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。     

摇摆状态下捷联惯导系统初始对准技术的研究

研究了摇摆状态下捷联惯导系统的初始对准技术,提出了一种新的对准方案:将初始对准作为一种工作状态嵌入到导航解算中,利用姿态解算构建的“数学平台”来隔离基座的摇摆运动,同时采用二阶调平、方位误差估算方法完成初始对准。通过计算机仿真和三轴转台摇摆实验证明该方案可以有效实现摇摆状态下的对准。     

基于四元数自适应卡尔曼滤波的快速对准算法

针对捷联惯导初始对准问题,提出了一种具有干扰抑制能力的四元数自适应卡尔曼滤波初始对准算法。通过将初始对准问题转化为Wahba姿态确定问题,直接建立四元数的滤波模型,并采用自适应卡尔曼滤波对初始时刻姿态四元数进行估计,利用姿态四元数更新求出当前姿态来实时地反映载体的姿态变化。针对直接构建量测模型导致收敛速度慢的问题,提出一种基于最优四元数估计法构造K矩阵原理的改进算法。利用三轴转台模拟不同的摇摆环境进行实验,转台实验表明了改进算法具有较快的收敛速度和良好的稳定性及精度,中等精度的惯导系统在150s至200s的对准时间内,航向角均值误差小于2'。     

基于自适应联邦滤波的传递对准算法

为了提高传递对准的对准速度和对准精度,研究了基于自适应联邦滤波的"速度 姿态角"传递对准的算法,在状态变量中加入了安装误差角和挠曲变形角,在算法中进行了估计并补偿。为了保证滤波的实时性,采用联邦滤波的方法,分别建立了速度匹配子滤波器、姿态角匹配子滤波器和主滤波器的模型,给出了状态方程和量测方程。在子滤波器中利用模糊控制器对噪声特性进行了自适应调整以解决系统噪声和量测噪声是未知情况下滤波发散或者精度不高的缺点从而增强系统的鲁棒性。最后在载体匀速直线加三轴摇摆的运动模型下进行了仿真,结果表明该方法能够有效地估计安装误差角和部分挠曲变形角,并且能够以一定精度完成初始对准。     

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。     

船用武器捷联姿态基准系统快速传递对准方法研究

研究了一种改进的快速传递对准算法在船用姿态基准系统中的应用。这种改进利用了舰船主惯导系统角速率和速度信息，与子系统的捷联姿态基准系统的相应信息相匹配，通过卡尔曼滤波器提取从系统的误差估计量。针对船用的三种武器做了各种仿真，结果表明在40秒时间内对三个失准角的估计都能达到较高的精度。研究还表明，在传递对准滤波器中引入固定区域平滑算法对姿态误差估计的精度将有明显的提高。     

捷联惯导系统罗经法自对准

研究了摇摆状态下捷联惯导系统罗经法自对准技术,设计了水平、方位精对准参数以及基于MATLAB／SIMULINK的参数分析系统,最后进行了基于VC＋＋6．0的捷联惯导系统罗经法自对准的软件设计、仿真分析与精度评估。仿真结果表明,罗经法自对准在不同海情、不同初始姿态误差角、全方位、带量化误差的条件下均具有较高的对准精度、较好的快速性和动态品质,能够满足捷联惯导系统在摇摆基座下实现自对准的要求,同时为下一步的工程应用提供了依据。     

基于惯性参考系基准的快速传递对准方法

研究了以惯性参考系为基准的新型传递对准方法。推导了计算惯性坐标系和计算体坐标系传递对准动态误差模型,并给出了相应的"速度+姿态"观测方程。基于惯性参考系的对准方法通过链式法则将子惯导输出的姿态矩阵描述为三个变换矩阵之积,其中两个变换矩阵通过对准时间和主惯导提供的位置信息可得到精确求解,剩余的变换矩阵(子惯导体坐标系至惯性坐标系间的变换矩阵)通过子惯导陀螺仪的输出进行解算,其误差通过传递对准估计得到的失准角进行补偿。对提出的两种对准方法进行摇摆实验验证,方位对准误差优于4’(1)。与传统基于导航坐标系的方法相比,基于惯性坐标系的方法直接将误差定位到惯性坐标系上,具有算法简便的特点。     

