不同惯导系统零速检测算法的性能分析

分别使用四种零速检测算法,检验了不同精度两种惯性导航系统的检测性能,通过绘制载体速度时间图像、检测的零速折线图以及检测统计量变化曲线图,分析了车载实验下不同惯导系统相同零速检测算法之间、不同零速检测算法相同惯导系统之间各曲线变化。结果表明,相同的零速检测算法对性能较好的惯导系统检测的零速时段精度更高;而对于相同的惯导系统使用不同的零速检测算法,通过对比广义似然比检测结果和角速度量测能量检测结果发现,零速检测过程中提供最可靠信息的是陀螺信号。     

基于位置信息的捷联惯导系统综合校正技术

针对平台式惯导系统进行综合校正时须要限制载体低速和等纬度的问题,提出了基于惯性坐标系下的捷联式惯导系统的综合校正技术.由于两点校需要精确的方位信息,但受安装偏差等影响,实际信息精度不能保证,因此采用三点校算法.利用间歇获得的外部位置信息,建立其与陀螺漂移和方位误差的关系式,再利用最小二乘法算出陀螺漂移并进行方位误差补偿.通过理论和实验分析表明:当捷联惯导系统工作在水平阻尼状态下时,三点综合校正方法不受载体运动和纬度变化的影响,能够准确地对位置和方位误差进行补偿,进而显著提高惯导系统的长期定位精度.     

基于极球面投影的惯导高纬导航方法

针对现有惯导系统高纬航向、速度误差增大和导航参数不能满足大圆航行需求的问题,研究一种基于极球面投影的惯导高纬导航方法.首先借鉴极球面投影网格导航的思想构建椭球面网格航向基准模型,然后利用惯导系统原有解算信息,以实现网格航向和网格速度解算,最后在分析高纬导航方法误差抑制机理的基础上对高纬导航参数性能进行评估.理论分析和仿真结果表明:该方法可以有效提高惯导系统高纬导航性能,能够满足载体高纬航行需求.     

基于信息层的捷联惯导信号反演技术

针对惯性导航的器件价格昂贵且建模复杂,以及全球导航卫星系统(global navigation satellite system,GNSS)/惯性定向定位导航系统(inertial navigation system,INS)组合导航对信息传递速度较慢的问题,提出了一种基于信息层的捷联惯导信号反演技术.在整理归纳了惯性导航中常用坐标系的定义后,首先给出了根据已知的原始目标的欧拉角进行姿态矩阵的计算;然后重点讨论了如何根据已知位置、速度和姿态矩阵,反演其比力、角速度;最后叠加误差得到仿真条件下的惯导器件测量值.仿真结果表明:从一段运动轨迹中反演得到的比力和角速度,是以信息帧格式模拟输出惯导器件测量值,再应用惯导方程进行验证,得到的结果误差符合惯导系统误差允许范围.     

单轴旋转捷联惯导系统姿态和航向角在线组合校正

为了提高工作在水下环境下的单轴旋转捷联惯导系统的导航定位精度,给出了惯导系统姿态和航向角在线组合校正流程,提出了一种基于速度信息的旋转式捷联惯导系统二次对准方法.利用速度信息和Kalman滤波技术进行姿态和航向角误差最优估计,同时周期性转动惯性测量单元以提高系统的可观测性.计算机仿真和转台验证实验结果表明,系统经过二次对准后,后续纯惯性模式下的定位精度明显提高,仿真实验中定位误差由4.52 n mile减小为2.19 n mile,转台实验中定位误差由4.28 n mile减小为2.06 n mile.     

舰船在风浪干扰下的快速传递对准技术研究

对舰船应用环境下的快速传递对准技术进行了研究.推导了主惯导与子惯导之间姿态之差的动态方程,采用Kalman滤波技术估计子惯导系统的安装误差角.设计了在不依赖舰船有意识机动情况下而仅仅依靠外界风浪的干扰就能实施快速传递对准的方法.仿真结果表明,在10 s内,子惯导系统安装误差角估计可以达到优于1 mrad的精度.     

某型飞机导航软件校正部分的国产化

应用无线电近导系统测量的距离和方位校正惯导是一种新的综合导航方式。根据某型飞机无线电近导校正惯导的有关结论 ,给出了适用于国内惯导系统与无线电近导综合导航的新算法 ,其数学模型已被将要国产化的惯导系统所采用 ,此算法对塔康与惯导组合也具有一定的参考价值。     

远程火箭弹捷联射程修正研究

实现了姿态稳定后,抑制远程火箭的纵向散布上升为提高其射击效能的主要问题.通过数值仿真的方法,研究了采用捷联惯导技术后远程火箭射程修正效果.计算结果表明,捷联惯导的引入使射程修正效果大幅度改善,且采用二次修正模型比线性模型具有更高的方法精度.通过捷联惯导仪器误差的分析,发现二次模型对捷联惯导导航参数误差更为敏感,考虑惯导仪器误差后,线性模型的修正效果要优于二次模型.射程修正系统的方法误差随着导航时间的增加而减小,但由于导航参数误差有随着导航时间增加的趋势,惯导系统工作时间要综合考虑以上两方面因素后确定.     

星光导航原理及捷联惯导/星光组合导航方法研究

该文在分析星光导航原理的基础上,给出了捷联惯导/星光飞行器组合导航方案;推证了该组合导航系统的状态方程和观测方程,分析了星敏仪量测误差.结合高超声速跨大气层再入飞行体的模拟飞行轨道,进行了组合导航数学仿真.结果证实该方案能够利用星光导航信息对捷联惯导进行即时修正,表明捷联惯导/星光组合导航系统在较精确地获取载体姿态信息方面具有优越性.     

航弹SINS/GPS组合导航系统半实物仿真试验设计

针对某型远程航空弹药SINS/GPS组合导航系统的组成,设计了SINS/GPS组合导航的半实物仿真试验框架结构,探讨了在试验过程中多机时钟同步的问题,检验了捷联惯导系统导航计算机的解算性能和GPS信息的修正效果.试验结果表明,捷联惯导系统的算法正确,解算精度和解算时延满足控制系统的要求,GPS信息修正效果良好,SINS/GPS组合导航系统可以应用到航空弹药的制导与控制系统中.