高精度陀螺经纬仪在阵地定向测量中的应用

战略武器的试验与发射是一项复杂精密的特殊工程，基准射向标定是该工程中的关键之一。基准射向的标定方法有多种，而采用Gyromat2000陀螺经纬仪是目前高精度阵地测量定向的最简捷方法。与传统定向方式相比较，高精度陀螺经纬仪的使用为发射阵地的射向标定提供了更为有效的测量和检核途径。在简述了Gyromat2000陀螺经纬仪在战略武器发射阵地的测量应用情况的同时，提出了对于该仪器测量前后仪器常数“e”的标定、测量成果F检核方式和仪器测量不确定度分析的内容，说明Gyromat2000陀螺经纬仪可以作为战略武器发射射向标定的高精度测量仪器，同时为该仪器的使用提供了重要而积极的作用。     

小姿态导航平台射前快速自标定

为了实现某型导弹小姿态惯性导航平台射前自标定,分析并建立了精确实用的小姿态导航平台静态误差模型,设计了转动控制与测漂电路,充分利用射向条件和平台稳定性,实现导航平台在全装弹状态下自动转动、锁定和测漂,并以加速度计和陀螺输出作为开环观测量,结合误差模型分离出各误差系数。通过对各种误差进行综合仿真分析,得到标定系数的相对误差不超过4,其标定时间缩短为借助转台标定所需时间的40,满足了射前标定的精确性和快速性要求。方案在不改变现有装备的情况下,控制平台按照预设轨迹小角度旋转两次,仅分别在三个预设位置同时对三个陀螺进行测漂标定,适合实际导弹发射。     

基于单轴旋转INS/GPS组合姿态误差观测的垂线偏差测量方法

单轴旋转INS/GPS组合导航系统的姿态误差直接受垂线偏差的影响,因此利用对单轴旋转INS/GPS组合的姿态误差观测也可实现垂线偏差的估计。首先,利用INS中的三个激光陀螺构建了激光陀螺组合体(LGU)并进行自主姿态测量,以LGU作为姿态基准以获取INS/GPS组合的姿态误差。然后,建立垂线偏差测量的观测方程和状态方程。最终采用Kalman滤波/平滑算法同时实现垂线偏差和其他系统误差的最优估计。通过对状态变量精确、合理地建模,并利用全球重力模型补偿垂线偏差信号的低频分量,从而实现垂线偏差与系统误差的解耦。通过仿真验证了该方法的可行性,仿真所用的航迹由实测数据生成。仿真结果表明该方法能够有效地测量垂线偏差的高频扰动量。由于该方法的测量精度依赖于所采用的陀螺性能,采用角随机游走较小的陀螺可以获得较好的垂线偏差测量结果。船载实验结果表明,该方法测量得到的垂线偏差数据重复性精度优于0.5″。     

垂线偏差对惯性制导初始方位角的影响

为了解决由于垂线偏差引起的惯性制导初始方位角误差对导弹落点造成的影响,对地面瞄准系统向弹上惯性制导设备传递基准方位过程中各操作环节与垂线偏差的关系进行了分析,研究了存在垂线偏差条件下惯性制导初始方位角出现误差的机理,给出了垂线偏差所造成的初始方位角误差的修正公式。仿真分析表明,瞄准过程中经纬仪俯仰角是垂线偏差造成初始方位角误差的关键因素,当经纬仪俯仰角为25°,垂线偏差子午圈分量为10",垂线偏差卯酉圈分量为30"时,初始方位角误差高达14.7";而采用经纬仪俯仰角为0°的水平瞄准技术时,同样的垂线偏差带来的初始方位角误差不大于0.001"。     

激光捷联惯组的双轴位置转台标定仿真

研究了利用双轴位置转台标定时，水平基准误差和北向基准误差对激光捷联惯组（LSIMU）标定精度的影响。首先建立了LSIMU标定模型和生成惯性器件信息的仿真算法，接着设计了LSIMU标定方案和数据处理方法，最后对LSIMU标定进行仿真和分析。仿真结果表明：水平基准误差为0．4’时，加速度计标定误差将达到116×10^-6；当北向基准误差大于5°时，陀螺标定误差将超过0．0001。     

