基于误差四元数的捷联惯导全姿态导航与控制

在舵偏控制回路中使用欧拉角姿态信息,是现有飞行器捷联惯导系统普遍采用的方法。为避免垂直状态时欧拉角姿态表示法的算法奇异问题,引入了四元数姿态表示法,但是最终形成偏差输入到舵机的仍旧是欧拉角姿态信息。对此问题,文中分析讨论了捷联惯导系统中,以欧拉角信号控制飞行器舵偏输出(推力矢量输出)的传统方法的两点不足之处:垂直状态时欧拉角姿态算法的物理奇异问题;控制路径过长问题。提出由误差四元数直接控制舵偏输出(推力矢量输出)的新的捷联导航方法。此方法控制路径最短,且克服了物理奇异问题,不局限于飞行器所处的姿态,因此,将其称之为全姿态导航方法。仿真结果表明了此方法的可行性与有效性。     

Equations and algorithms for determining the inertial attitude and apparent velocity of a moving object in quaternion and biquaternion 4D orthogonal operators

We consider equations and algorithms describing the operation of strapdown inertial navigation systems (SINS) intended for determining the inertial attitude parameters (the Rodrigues–Hamilton (Euler) parameters) and the apparent velocity of a moving object. The construction of these equations and algorithms is based on the Kotelnikov–Study transference principle, Hamiltonian quaternions and Clifford biquaternions, and differential equations in four-dimensional (quaternion and biquaternion) orthogonal operators.     

XNAV/UVNAV/SINS组合导航在航天器轨道机动中的应用

针对X射线脉冲星导航在航天器轨道机动过程中精度不高甚至发散的问题,提出一种将X射线脉冲星导航结合惯性导航和紫外敏感器的组合导航方法。以航天器在惯性系中的位置、速度、姿态四元数和惯性导航设备误差作为系统状态变量,用X射线探测器测量X射线脉冲到达时间,用紫外敏感器测量中心天体质心相对于航天器的方向矢量和距离以及航天器在惯性系中的姿态四元数,用扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统状态。仿真结果验证了该组合导航方法的可行性,能够解决轨道机动中X射线脉冲星单独导航的误差过大(位置误差达107m)问题,且该组合导航具有较高的导航精度,在轨道机动前、机动中和机动后导航位置误差均在100 m以内。     

SINS/GPS组合导航系统选星算法

选星算法是SINS/GPS组合导航定位系统中一个重要的步骤。在最佳选星算法的基础上,提出了一种适用于基于伪距、伪距率的SINS/GPS紧耦合组合系统的选星算法。该算法通过ENU（东北天）坐标系中几何矩阵及几何精度因子的定义,利用星历给出的卫星在ENU坐标系中的高度角和方位角解算出最佳四颗导航定位卫星,即基于G矩阵的选星算法。通过与两种常规选星算法的对比,验证了本算法具有较强的工程实用性。此外又推导了基于G矩阵的伪距、伪距率的SINS/GPS组合系统量测方程。该算法避免了求解卫星的位置,从而有效减少了计算量。     

基于DSP的主从式紧耦合捷联导航计算机

为了减小捷联系统的体积,重量和功耗,研制了一种主从式紧耦合双处理器结构的导航计算机。以数字信号处理器（DSP）作导航算法处理机,以单片微控制器作I／O接口处理机,二以互中断高速并行接口相联,软件采用主从流水线协议。双机协同流畅,处理速度快,满足了一些捷联系统对导航计算机在数据吞吐和处理能力以及体积、重量、功耗诸方面的要求。     

车载挠性SINS/GPS组合导航系统研究

本文介绍了一种实用车载挠性ＳＩＮＳ／ＧＰＳ组合导航系统的软、硬件组成。针对挠性动调陀螺和伺服加速度计的随机漂移问题,提出多项式拟合补偿的思想,并在此基础上设计了基于ＵＤＵＴ 分解的卡尔曼滤波器。通过实验室组合导航实验,验证了多项式补偿和组合方案的有效性,同时也说明了该系统是一种具有较高性能价格比的实用陆地战车导航系统。     

