捷联惯导系统的静基座快速初始对准方法

建立了捷联惯导系统的误差模型，并对系统模型进行了可观测性分析；然后基于ＳＩＮＳ误差模型的特点，通过对所采用卡尔曼滤波器仿真结果的分析，提出了一种快速估计方位失准确φＤ的方法，从而大大缩短了初始对准时间，提高了对准速度；最后，计算机仿真结果表明了该方法的有效性。     

采用小波神经网络的捷联惯导系统静基座快速初始对准

利用多输入多输出小波神经网络具有结构简单、计算量少的优点，将其应用于静基座捷联惯导系统的初始对准，并利用北向、东向失准角快速估计地向陀螺的失准角，得到小波神经网络的训练样本，对小波神经网络采用随机梯度法进行训练，仿真结果表明该方法收敛速度快，能满足惯导系统实时性的要求。     

对偶四元数捷联惯性导航系统初始对准方法

采用对偶四元数将捷联惯性导航系统坐标系间的转动和平移统一考虑,以降低初始对准的模型复杂度和计算复杂性.给出了对偶四元数捷联惯性导航系统初始对准过程的粗对准模型,在此基础上,分别获得了基于加性和乘性对偶四元数误差的精对准模型.以航向角估计为例进行仿真分析,结果表明,采用该方法的收敛速度比传统方法加快了约40%,对准精度提高约0.01°.     

捷联惯导一种优化的惯性系粗对准方法

：捷联惯导初始对准在载体基座晃动比较强烈的情况下,陀螺仪与加速度计在的输出数据无法直接用来计算姿态矩阵,研究了一种优化后的惯性坐标系粗对准算法。算法应用惯性凝固方法通过利用重力加速度信息,将捷联惯导姿态转换矩阵分解为4个矩阵来求取,通过对所求出的姿态信息阵进行优化,有效抑制了加速度计的测量噪声,使捷联转换矩阵的求取准确度更高。理论分析和仿真表明,该方法能很好的解决捷联惯导在晃动下的粗对准问题。     

里程计组合的捷联惯导系统运动基座对准研究

研究利用里程计(DTU)辅助实现惯性导航系统(SINS)运动基座下初始对准.利用分段线性定常系统分析方法,提取了不同运动基座情况下SINS/DTU组合系统的可观测性矩阵;通过计算可观测性矩阵奇异值的大小,定量分析了SINS/DTU组合系统的可观测度;比较了SINS/DTU组合系统和SINS/GPS组合系统的对准机理;并进行了系统仿真.结果表明,这种基于SINS/DTU组合的方法能够实现SINS系统的自主式初始对准;但与SINS/GPS组合系统相比,系统的可观测度稍弱,所需对准时间稍长.     

基于观测量扩展的捷联惯导动基座快速初始对准

动基座条件下捷联惯导系统由于动态环境的影响,即使采用辅助信息下的组合初始对准也需要较长时间。针对这一问题提出了一种基于观测量扩展的捷联惯导动基座快速初始对准方法。在不改变系统状态方程的情况下,利用车体坐标系横向和垂直方向上速度为零这一约束条件,将基于车体坐标系横向和垂直方向的速度作为扩展的观测量。推导了扩展后的观测方程。进而利用卡尔曼滤波完成捷联惯导动基座初始对准。进行了运动条件下的仿真。仿真结果表明新方法在保证对准精度的同时缩短了对准时间。该方法算法简单,不需要增加辅助信息,具有很好的工程应用价值。     

基于多模型估计提高捷联惯导系统初始对准的精度

采用卡尔曼滤波技术进行捷联惯导系统静基座初始对准时,不能准确获得实际系统中噪声的方差,存在一定的不确定性;同时,由于一些状态不可估计或估计效果很差,采用简化状态方程进行对准,存在着模型参数不确定性。本文采用多模型估计方法处理这些不确定性问题,大大提高了对准的精度,仿真结果表明这一方法是有效性的。     

基于捷联惯导和四元数的解耦控制

采用捷联惯导实时测量火炮调炮过程中身管在大地坐标系下的姿态(方向角、俯仰角和横滚角),采用四元数法建立火炮操瞄解耦模型,使方位、高低随动能够独立控制,大大减少了中间误差环节,提高了调炮精度和速度,达到实时解耦控制效果,通过工程实践证明了该解耦控制的有效性。     