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。     

激光陀螺捷联惯组的无定向快速标定技术研究

为了实现激光陀螺捷联惯测组合的高精度快速测试,分析了制约标定时间的诸多因素,改进了测试编排,提出了一种无定向条件下的快速标定技术。通过分析转台轴正角度误差、角位置控制误差对标定精度的影响,改进了速率标定方案,同时提出了一种六位置无定向快速标定方法。时序上充分利用了激光陀螺启动迅速、稳定快、线性度好的特点,在加速度计加温稳定过程中进行速率标定。此外,六位置无定向位置标定可用于全温度范围的快速标定,具有重要的工程应用价值。实际测试结果表明改进的标定方法准确度与传统的高精度标定方法相当,但测试时间由原来的4.5 h缩短到50 min,极大地提升了测试效率。     

光纤捷联惯导系统高阶误差模型的建立与分析

针对多位置标定算法中利用的陀螺和加表的误差模型,在捷联惯导系统误差传播方程中,考虑陀螺和加表的标度因数误差和安装误差,建立了一种高阶误差模型。为了评价该模型的准确性,将其与不考虑标度因数误差和安装误差的模型比较,设计了系统静态和动态仿真实验。在系统静态仿真中,分别加入陀螺漂移和加表安装误差,而在动态仿真中同时加入各项误差项,求取以这些误差项为初值的模型微分方程的解,使其与惯导系统输出误差进行比较。仿真结果发现,建立的高阶误差模型比不考虑标度因数误差和安装误差的模型精度高出约三个数量级。     

转台角位置基准误差对激光捷联惯导标定的影响分析

研究了利用三轴转台标定时,转台角位置基准误差对激光捷联惯导系统标定精度的影响.从理论上推导了转台角位置基准误差与激光捷联惯导系统标定结果之间的数学关系,得到以下结论:北向以及水平基准误差对陀螺仪零偏与标度因数的标定影响较小,对陀螺安装误差系数的标定影响较大,当误差角为1°时,标定误差将达到0.33×10-3 (′/s)/P;北向基准误差对加速度计标定结果的影响很小,而水平基准误差对加速度计的标定影响较大.仿真与标定实验均验证了理论分析的正确性,因此标定实验前转台的调平、对北工作是必不可少的.     

激光陀螺惯性测量单元系统级标定方法

传统的分立标定方法必须依靠高精度的转台提供姿态基准,不满足带减振器的惯性测量单元(IMU)和现场标定需求.首先建立了附加约束条件的陀螺和加速度计安装坐标系数学模型,根据陀螺和加速度计的输出误差方程,从惯性导航基本误差方程出发推导了惯性测量单元的系统级误差参数标定Kalman滤波模型,该模型包含了陀螺和加速度计零偏、比例因子、安装误差在内共21维标定误差状态变量,且仅以速度解算误差为观测量.依据所建立的模型和设计的标定路径对此系统级标定方法进行了仿真,仿真结果表明,陀螺和加速度计零偏估计精度分别优于0.005°/h和0.005 mg,安装误差估计精度优于1″,比例因子误差优于1ppm,满足高精度惯导系统的标定需求.     

Gyromat 2000陀螺经纬仪强制对中装置的研制

Gyromat2000陀螺经纬仪是目前自动化程度和精度最高的电子陀螺经纬仪，为了保证其在强制对中方位边上高精度的测量，必须对仪器的强制对中装置进行研制，该文结合作者实践过程，对该装置的研制和测试工作进行阐述。     

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。     

基于方位旋转调制的平台式惯导系统“一点校”

为了提高惯导系统长时间导航精度,需要在导航阶段对系统进行综校。设计了一种基于方位旋转调制技术的平台式惯导系统一点校方案。方位旋转调制技术可以有效地调制水平惯性敏感元件误差,降低其对系统工作精度的不利影响,这为"一点校"方案的实施提供了前提。分析了方位旋转式平台惯导系统的误差模型,得到了系统误差与误差源之间的解析关系。通过分析研究系统的误差传播特性,建立了方位陀螺漂移与系统位置误差的数学模型,完成了方位旋转式平台惯导系统的"一点校"方案设计,通过系统试验验证其有效性,方位陀螺常值漂移为0.003(°)/h的条件下,经10 h一点校,40 h一点校后,72 h定位误差小于1nmile,航向误差小于1′。     

基于重构伪地球坐标系的捷联惯导初始对准算法

针对捷联惯性导航系统的方位误差对系统误差特别敏感,容易引起闭环卡尔曼滤波初始对准的发散,提出了一种基于重构伪地球坐标系惯导机械编排的初始对准算法。重构伪地球坐标系惯导编排方案在初始位置实现了线性运动误差和方位误差之间解耦,从而消除了导航坐标系旋转角速度误差对方位对准的影响。因此该算法可以减小由系统误差引起的方位对准估计振荡,从而降低了对准系统发散的可能性,进而提高对准系统的稳定性,并改善了捷联惯导初始对准的性能。另外,它不仅适用于常规纬度初始对准,也可以解决极区静态对准问题。最后,常规纬度和极区静态对准仿真证明了该算法具有优良性能。     

