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轴向陀螺漂移是影响单轴旋转惯导系统导航精度的主要因素。对于轴向陀螺漂移的预测,提出了一种基于支持向量机的算法。利用初始对准12 h内系统纬度误差和温度变化量作为训练数据,构造了以多项式、径向基、小波函数为核函数的支持向量机、最小二乘支持向量机、遗忘因子最小二乘支持向量机,对比了它们用于轴向陀螺漂移预测的泛化性能。试验结果表明:遗忘因子最小二乘支持向量机可有效地用于轴向陀螺漂移预测,具有很高的预测精度,极大地提高了单轴旋转激光陀螺惯导系统的导航精度。 相似文献
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从实际工程应用和维护的角度出发,提出了一种针对舰船在系泊或锚泊条件下激光陀螺捷联惯导安装误差的在线标定方法.该方法依据捷联惯导系统误差方程的基本原理,将标度因数误差、安装误差角、陀螺加速度计常值漂移以及系统基本误差项作为状态变量,用外部提供的高精度经纬度作为观测量,运用Kalman滤波技术估计出激光陀螺和加速度计的常值... 相似文献
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捷联式惯性导航系统通常采用卫星导航系统的位置、速度信息对惯导解算误差进行校正,但对于水下载体惯性导航系统而言,由于只能获得点位置信息,对惯导的校正精度以及校正参量有限。针对上述问题,提出了基于天文/卫星组合校正捷联式惯导技术,通过卫星精确定位信息和天文快速观测信息,全面修正惯导系统误差、提高导航精度。仿真结果表明,基于天文/卫星组合校正算法对惯导进行校正,相对于传统校正算法精度可提高约50%。 相似文献
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基于旋转调制的自补偿技术是进一步提高激光陀螺仪捷联惯导系统导航精度的有效方法。研究了旋转调制捷联惯导系统中的激光陀螺仪误差补偿方法。建立旋转式捷联惯导系统激光陀螺仪的误差传播方程,分析激光陀螺仪旋转误差效应及误差传播特性,在此基础上建立了调制策略编排目标函数;研究了双轴交替旋转调制模式下的调制策略编排方案,提出了一种改进的16次序双轴交替旋转调制方法,建立了基于双轴转动角速度的动态误差方程,实现了转动过程中激光陀螺仪的常值项误差、标度因数误差、安装误差的有效补偿,进一步抑制速度误差积累所引起的位置误差。仿真结果验证了该方法的有效性,提高了捷联惯导系统导航精度,可为旋转调制光学捷联惯导系统设计提供理论参考。 相似文献
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采用90型二频机抖激光陀螺和石英挠性加速度计,利用单轴旋转惯性组件的方法,研制了高精度姿态测量系统。介绍了系统的硬件结构组成和无减震结构设计方案,给出了初始对准和姿态测量系统的算法。系统的初始对准采取粗对准和精对准两种方式, 姿态测量系统的误差传播特性由系统的误差模型来描述。对该系统进行了静态导航实验和长时间单轴旋转导航实验。实验结果表明:系统水平姿态24h保持精度优于30″,24h航向保持精度优于30″。 相似文献
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车载定位定向技术是指车上导航系统在载车行驶过程中精确确定其所在位置的地理坐标、北向方位及姿态角,为陆基导弹等武器的机动发射提供参考基准。对惯性定位定向系统的各种误差(包括陀螺和加表的随机漂移)进行误差分析建模,将光学测速仪的速度作为观测量,利用卡尔曼滤波技术,估计补偿惯性定位定向系统的各种误差,包括位置、速度、姿态和航向以及惯性器件误差等,最终实现系统的高精度组合导航。对山区泥石路和高原泥石路跑车试验结果进行统计分析发现,组合导航精度在15m以内,满足炮兵车陆基导弹等武器机动发射的使用需求。 相似文献
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稳定精度是光电吊舱稳瞄系统的重要指标,为了减少在稳瞄控制中陀螺漂移对稳定精度的影响,需对陀螺漂移进行补偿。提出一种基于导航系统的光电吊舱测漂和补漂方法,即在光电吊舱测漂阶段,通过机载导航系统的位置数据、姿态数据及吊舱轴角值计算地球自转在平台中的分量,测量出更加准确的陀螺漂移;在稳定控制回路中,通过导航系统分别补偿陀螺漂移及地球自转分量。该方法可将陀螺测漂过程中的地球自转分量和陀螺漂移有效分离,并在稳定控制回路中实时调整地球自转分量,从而提高稳瞄系统稳定精度。试验结果表明:通过对比10 min常规测漂和基于导航系统的测漂结果,稳定控制漂移累积误差中俯仰角由常规方法的1.80°减少到0.04°,航向角由0.77°减少到0.04°。 相似文献
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The conventional gyroscope based spacecraft attitude determination approaches are afflicted by the integration drift of gyroscope. To ameliorate the performance of gyroscope, many compensation algorithms have been developed. A novel spacecraft attitude determination algorithm, which is based on the stellar sensor and nonlinear model error filter algorithm, is discussed in this paper. This algorithm uses the attitude quaternion obtained from stellar sensor to generate the attitude information of spacecraft, which could compensate the drift error of the gyroscope unit. This approach could be utilized both as the gyroscope error compensation in high precision integrate navigation system and as an attitude determination unit individually in low precision mini-satellite task. Two verifications of different satellite orbits have been launched and the performance of our approach was proved. 相似文献