捷联惯导系统初始对准中IUPF的应用与设计

针对大失准角条件下捷联惯导系统误差模型的非线性引起的初始对准误差问题,引入了粒子滤波技术.首先,利用加性四元数误差建立了大失准角条件下的系统误差模型.然后,将无迹变换算法和迭代算法引入粒子滤波方法中,提出了迭代无迹粒子滤波算法.并且,为了解决迭代无迹粒子滤波算法中由于粒子数量所导致的算法精度和算法实时性的矛盾,采用采样重要性重采样的方法对迭代无迹粒子滤波算法进行修正,提出了一种既具有迭代无迹粒子滤波精度又计算量较小的新的非线性滤波算法.最后,进行了半物理仿真和数字仿真,比较了经典粒子滤波、无迹粒子滤波和修正后的迭代无迹粒子滤波等多种方案的滤波效果.仿真结果表明,在大失准角条件下,采用修正后的迭代无迹粒子滤波方法可以有效提高初始对准精度和算法的实时性.     

基于面向对象的捷联惯导系统中四元数计算方法

论述 了面向对 象方法应 用于捷 联惯导 系统 四元 数运 算, 利用 Ｃ＋ ＋ 类 的 概念, 实现 了 在捷联惯导 系统刚体 运动状 态计算中 广泛 应用 的与 复 数性 质相 似 的四 元数 类 该 方 法已 应用 于 组合导航系 统计算 中,提高了 软件开 发质量和 设计速 度参４     

R-T-S平滑算法在捷联惯性异航系统初始对准精度事后评估中的应用

捷联惯性导航系统(SINS)通常采用Kalman滤波实现初始对准．由于R-T-S最优固定区间平滑算法的精度比Kalman滤波高，采用R-T-S最优平滑算法通过事后处理SINS对准数据来计算SINS的失准角，作为参考失准角，对SINS初始对准的精度进行事后评估．以船用SINS为例进行了仿真．结果表明，R-T-S最优平滑算法的精度比Kalman滤波精度高，从而说明利用R-T-S平滑算法对SINS初始对准精度进行事后评估是可行的．     

基于人工标志的视觉/SINS组合导航算法研究

本文针对航天器地面中性浮力实验的实验体导航问题,研究利用计算机视觉和捷联惯性导航系统（SINS）进行实验体组合导航的算法：首先对视觉导航与SINS的优缺点及其组合导航的优势互补进行了分析,提出其组合方式;然后建立了组合导航系统量测方程;最后利用卡尔曼滤波方法,实现了视觉导航图像信息与捷联惯导系统的信息融合。仿真结果表明,提出的组合导航方法提高了导航精度,具有一定的应用参考价值。     

捷联惯导系统多位置可观性分析

研究捷联惯性导航系统的可观性,寻找可观性最好时的载体姿态角.应用分段常值系统可观性理论和奇异值分解理论,讨论不同姿态捷联系统可观性矩阵奇异值的变化.仿真结果表明,系统可观性矩阵奇异值主要受载体航向角的影响,最小奇异值在180°时达到最大值,在0～90°变化最快,随俯仰角、横滚角变化较小.系统可观度取决于俯仰角,最佳范围为10～20°.从而为系统快速初始对准提供理论依据.     

基于EPEA的SINS大失准角非线性初始对准方法

基于欧拉平台误差角(EPEA)的概念描述了理论导航坐标系到计算导航坐标系之间的失准角,推导了捷联惯导系统(SINS)在大失准角情况下进行初始对准的非线性误差模型.在系统噪声和量测噪声均为加性噪声且量测方程为线性方程时,给出了带阻尼解算的简化扩展卡尔曼滤波(EKF)算法和简化无迹卡尔曼滤波(UKF)算法,同时分析了不同失准角情况下初始对准过程的异同.静基座状态下的Monte Carlo仿真结果表明,大失准角和大方位失准角情况下,EKF和UKF算法都能满足对准要求,其中UKF算法较EKF算法具有对准时间更快、对准精度更高和适用范围更广的优点;小失准角情况下,由于捷联惯导系统的线性化误差变小,二者的对准时间和对准精度基本相同.     

基于陀螺仪误差后验补偿的捷联惯导圆锥效应补偿算法

捷联惯导圆锥效应补偿计算通常基于输出补偿后的陀螺仪角增量,陀螺仪误差补偿速率必须与陀螺仪输出的采样速率相同,相应地增加了导航计算机的吞吐量,为此提出了一种后验补偿方法.首先利用未进行误差补偿的陀螺仪角增量输出计算圆锥补偿项,然后在姿态更新中对由于陀螺仪误差未补偿造成的圆锥补偿误差进行补偿.仿真实验证明,在相同圆锥效应补偿更新速率下,后验补偿算法计算的圆锥效应补偿精度与先验算法相当,但计算量显著降低.