捷联惯导基于星体跟踪器的高精度初始对准算法

捷联惯导与小视场星体跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,导航精度受导航初始误差和器件误差的综合影响。基于此,提出一种捷联惯导与小视场星体跟踪器相组合的初始对准算法,对导航初始姿态误差和惯性器件误差进行估计修正。捷联惯导初始对准过程完成之后,在地面准静基座条件下做速度和位置阻尼条件下的惯导更新解算,利用捷联惯导系统的速度误差量测及小视场星体跟踪器的导航误差角测量量,设计组合粗对准算法和组合精对准算法,用于对捷联惯导系统的初始对准误差和惯性器件误差做进一步有效估计。仿真结果表明:对中等精度导航级捷联惯导系统,组合对准后水平姿态精度可提高到2’’,方位精度可提高到5’’。     

移动卫星天线指向矢量辅助组合导航系统方法

为弥补SINS/GPS组合导航系统姿态角误差可观测性差的缺陷,根据移动载体卫星天线捕获通信卫星后通过自搜索实现精确对准卫星的原理,提出增加天线指向矢量信息(SAPV)的方位角和俯仰角信息为系统观测量,用于辅助SINS/GPS组合导航系统.根据SINS/GPS组合导航系统数学模型对姿态角误差的可观测性进行了分析,并对SAPV与组合导航误差之间的关系进行了详细数学推导,证明了SAPV辅助组合导航系统的可行性,建立了SAPV辅助组合导航系统的数学模型,采用联邦滤波器进行数据融合.仿真结果表明,SINS/GPS组合导航系统通过SAPV辅助,方位角误差估计精度提高了1个数量级,小于10′,水平姿态角误差估计精度略有提高,小于2 ′.该方法充分利用了天线通过自搜索完成精确对准卫星后的高精度指向信息,无须添加任何硬件系统,通过简单可靠的信息融合算法即可达到提高载体姿态测量精度的目的.     

一种制导炸弹MINS／GPS导航系统误差分析与分配

研究了对准误差和惯性敏感器主要误差对制导炸弹捷联惯导位置误差的影响,并从捷联惯导位置导航精度要求反推出对准误差和微机械惯性敏感器工具误差的分配原则和方法.分析了微机械陀螺和微机械加速度计的误差模型,并说明在短时间工作过程中均可简化为零偏叠加随机噪声.捷联惯导系统误差模型研究和弹道仿真表明,水平姿态对准误差和惯性敏感器零偏是制导炸弹惯导误差的主要误差源,用GPS辅助的组合导航可对所有主要误差源的误差进行估计并补偿.根据理论分析和仿真结果,以及误差源的误差和系统导航位置误差存在的正比关系,分析了MINS/GPS制导炸弹捷联导航的误差分配原则和方法,并给出了误差分配样例.     

基于GPS的弹载捷联惯导动基座传递对准技术

针对载机未装备主惯导系统的弹载捷联惯导初始对准问题,提出了一种基于机载GPS信息的动基座传递对准算法。首先利用惯性凝固思想设计了基于比力积分和GPS速度信息的惯性系粗对准算法,粗略估计弹载惯导的初始姿态;然后通过分析惯导系统在惯性系下的导航误差方程,设计了基于GPS信息的"速度+位置"匹配卡尔曼滤波精对准算法,对粗对准误差做进一步估计补偿。车载试验结果为:与车载激光捷联惯导输出相比,水平和方位对准精度分别为6’和18’。试验验证了该算法的有效性,为未装备机载主惯导的弹载捷联惯导的快速初始化提供了工程应用参考。     

一种可用于运载火箭的SINS/GNSS自主导航方案

研究了一种可用于运载火箭的SINS/GNSS自主导航方案。起飞前捷联惯组采用基于惯性系重力加速度积分的解析粗对准和卡尔曼滤波精对准,起飞后采用SINS/GNSS卡尔曼滤波组合导航反馈实时修正姿态、速度和位置。仿真结果表明捷联惯组水平自主对准误差0.01°,方位自主对准误差1.5°,起飞后经组合导航修正后的姿态误差小于0.2°,速度误差小于0.4m/s,位置误差小于40m,考虑所有误差的蒙特卡罗仿真结果满足火箭入轨精度要求,此方案具有较高的工程应用价值。     

