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。     

基于神经网络的高超声速飞行器惯导系统精度提高方法

针对目前惯性系统误差补偿模型对静态误差和动态误差处理能力不足的问题,为适应高超声速飞行器长航时、高精度的惯性导航要求,基于神经网络提出一种加速度计拟合模型。在高超声速飞行器飞行前期有准确的卫星导航信息时,收集导航信息和加速度计脉冲信息,利用神经网络强大的非线性拟合能力,在飞行过程中进行在线训练,得到精确的惯性系统模型。仿真结果表明,在存在逐次通电误差和不考虑二次项误差系数的误差补偿模型方法位置导航偏差在数公里和数百米量级的情况下,相同时间内所提方法的位置导航偏差仅为数十米量级,有效提高了高超声速飞行器的导航精度。     

挠性捷联惯组的多位置对准技术

弹用惯组的误差是影响系统落点导航精度的关键因素。针对如何利用已知的航向信息最大程度地提高弹用挠性陀螺的实际使用精度的问题,将多位置对准技术应用于惯组误差的在线标定,利用行列式法对陀螺静态漂移误差进行了可观性分析,给出常用两位置对准的理论分析及最优三位置的限定方程。仿真结果表明,最优三位置对准可以有效分离常值漂移和与比力一次项有关的漂移,实现挠性陀螺静态漂移误差状态变量全部可观测,最大程度地降低其对系统误差的影响。     

基于两级扩展Kalman滤波的海上多平台误差配准算法

为了建立统一态势图,利用平台的低精度导航信息和相互测量的位置信息来进行海上多平台传感器数据位置对准,避免了对高精度导航设备的依赖以及将地表近似为平面所带来的误差。分析数据位置对准过程中的主要误差来源,给出对准的坐标变换模型,分别构建关于导航系统误差和传感器系统误差的测量方程和状态方程,设计两级扩展Kalman滤波配准算法对两种系统误差进行在线估计和补偿,完成海上多平台的误差配准,为后续数据关联和融合提供更高精度的传感器数据。仿真实验结果验证了算法的正确性和有效性。     

旋转惯导系统误差自补偿原理分析及试验验证

为分析旋转惯导系统误差自补偿原理,分别推导陀螺漂移的随机常值分量、时间相关分量以及随机游走分量在捷联惯导系统和旋转惯导系统中造成的角度误差及其统计特性,并进行对比。结果表明,旋转可将陀螺漂移中的常值分量完全调制并能抑制时间相关分量的影响,但对随机游走分量造成的误差无调制效果。采用0.1(°)/h漂移率的陀螺和0.2 mg偏置的加速度计研制旋转惯导系统样机并进行导航试验,试验结果表明,该系统可以达到0.2 n mile/h导航精度。     

组网冗余MEMS惯性传感器网络优化配置与融合处理方法

针对单个惯性传感器精度与可靠性问题,提出了一种组网冗余微机电系统(micro-electro-mechanical system, MEMS)惯性传感网络优化配置与融合处理方法。首先,研究了多惯性传感器节点的空间配置形式,给出了网络观测模型。利用节点之间的最优化冗余配置策略,提升系统测量可靠性。在此基础上,进一步考虑MEMS陀螺仪和加速度计的安装误差对输出结果的影响,提出了相应的误差模型及校正算法。以随机游走为主要误差源,设计了新型的卡尔曼滤波方法,实现了冗余配置下的高精度导航信息解算。最后,采用自主构建的实验系统进行试验,证明所提出的融合方法能够有效降低陀螺仪和加速度计的随机游走误差。车载试验进一步证明了所提出的方法及系统的有效性。     

组网冗余MEMS惯性传感器网络优化配置与融合处理方法

针对单个惯性传感器精度与可靠性问题,提出了一种组网冗余微机电系统(micro-electro-mechanical system, MEMS)惯性传感网络优化配置与融合处理方法。首先,研究了多惯性传感器节点的空间配置形式,给出了网络观测模型。利用节点之间的最优化冗余配置策略,提升系统测量可靠性。在此基础上,进一步考虑MEMS陀螺仪和加速度计的安装误差对输出结果的影响,提出了相应的误差模型及校正算法。以随机游走为主要误差源,设计了新型的卡尔曼滤波方法,实现了冗余配置下的高精度导航信息解算。最后,采用自主构建的实验系统进行试验,证明所提出的融合方法能够有效降低陀螺仪和加速度计的随机游走误差。车载试验进一步证明了所提出的方法及系统的有效性。     

