旋转捷联惯导系统的轨迹仿真算法

结合旋转捷联惯导的系统编排和载体运动模型,推导理相情况下旋转捷联惯导系统中惯性器件在任意角运动和线运动条件下的输出;在考虑了惯性器件的常值误差,随机误差,刻度系数误差,IMU安装误差以及旋转轴的安装误差对惯性器件输出的影响后,设计了系统的轨迹仿真算法.在相同运动条件和误差条件下,分别仿真了一般捷联惯导系统和旋转捷联惯导系统的惯性器件输出,并利用该输出进行了导航解算.结果表明:无误差条件下导航解算航线与预设的理想航线重合,该轨迹仿真算法准确合理;在给定的误差条件下,旋转捷联惯导系统精度提高一倍.算法可为旋转捷联惯导系统的误差分析、导航解算以及初始对准等技术研究提供惯性器件输出仿真.     

速度约束辅助车载捷联惯导系统零速校正算法

捷联惯导系统(strapdown inertial navigation system, SINS)动态误差源众多,常规零速校正(zero-velocity update, ZUPT)方法难以取得理想效果。利用车辆正常行驶过程中横向和法向速度为零的约束条件,在考虑惯导系统与载车安装偏差角的基础上,推导了速度约束辅助的ZUPT算法模型。利用光纤SINS进行了2h的车载导航试验,间隔10min停车,零速校正得到的水平和高程定位精度均优于10 m。所提算法可以正确估计安装偏差角、惯性器件误差和初始方位误差,工程实用性强。     

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。     

基于IMU体对角线旋转的双轴旋转方案

旋转调制技术可以有效降低惯导系统的导航误差，但目前常规旋转惯导系统的机械结构无法更进一步提升误差调制效果。基于惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)体对角线安装结构，提出了一种改进的双轴旋转方案。方案选取IMU 3个正交惯性器件的体对角线为水平旋转轴，与该轴正交的旋转轴为垂向旋转轴。通过改变水平和垂向旋转轴的旋转速度、方向和次序实现双轴旋转。由于旋转轴与惯性器件均不同向，在旋转的任意时刻，3个方向的惯性器件误差均得到了调制。首先，建立了基于体对角线旋转方案的数学模型，在此基础上推导了坐标变换关系与误差方程，得到了误差传播特性，验证了改进方案的优势。最后，进行了系统综合误差的仿真校验。在相同误差条件下，系统位置误差由传统方案的0.418 9海里/120小时减小到0.120 7海里/120小时，验证了改进方案抑制误差的有效性。     

提升小波在SINS信号去噪及初始对准中的应用

针对惯性仪表测量信号中包含大量随机噪声的问题和经典小波的缺点,研究了提升小波算法在信号去噪和初始对准中的应用.研究了基于提升方式下的小波算法,并将其应用到惯性器件测量信号噪声消除中;建立了捷联惯导系统粗对准方案和在大方位失准角条件下的非线性精对准模型;将基于提升小波的噪声消除算法应用于捷联惯导系统初始时准中.实验结果表明,提升小波算法有效去除了惯性器件测量信号中的噪声;基于该算法,可提高初始对准速度和精度.     

旋转捷联惯导系统精对准技术

针对惯性器件常值偏差对捷联惯导系统导航精度的影响,提出了一种单轴旋转调制方案并建立该系统误差方程,将系统中陀螺常值漂移和加速度计零位误差调制成周期变化的量。通过改变惯导系统误差模型中的捷联矩阵来改善系统的可观测性。利用谱条件数法计算出惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)在静止和旋转状态下捷联系统的可观测度,采用卡尔曼滤波方法实现了旋转捷联系统的精对准。仿真结果表明,IMU旋转状态下的对准方法消除了陀螺常值漂移和加速度计零偏对系统对准精度的影响,大大提高了对准精度。     

旋转调制捷联惯导惯性测量组件零偏的估计方法

针对旋转调制型捷联惯导系统,通过研究惯性器件误差、失准角与惯性测量组件(inertial measurement unit, IMU)角位置三者之间关系,提出了一种三位置对准估计加速度计水平零偏和陀螺水平常值漂移的方法。为了实现惯性器件偏差的最优估计,分析了IMU最优位置问题。得出IMU最优位置是在初始位置的基础上,绕旋转轴依次转动90°的结论。数字仿真验证了理论分析的正确性。     