挠性捷联惯性导航系统误差补偿技术

为了补偿载体角运动和振动引起的捷联惯性导航系统导航误差,通过分析载体角运动引起的圆锥误差,挠性陀螺刻度因数非线性、姿态角速率引起的加表零位变化等因素对导航结果的影响,采用三子样算法和非线性补偿技术,对上述误差进行了补偿。摇摆试验和跑车试验证明,通过上述补偿后,姿态精度、水平定位精度、垂直定位精度有明显的提高。     

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     

捷联惯导系统中的圆锥和伪圆锥运动研究

分别对圆锥运动和伪圆锥运动的产生原因、表达形式,以及对捷联惯导系统的影响进行了分析.由于圆锥运动和伪圆锥运动并不相同,因此圆锥运动补偿算法将对两者产生不同的效果.数字仿真表明,圆锥补偿算法可以大大降低经典圆锥运动对捷联导航系统的不利影响,但同时却会增大伪圆锥运动对捷联导航系统的不利影响.因此在实际应用当中,应当结合圆锥运动和伪圆锥运动对系统的影响比重,选择合适的圆锥补偿算法.     

基于大失准角时变参数罗经初始对准算法

为了解决大失准角条件下的捷联惯导初始自对准问题,通过分析捷联惯导系统大失准角误差模型,利用平台惯导系统罗经对准原理,提出了一种新的捷联惯导系统罗经对准方案。该方案的具体实现划分为三个阶段:方位角未知情况下的水平对准;大失准角时变参数罗经方位对准;定参数罗经对准。该方案通过实时调节罗经参数缩短了对准时间;利用大方位失准角模型代替小失准角模型,在算法收敛阶段更加准确地描述了捷联惯导系统的误差传递方式。仿真试验表明,使用陀螺随机漂移稳定性为0.01(°)/h的捷联惯导系统,该对准方案能在60 s内方位精度到达1°,并能在对准结束时达到3’的方位对准精度。     

一种SINS/GNSS级联闭环反馈式组合导航系统的设计与研究

对于目前的级联式SINS／GNSS组合导航系统来说，其卡尔曼滤波器的输出校正方式不能深入到捷联解算内部，无法抑制平台姿态误差的发散，也无法校正惯性器件误差，因而在该方式长时间运行不能控制滤波发散，导舷精度随时间下降。为此设计了一种SINS／GNSS级联闭环反馈式组合导航系统，该系统能对SINS的位置、速度误差、平台误差及惯性器件误差作出最优估计并实施反馈。通过仿真证明：该系统不仅能提高导航解的精度，还在校准的同时具有动机座对准能力，满足了长时间导航定位的稳定性。     

基于水平阻尼的星光/惯性组合校准技术

根据星光/惯性组合导航系统舰载使用特点,考虑以SINS、CNS、LOG三者组合,设计组合校准方案。在SINS/CNS/LOG组合过程中,利用惯导系统的短期高精度特性,设计基于水平阻尼的卡尔曼滤波器对惯导舒勒周期进行补偿。星光/惯性组合校准技术建立在水平阻尼基础上,借助星光导航的航向和位置信息完成惯导位置误差、失准角和陀螺漂移的修正,从而实现组合系统长航时、远航程高精度导航。最后通过仿真对比试验验证星光/惯性组合导航系统校准方案的有效性。仿真结果表明:SINS/LOG组合后,惯导24 h位置误差CEP≤1.48 n mile,且位置误差会随时间积累;而SINS/CNS/LOG组合系统采用星光信息24 h一点校方案,第一次和第二次点校后,48 h和72 h惯导位置误差CEP≤0.5 n mile。由此可见,采用星光信息后,该组合方案能够显著提高惯导导航精度,达到延长惯导系统重调周期目的。     

Attitude-Determination Problems for a Rigid Body

Algorithms are presented to solve some attitude-determination problems for a rigid body. Depending on the formulation of these problems, the attitude is determined by either a quaternion (the Rodrigues–Hamilton parameters) or the attitude matrix (the matrix of cosines). Emphasis is on nontraditional formulations. For example, the quaternion norm can no longer be constant in the algorithm for integration of kinematic equations. Nor are the statistical characteristics of measurement errors for separate coordinates of the vectors, which are observed in order to determine the attitude, assumed equal. The algorithm of joint operation of an inertial navigation system and a satellite radionavigation system is considered in detail, since here the attitude-determination problem may hold a central position     