捷联惯导连续旋转方位轴式初始对准研究

针对捷联惯导系统初始对准时可观测性差的缺点,提出了一种提高系统状态变量可观测度的新方法。该方法通过连续旋转方位轴来等效地变换捷联惯导系统误差模型中的系统矩阵,从而提高了初始对准过程中的可观测度,满足了初始对准过程中对精度和速度的要求。分析了连续旋转方位轴式对准时系统的可观测性,并对不同方式下的捷联惯导初始对准过程中系统状态的可观测度进行了对比研究,指出采用连续旋转方式时系统状态的可观测度最高。仿真验证结果表明,连续旋转方位轴式初始对准对姿态误差角的估计精度较二、三位置方法提高了一倍。     

长航时导弹混合式惯导系统结构方案设计及优选

混合式惯导系统集平台式、捷联式惯导系统各自的优点于一体,打破了传统惯导的设计和使用思想,在长航时、大机动条件下的导航精度优势明显,为导弹武器射前快速自对准、中段误差修正、末段高精度导航提供了技术实现的可行性.混合式惯导系统可有多种结构方式,要实现混合式惯导系统在长航时导弹上的应用,首先就要解决其旋转结构的选型问题.本文从混合式惯导的基本概念和原理出发,对其上弹应用的多种旋转结构进行了方案设计;以其适用的自标定、自对准、旋转调制策略等为基础,开展了导弹武器发射前和飞行过程中高精度导航、误差修正等对惯导结构的需求论证,最终优选确定了能适应导弹武器使用剖面的最佳结构方案,且通过仿真验证了混合式惯导的优势所在.     

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。     

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。     

ICDKF在SINS大方位失准角初始对准中的应用

针对大方位失准角捷联惯性导航系统误差模型非线性的特点,利用基于迭代测量更新的中心差分卡尔曼滤波(iterated central difference Kalman filter, ICDKF)方法进行初始对准。与传统的非线性扩展卡尔曼滤波相比,ICDKF不仅能够提高滤波精度,而且不需要模型的具体解析形式,避免了复杂的雅可比矩阵的推导;同时ICDKF通过迭代测量更新,提高了目前存在的中心差分卡尔曼滤波的估计精度。仿真结果进一步表明ICDKF算法的可行性与优越性,能够满足初始对准的要求。     

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。     

基于分层SLAM的空地多智能体协同导航

针对单一智能体在导航过程中存在全球导航卫星系统（global navigation satellite system,GNSS）易受遮挡或干扰,惯性导航存在误差累积的问题,提出基于视觉的分层即时定位与地图构建（simultaneous localization and mapping,SLAM）空地多智能体协同算法。通过建立系统模型,采用基于扩展卡尔曼滤波融合欧氏点、逆深度点、锚定同质点3种不同特征点的分层SLAM算法,实现了对导航系统的辅助和增强。针对空地协同场景设计并开展了仿真实验。结果表明,空地多智能体协同算法可以将位置误差降低40%;而在使用锚定同质点以后,误识别率由49%降低至4%。实验验证该算法具有良好的定位精度、实用性和有效性。     

基于单轴转动的捷联系统粗对准技术研究

阐述了基于单轴旋转的捷联惯导系统误差抑制原理。针对旋转捷联惯导系统的粗对准问题,对比分析了解析法和惯性系粗对准法的本质区别与适用范围,利用惯性系对准过程是动态过程这一性质,提出在旋转捷联惯导系统中引入惯性系粗对准法,并进行理论推导与分析。〖JP2〗在三轴摇摆运动形式下,对单轴旋转捷联惯导系统的粗对准过程进行仿真分析,并与不旋转时的粗对准结果相对比。结果表明,惯性系粗对准过程中,惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)的转动调制了惯性器件常值偏差,有效地提高了旋转捷联系统的粗对准精度     

重力扰动对高精度激光陀螺惯导系统ZUPT的影响分析与补偿

高精度激光陀螺惯导系统广泛应用于车载自主定位定向当中。当不存在外部测速设备的条件下,一般采用零速修正（zero velocity update,ZUPT）对导航误差的发散过程进行约束。常规ZUPT导航算法中重力矢量采用正常重力模型计算获得,忽略了重力扰动对导航精度的影响。考虑到车载自主导航系统对定位精度的要求,本文从重力扰动对惯性导航误差的影响机理分析入手,指出重力扰动是影响高精度ZUPT导航精度的最主要误差源之一。设计提出了两种适用于车载应用的重力扰动实时补偿方案,并在重力扰动变化剧烈的山区地带进行了长距离车载试验。试验结果表明,对于同一组跑车数据,导航时间2 h ZUPT间隔10 min,激光陀螺惯导系统的水平定位精度由补偿前的8.93 m提高到了补偿后的3.75 m,高程定位精度由补偿前的1.63 m提高到了补偿后的0.80 m。重力扰动补偿方法具有重要的工程应用价值。     

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。