静电陀螺捷联系统姿态初始对准研究

静电陀螺是构成捷联系统的理想惯性元件。与速率陀螺相比，静电陀螺捷联系统姿态初始对准有其相应的特点，通过陀螺传感器敏感转子极轴与壳体座标系之间的方向余弦和加速度计的输出信息获取载体的姿态角。由于极轴在惯性空间稳定的特点使静电陀螺捷联系统在姿态初始对准时可应用天文导航原理。基于此，本文用天文导航算法对静电陀螺捷联系统姿态初始对准原理进行了探讨，并分析了陀螺漂移、陀螺传感器测角误差和加速度计观测误差对姿态初始对准精度的影响。所得结论对静电陀螺捷联系统的理论和应用研究有参考意义。     

基于四元数卡尔曼滤波的捷联惯导初始对准算法

针对晃动基座捷联惯导初始对准问题,研究了一种具有干扰抑制能力的初始对准算法。根据重力矢量在惯性空间投影构成一包含地球北向信息的旋转锥面的现象,利用坐标系惯性凝固假设将重力量测矢量和参考矢量分别投影到载体惯性坐标系和导航惯性坐标系,将晃动基座条件下的初始对准转化为基于重力量测矢量确定对准起始时刻的姿态问题。借鉴四元数线性伪量测方程的概念,利用重力投影矢量与初始姿态四元数的线性量测关系实现初始姿态四元数的直接滤波估计。初始姿态四元数在对准过程中为常值,以其作为待估计的状态可避免系统模型误差和初始误差的影响。利用转台模拟不同的摇摆对准环境,导航级惯导系统可在10 min内完成初始对准且方位误差小于3’。     

基于多项式拟合的抗扰动纬度估计和粗对准方法

针对纬度未知条件下捷联惯导系统(SINS)扰动基座下初始对准问题,提出了基于惯性系比力积分及多项式拟合的纬度估计与粗对准算法。首先,基于惯性系和姿态阵链式分解,隔离角晃动;其次,通过比力积分,平滑高频线运动干扰和加速度计噪声;最后,对比力积分进行以时间为自变量的三次多项式拟合,进一步抑制线运动干扰,同时根据拟合参数实现纬度估计和粗对准。转台摇摆对准实验结果表明,高精度光纤捷联惯导系统采用该算法可以在1 min内实现纬度估计和粗对准,纬度估计精度优于0.2°(RMS),以静基座对准后姿态保持结果作为摇摆状态姿态参考时,水平姿态角相对偏差小于0.001°(RMS),航向角相对偏差不大于0.07°(RMS),可满足粗对准工程应用的快速性和精度要求。     

海洋重力辅助导航系统的系泊对准算法

捷联惯导系统在系泊条件下的初始对准是海洋重力辅助导航实用化的关键问题之一,本质上属于三轴姿态确定问题。基于惯性凝固假设,构建了船载捷联惯导系泊对准模型,研究了传统三轴姿态确定双矢量算法。对双矢量算法进行改进,提出了一种基于加权矢量和三轴姿态确定的系泊对准算法,该算法利用两个观测矢量的误差标准差构建加权系数,生成了精度更高的基准矢量,从而提高系泊对准的精度,并且该算法只需进行一次三轴姿态解算,保持了计算量小、耗时短的特点。数值仿真和船载试验结果表明,改进后的系泊对准算法在保证初始对准快速性的前提下有效提高了对准精度,两个水平姿态角误差小于4′,航向角误差在10′左右,满足海洋重力辅助导航系统的应用需求。     

一种变加速度的弹用双矢量空中对准方法

针对制导炮弹空中飞行时间短、难以实现有目的航向机动的问题,提出一种变加速度的弹用双矢量空中对准方法。首先,利用速度微分方程推导了空中对准用双矢量。然后,根据双矢量定姿的原理,采用Request算法对弹载微机械捷联惯导系统(MINS)的初始姿态进行估计,并分析了对准误差,在此基础上提出基于变加速度的弹用双矢量空中对准方法来实现弹载MINS初始姿态的最优估计。数值仿真实验结果表明:该对准方案可快速实现弹用MINS初始姿态的最优估计,其中航向角对准误差接近0.3°,俯仰角和横滚角对准误差小于0.2°,满足制导炮弹用MINS空中快速对准的要求。