验验证了该结论, 并发现当对准时间较短时, 多矢量定姿法存在较大波动, 因此将对准阶段的所有数据均用于多矢量定姿, 提高算法稳定性, 并将最优估计对准扩展到整个对准阶段, 从而提高了对准精度。结合两种算法极限精度相同但抗干扰能力不同的特点, 设计了算法融合的车载对准方案。车载试验表明, 新方案有效提高了干扰条件下的初始对准精度和鲁棒性, 可将方位角标准差由传统方案的1.48′减小到0.72′。     

捷联惯导行进间对准位置更新与误差分析

针对车载捷联惯导行进间初始对准抗干扰能力差、自主测速设备难以获取位置信息的问题，提出一种基于位置更新的行进间惯性系对准算法，并分析位置误差影响。利用惯性凝固思想建立了行进间惯性系双矢量和多矢量对准模型，提出了一种行进间对准位置更新算法，即由自主测速设备获得的载体速度可解算出量测矢量，进而通过姿态变换和积分迭代可以得到地理位置信息，同时分析位置误差对惯性系对准的影响。通过实验验证，相比于惯性系双矢量对准，多矢量对准方法更加充分利用了量测矢量信息，抗干扰能力强；位置误差将引入行进间对准误差，采用位置更新算法能够得到更高的行进间对准精度，还可在初始对准结束时刻为后续导航提供位置信息。     

间接解析自对准算法误差分析

针对基于重力加速度矢量积分的间接解析对准算法,详细分析了惯性器件误差和线运动干扰对其对准精度的影响,推导了各项误差和对准失准角之间的解析表达式。分析结果表明,间接解析对准算法将传统解析对准算法中对角干扰的敏感转化为对线干扰的敏感,可有效实现晃动基座条件下的初始对准,并可从初始姿态估值变化率中估计出陀螺漂移。在上述分析基础上,通过比较角干扰和线干扰对方位对准精度的不同影响,设计了不同干扰下传统解析对准和间接解析对准的选择准则。最后通过3组仿真实验验证了上述结论的合理性。     

里程计辅助的车载SINS行进间对准方法

针对全球定位系统(global positioning system, GPS)信号易缺失且在战时难以保证可靠性的实际情况，为实现车载武器系统快速发射和自主对准的要求，提出了一种里程计辅助的车载捷联惯性导航系统(strapdown inertial navigation system, SINS)行进间对准算法。该算法推导了一种载体坐标系下的系统量测方程，相比现有的导航坐标系下的量测方程，具有更好的性能；同时，为保证对准算法的鲁棒性，设计了一种里程计两级故障检测隔离方案，可有效对里程计故障信息进行检测，并自适应地给出相应的应对策略，实现容错对准。算法的可行性和有效性通过数值仿真和跑车实验进行了验证。验证结果表明，新算法可以很好地隔离故障量测信息，在陀螺零偏稳定性为0.005°/h时，600 s的姿态对准精度优于0.01°,方位对准精度优于0.05°,可以满足系统行进间对准的要求。     

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。     

对偶四元数导航算法的改进及仿真研究

针对对偶四元数导航算法计算量大,且没有对应的初始对准算法,研究了算法化简和初始对准问题。考虑速度和位置的求取运算复杂,通过研究对偶四元数代数,获取速度和位置矢量的简化算法。仿真表明,简化算法与原始算法具有相同的导航精度,而计算量显著下降。通过对偶四元数导航所需初始条件的研究分析,提出了对偶四元数导航基于传统捷联对准算法的初始对准方案。仿真显示,对准完成后导航解算300 s位置误差仅为1.5 m,证明此对准方案是可行的。简化算法的推导过程,揭示了对偶四元数导航物理本质,可为相关领域研究提供理论参考。     

#br# 基于降维CKF和平滑的SINS/OD动基座对准

为了提高捷联惯导(strapdown inertial navigation system, SINS)/里程计(odometer, OD)动基座对准精度,使对准过程中具备一定精度的位置导航能力,提出了一种动基座非线性对准方法。首先对非线性系统进行简化并应用降维容积卡尔曼滤波(reduced dimension cubature Kalman filter,RD-CKF)进行非线性对准,保证非线性对准过程中能够进行位置导航,对准结束时保证失准角为小角度。然后非线性R-T-S平滑至初始时刻进行校正,利用卡尔曼滤波再次对准,获得对准结束时刻高精度的姿态和位置导航。进行了实车实验,实验结果表明了方案的有效性。     

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。     

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。     

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。     

5阶CKF在捷联惯导非线性对准中的应用研究

为了提高动基座下车载捷联惯导系统(strapdown inertial navigation system, SINS)的初始对准精度和缩短对准时间,在不进行粗对准的前提下,利用5阶容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)完成非线性对准。针对3阶CKF滤波精度不高、5阶高斯厄密特滤波器计算量过大的问题,基于多项式逼近的思想详细推导了5阶球面径向容积规则,继而提出了5阶CKF并分析了该算法的滤波精度、采样量和数值稳定性,利用奇异值分解代替Cholesky分解来增强滤波稳定性。实验结果表明,该方法能够有效完成大失准角下的非线性对准,精度高于3阶CKF。     

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。     

基于里程计辅助的SINS动基座初始对准方法

为了满足车载武器的捷联惯导系统（strapdown inertial navigation system,SINS）动基座初始对准中对辅助信息自主性的要求,提出了基于里程计辅助的SINS动基座初始对准;针对车载SINS在行驶过程中,地面的不平坦、阵风以及人为操作等因素引起的载体姿态变化,文中利用姿态更新来实时记录载体在各种因素干扰下的姿态变化,结合初始姿态的最优估计值得到载体导航前的姿态,真正地实现了导航前一刻的初始对准。仿真结果表明,基于里程计辅助的SINS动基座初始对准方法对准精度高,收敛速度快,能够实现车载武器系统的动基座对准要求。     

基于可观测度分析的传递对准精度评估方法

针对传统舰载领域传递对准精度评估性能受限于舰船有限的机动能力问题,提出了通过引入天文航向信息以及减速机动的舰载武器惯导系统传递对准精度评估方法。通过精度评估系统的可观测性分析,给出了引入角运动观测量以及载体机动这两种方法各自与精度评估性能之间的关系,并分别提出引〖JP3〗入天文方位信息和舰船减速强机动的精度评估方法,利用固定点平滑算法进行仿真分析。仿真结果表明,引入天文航向信息的精度评估方法具有良好的姿态失准角评估性能,平滑误差小于10%,且所设计的减速强机动可以进一步提升方位失准角的平滑精度。     

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.