圆锥误差补偿算法在三轴激光捷联惯导系统中的应用

圆锥误差是影响捷联惯导系统姿态算法精度的原理性误差,其对三轴激光捷联惯导系统精度的影响显著.对三轴机抖激光陀螺捷联惯导系统,除了弹体运动可能引入圆锥运动外,三轴机抖激光陀螺产生的机械抖动也会在惯导系统中引入圆锥运动.文中分析了两种圆锥运动在三轴激光捷联惯导系统中产生的机理,并给出了圆锥误差补偿算法在不同试验条件下的应用效果.     

一种微型矢量水听器姿态测量系统

矢量水听器姿态校正的通常做法是将姿态测量系统捷联安装在声纳平台上,这种方案无法准确测量矢量水听器的姿态变化。针对这个问题,设计了一种微型姿态测量系统,并将其捷联封装在矢量水听器内部。系统采用MEMS陀螺测量角速度,用毕卡迭代算法解四元数姿态更新方程。用MEMS加速度计和磁力计分别测量重力方向和磁北方向,再使用扩展卡尔曼滤波对解算姿态角进行实时校正。经测试,该系统横滚角和俯仰角的静态误差小于0.2°,航向角的静态误差小于0.8°。摇摆实验中,横滚角和俯仰角的动态相对误差小于2.9%,航向角的动态相对误差小于3.6%。海上试验结果证明该姿态测量系统应用于矢量水听器可明显提高目标方位估计的精度。     

两种多天线GNSS定姿方法的精度分析

基于高精度多天线GNSS基线分量及精度估计结果,实现了两种常用的多天线定姿方法:直接姿态法和最小二乘姿态法。利用一套车载三天线GNSS实测数据和高精度惯性导航系统(陀螺漂移0.005(°)/h,加速度计零偏优于10~(-3)g)输出的姿态结果,深入分析了两种定姿方法的内、外符合精度。实验结果表明:两种定姿所解算的航向角、俯仰角和横滚角的精度分别为:直接法的内符合精度约为0.3°~0.5°、0.3°~1.0°、0.5°~1.0°,最小二乘法约为0.1°、0.2°~0.5°、0.5°~2.0°,即最小二乘法对航向角估计有明显改善,对俯仰角和横滚角改善不明显;两种方法的姿态外符合精度(消除航向系统偏差)基本一致,约为0.08°、0.15°、0.42°,但是最小二乘法得到的航向角系统偏差更小。     

舰载弹用捷联系统初始对准时陀螺误差的估计

本文针对舰载弹用惯性系统的特点,利用舰上已有的惯性基准,在进行快速初始对准的同时,对惯性系统的陀螺误差进行估计和补偿,以提高陀螺的精度,克服逐次启动误差,满足导弹导航的精度要求。通过对系统的分析和仿真,论证了方案的可行性及有效性。     

船用惯性导航系统姿态测量误差辨识及其补偿方法研究

本文分析了某型号船用惯性导航系统（ＳＩＮＳ）的试验数据，结果表明，ＳＩＮＳ的姿态误差主要来源于水平测姿传感器。据此，本文对该ＳＩＮＳ水平姿态测量误差的辨识及其补偿方法进行了研究，并建立了水平测姿误差的回归数学模型，以提高ＳＩＮＳ姿态精度     

无人机捷联航姿系统磁航向误差分析

为进一步提高某型飞机捷联航姿系统的磁航向精度,分析了该系统中姿态角误差对磁航向精度的影响,详细推导了磁航向角的误差公式。结合某型飞机的特点,对误差公式做了进一步简化分析,结论表明磁航向角的误差大小主要由姿态角误差的平方和决定。采用试飞数据进行仿真,结果验证了误差公式及分析结论的正确性。     