舰船惯性导航系统的双重信息导航工作方式

—舰船惯性导航系统通过不同的机械编排实现不同的导航工作方式，它们各有不同的误差方程和特点，以适应不同的条件。传统的设计方法在具体条件下只实现一种工作方式，保持一种方式的导航信息。本文论述了舰船惯性导航系统中首次应用的双重信息导航工作方式，以这种方式工作的惯性导航系统可在一套物理系统中同时生成，并保持水平阻尼与罗经回路两种工作方式的导航信息。文中分析了该工作方式的原理和特点，并对试验结果和应用情况做了有限说明。     

SINS/GPS紧耦合组合导航

针对可用星数目小于4情况下,SINS/GPS松散组合导航必须转为纯惯性状态,无法解决纯惯性导航参数误差发散的问题,提出了以导航星伪距和伪距率为观测量的紧耦合SINS/GPS组合导航方案.建立了紧耦合系统的数学模型,搭建了硬件系统,并应用于工程实践.车载试验结果表明:当可用星数目小于4时,紧耦合系统定位的纬度误差、经度误...     

机载SAR用的GPS/SINS组合导航系统研究

提出了进行SINS姿态校正的四元补偿算法。采用闭环KF（卡尔曼滤波）技术实时校正惯性仪表误差，补偿四元数误差，修正位置，速度误差，GPS／SINS组合导航系统样机的试验结果表明：采用该提出的算法后，组合导航精度较高，在组合导航过程中若去掉GPS信息，短时间内纯SINS的导航精度很高，能够满足SAR对运动补偿精度的要求，待恢复GPS信息后，组合导航系统继续正常工作。     

捷联惯导系统姿态算法比较

姿态算法是捷联惯导系统算法中的一个重要组成部分，解算姿态阵相当于建立起数学平台，其精度对捷联惯导系统的精度影响很大。该文就实际应用，对欧拉角法、方向余弦法、四元数算法、罗德利格参数法、优化旋转矢量算法及一种改进的递推旋转矢量算法做了分析，并在典型圆锥运动输入下，对后五种算法进行了仿真，为姿态算法的研究提供了参考。     

捷联惯导姿态算法若干问题的研究

研究了捷联系统姿态更新的等效旋动矢量算法，并以锥运动为条件，对等效旋动矢量算法进行了优化。此外还对四元数、旋动矢量及其优化算法进行了仿真比较。仿真结果表明：等效转动矢量算法的精度明显优于四元数算法，且等效转动矢量的采样频率越高，姿态更新算法的精度就越高。     

实时ICCP算法重力匹配仿真

利用地球物理场进行辅助匹配导航是组合导航技术研究领域的新方向,该技术为水下潜器无源定位提供新的手段.迭代最近等值线算法作为重要的匹配导航算法之一,但存在实时性不强、搜索速度慢等缺点.考虑到以上两方面缺点,采用固定初始序列长度的方式对算法采样结构进行改善并推导出单点迭代公式,同时采用滑动窗搜索方式缩小搜索范围提高算法速度,最终实现实时ICCP算法设计.基于MATLAB平台下实现了实时ICCP算法重力匹配仿真系统,仿真系统采用0.4′×0.4′重力异常数据库.由仿真结果可以看出,该实时ICCP算法能够实现单点迭代,匹配结果能实时跟踪真实航迹且匹配精度能达到一个重力图网格.     

适于卫星自主定轨的SINS/GPS组合导航系统

SINS/GPS组合导航系统能够实现在高动态和强电干扰的环境下实时、高精度的导航定位,为卫星的自主定轨提供了一种切实可行的方法。通常的SINS/GPS组合导航算法都是在地理坐标系下建立的。针对卫星的特点,着重研究了基于地心惯性坐标系,位置、速度组合模式的SINS/GPS组合导航算法,建立了该坐标系下组合导航系统的状态方程和量测方程,并进行了相关数学仿真验证。仿真结果表明,该SINS/GPS组合导航系统能较准确地给出卫星的位置、速度信息,适于卫星的自主定轨。