基于双轴旋转惯导的激光陀螺仪与g有关偏置自标定法

标定激光陀螺仪与g有关偏置可以进一步提高双轴旋转惯导的定位精度。在传统的六位置标定方法上增加四个倾斜的位置,形成一套十位置自标定算法。该算法不仅可以标定惯性器件的常值偏置,比例因数误差和失准角,还能标定陀螺仪的与g有关偏置。静态试验表明,在标定和补偿了陀螺仪与g有关偏置项后,经纬度误差(尤其是经度误差)随着时间的变化量明显减小。与传统的六位置法相比,经度误差随着时间发散速度明显降低。该自标定法在静态时至少可以提高50%的系统精度。     

惯导系统初始对准的非线性滤波算法

本文推导了方位误差角比较大时惯导系统初始对准的误差方程,在这个误差中包含了非 线性的部分。在方位误差角较小时,可将非线性的对准方程简化为线性的对准方程。用卡尔曼 滤波对线性系统进行仿真,用扩展卡尔曼滤波、迭代滤波、二次滤波对非线性系统仿真。比较仿 真结果可见,扩展卡尔曼滤波可大大提高方位对准的精度,而迭代滤波、二次滤波在方位角上 又比扩展卡尔曼滤波的精度高。     

精确制导炸弹坐标转换技术

将制导炸弹的SINS/GPS组合导航系统输出的导航信息进行坐标转换,产生制导控制系统所需要的发射坐标系下的信息,以实现制导炸弹的制导与控制功能.针对某型制导炸弹的工程化研制,研究了制导炸弹在飞行过程中不同坐标系间的转换关系,分析了方位角误差对制导炸弹坐标转换精度的影响,推导了一个新的方位角计算方法.提出了一种递推的坐标转换方法,并与传统的坐标转换方法和基于迭代的坐标转换方法进行了比较.仿真结果表明,该方法可对坐标转换过程中产生的误差进行相应的修正,并且误差不会积累,该方法的转换精度最高.仿真结果验证了该方法的正确性和可行性.     

结合GPS测姿技术的空中修正方案研究

文中提出一种结合ＧＰＳ载波相位测姿技术对弹上惯导进行空中修正的方案。在导弹飞 行过程中，利用ＧＰＳ载波相位测姿技术确定导弹方位，结合位置信息对弹载平台的姿态误差 进行修正，使之达到精度要求。文中论述了利用双天线ＧＰＳ接收机的载波相位信号测定载体 方位的原理，采用某型国产ＧＰＳ接收机进行了静态实验，验证了使用该型接收机的技术可行 性；讨论了利用位置及方位信息估计与修正平台姿态误差的三种方案，给出仿真结果及结论。     

单轴旋转惯导系统旋转性误差分析及补偿

对单轴旋转惯导系统因旋转而引入的各项误差进行分析,研究其误差特性及补偿方法。针对单轴正反连续旋转方案,在假定惯性测试组件的器件误差和其他非旋转性的误差在精确标定的情况下,推导了因旋转轴安装不正交引起的涡动、轴系间隙引起的晃动、测角器件误差、旋转控制引起的换向超调误差、角位置、角速度不准确等因素而引起的误差的表现形式,定性和定量地分析了各误差对于系统精度的影响。针对对系统影响显著的旋转轴不正交误差,提出了一种基于系统自身旋转轴正反旋转的误差标定及补偿方法并进行了仿真实验。在给定条件下的仿真结果表明,该方法能够准确标定出旋转轴的不正交误差,标定精度达到角秒级。     

车载SINS/DR组合导航系统的在线标定方法

惯导系统中陀螺漂移和加速度计零位存在逐次启动不重复性误差,需在一定时期内频繁拆卸进行标定,增加了较大的工作量。从工程实用和维护的角度出发,提出了一种针对于车载组合导航系统的在线标定方法。该方法用卡尔曼滤波作为估计工具,利用里程计获得辅助信息,将惯导系统与里程计的位置和速度的差值作为量测值,通过设计接近于一般跑车实验过程的路径对待标定的误差项进行有效激励。仿真卡尔曼滤波结果表明,在一定的时间内各误差项根据车行轨迹进行逐步收敛,实现了在一般跑车实验中不拆卸惯性器件而达到标定的目的,且在精度上较 SINS 有了明显的提高。这种在线标定的处理方法给实际使用和维护带来了很大的便利,具有一定的工程实用性。