基于MEMS姿态传感器的声矢量传感器设计

针对声矢量传感器姿态变化难以准确测量导致目标测向精度低的现状,设计一种微型MEMS姿态传感器,并将其封装在声矢量传感器内部,实现基于MEMS姿态传感器的声矢量传感器设计。首先根据声矢量传感器姿态测量与校正原理,采用四元数姿态解算方法及扩展卡尔曼滤波器设计MEMS姿态传感器,并对其进行姿态精度测试;然后基于MEMS姿态传感器进行声矢量传感器样机设计、制作、参数测试;最后对样机进行了海上实验,结果表明,通过姿态校正后声矢量传感器目标方位估计精度与GPS推算方位精度一致,验证了利用MEMS姿态传感器设计声矢量传感器的可行性。     

单轴旋转调制捷联惯导系统倾斜角误差补偿

安装在单轴转位机构上的惯性测量单元(IMU),会因IMU坐标系与载体坐标系不重合而存在一定的倾斜角,此倾斜角会使得IMU在旋转过程中引入姿态误差,在很大程度上降低了系统的姿态输出精度。为了降低安装倾斜角对旋转式捷联惯导系统的影响,文章通过对旋转过程中因安装倾斜引起的姿态角误差进行了详细分析,然后运用实验和数据拟合的方法得出了倾斜角随转位机构变化的规律,最后对倾斜角产生的误差加以补偿。经仿真和实验验证表明,对倾斜角误差补偿后,单轴旋转式捷联惯性导航系统的水平姿态精度由原先的2°提高到0.05°范围以内,航向误差由原先的0.5°提高到0.005°,大大提高了旋转式捷联惯导系统的姿态精度,具有一定的工程应用价值。     

船用捷联惯导姿态解算的浑沌结果初探

本文基于姿态矩阵四元数算法,应用Ｐｏｉｎｃａｒｅ 截面分析研究船用捷联惯导系统姿态的估计过程。结果表明,当载体受周期激励尤其是三个方向的周期激励时,载体的姿态估计可能呈现浑沌结果。由于浑沌运动对初值非常敏感,因此姿态估计的浑沌结果将导致基于递推的捷联导航系统精度下降。所以,对这种浑沌应当引起重视     

卫星姿态测量信息的卡尔曼滤波技术研究

本文在研究由陀螺仪、红外地球敏感器和太阳敏感器组成的卫星姿态测量系统的基础上，应用了改进的卡尔曼滤波算法进行信息处理，克服了卡尔曼滤波器的发散现象。本文还提出了限定增益系数的方法，以抑制俯仰角过大的估计误差。本文设计的卡尔曼滤波器适用于对地观测卫星的测量系统，能获取较低噪声的姿态测量信息。     

用给定转角分步实现刚体任意有限转动的研究

刚体的任意有限转动可以分解为3次绕指定转轴的定轴转动,但在实际应用中,可能出现难以绕某轴实现连续任意角度旋转的情况。本文探究的问题是,刚体的任意有限转动是否可以分解为几次旋转角大小给定、转轴方向任意的定轴转动,以及如何实现这种分解。本文以姿态四元数为主要工具,构造性地证明了上述分解的可行性,并给出了具体的分解方法。     

挠性联结双体航天器的稳定性与分岔

研究圆轨道内受万有引力矩作用的挠性联结双体航天器在轨道平面内的姿态运动,讨论其相对轨道坐标系统平衡状态的稳定性与分岔。提出判平衡方程非平凡解存在性的几何方法,并应用Ｌｉａｐｕｎｏｖ直接法、Ｌｉａｐｕｎｏｖ－Ｓｃｈｍｉｄｔ约化方法和奇异性理论导出解析形式的稳定性与分岔的充要条件,从而对系统的全局运动性态作出定性的描述。