方位旋转式平台惯导系统的误差分析与仿真

采用惯性平台相对惯性空间以固定角速度绕方位轴旋转的系统方法,构成方位旋转式平台惯导系统(ARGINS),通过调制惯性测量元件沿平台水平方向的输出误差,提高平台式惯导的精度.给出了ARGINS无阻尼情况下的系统误差方程,分析了静基座下的系统误差,并采用Monte-Carlo方法研究了动基座下的系统误差特性.结果表明,相对固定指北式平台惯导,由于水平方向上的惯性测量元件误差引起的随时间发散误差量被调制为常值误差,而常值误差量则被调制为可通过阻尼消除的振荡性误差,达到了抑制惯性测量元件误差的效果.     

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。     

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。     

调制型捷联惯导系统可观测性分析及在线标定技术研究

针对调制型捷联惯导系统（modulated strapdown inertial navigation system, MSINS）,提出了惯性组件（inertial navigation unit, IMU）的在线标定路径设计原则。首先根据IMU输出误差模型建立了系统误差模型,而后利用该模型,分析了载体无加速运动且转台静止情况下的可观测性,分析结果表明该状态下有一半状态量不可观测;针对该现象,对系统模型进行了能观测性分解,通过分解结果观察无法估计的状态量,并且得到了分解后系统的可观测性矩阵,在此基础上,推导了满足该矩阵满秩的IMU运动原则,由此归纳出IMU在线标定路径设计原则;最后,利用仿真试验验证了该方法的正确性,半实物仿真试验验证了该方法的工程适用性。     

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。     

基于平滑算法的惯导系统误差校正技术

惯性导航系统受初始误差的影响会产生周期性振荡以及发散误差。针对这一问题,提出了基于自适应衰减卡尔曼滤波及固定点平滑的估计算法,对系统初始误差进行估计,估计结果代入系统误差模型推导误差发散情况,以此对系统输出进行补偿。仿真结果表明,该算法可以有效抑制惯性导航系统输出误差的振荡及发散。     

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。     

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.     

中低纬度下惯导极区性能模拟测试方法

针对惯性导航系统极区性能试验难以实地开展的问题, 研究了一种模拟测试的方法, 并基于横向坐标系编排给出了以组合导航系统作为测量基准的惯导模拟测试方案。首先分析了模拟测试技术研究的必要性, 然后根据轨迹形变最小原则详细推导了基于横向坐标系编排的极区模拟测试转换公式, 之后针对测试中采用不同基准的情况, 提出了相应的惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)转换算法, 并提出以惯性导航系统/全球导航卫星系统(inertial navigation system/global navigation satellite system, INS/GNSS)为参照基准的一种具体测试方案, 最终完成了仿真实验, 验证了模拟测试理论的正确性。结果表明, 在基准误差不计的情形下，试验导航参数误差与惯导实地横向编排解算误差相当。初步验证了所提方法替代极区实地试验进行精度性能评估的可行性, 为后续极区模拟测试评估研究奠了定理论基础。     

光学陀螺旋转式惯导系统的安装误差效应分析

在光学陀螺惯导系统中,利用系统旋转自动补偿可以有效地减小惯性元件漂移对系统导航精度的影响,从而实现高精度、低成本的惯性导航要求。首先从光学陀螺旋转式惯导系统的误差传播方程出发,推导了系统中由于光学陀螺安装误差引起的数学平台角度误差表达式。以此为基础,分析了旋转式系统中的安装误差引起的误差效应及自动补偿安装误差所应满足的条件,为系统设计和精度分析提供了理论参考。     

基于惯性传感器网络的分布式导航方法

通常的惯性导航冗余配置及其信息融合技术,是基于相同的系统状态模型,不适合分布式惯性传感器网络的应用。针对该问题,给出了一种基于惯性传感器网络的分布式导航方法,将多个惯性测量单元配置在载体不同部位,不仅能提供冗余的导航信息,还能提供局部运动测量。在惯性网络结构分析基础上,建立了惯性网络动态测量模型,采用最大似然估计和信息滤波法,设计了分布式惯性测量融合与导航状态融合的分阶段信息融合算法,通过仿真进行了验证。结果表明,所提方法充分利用了其他节点的惯性传感器信息和同类导航状态信息,可以提高整个惯性传感器网络的估计性能和故障容错能力,在提高低性能节点导航精度的同时实现对高性能节点的自动对准。     

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。