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简要介绍了天文/惯性组合导航系统的基本原理,采用速度阻尼技术阻尼惯性导航系统的舒拉周期误差,为天文导航系统提供高精度的姿态信息,从而利用天文导航信息估计补偿惯性导航系统的陀螺漂移,同时,速度阻尼克服了天文导航不能估计补偿加速度计误差的缺点,使天文/惯性组合导航的各种误差得到补偿修正,解决了天文/惯性组合导航长航时导航条件下导航精度不高的问题;对研制的天文/惯性组合导航系统远洋航行的数据进行半物理仿真,仿真分析结果表明:基于速度阻尼的天文/惯性组合导航技术可以实现天文/惯性组合导航系统的长航时高精度组合导航。 相似文献
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传统惯性/天文组合导航的工作原理一般有天文测星输出的ψ角直接解析并校正惯导速度、位置和ψ角作量测估计并间接校正惯导速度、位置两种。针对这两种工作原理中未充分利用可观测度较大的陀螺常值零偏估计信息而导致长航时、短航时组合导航效果不理想的问题,提出全固态捷联式惯性/天文组合导航技术,将捷联式惯导和大视场星敏感器固连,以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息,实时估计并反馈陀螺常值零偏用于校正捷联惯导系统,可快速有效抑制各种由陀螺漂移引起的误差。实测数据仿真表明:以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息可使经度误差、纬度误差、航向角误差和陀螺常值零偏快速稳定、收敛,长航时试验中可使经度误差不大于0.5 nmile、纬度误差不大于0.2 nmile、航向误差30″,短航时试验中可使经度误差不大于0.25 nmile、纬度误差不大于0.12 nmile、航向误差20″。因此,该算法对于长时导航和短时导航都具有良好的适应性,具有实用价值和研究意义。 相似文献
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以天文测星获取的Psai角为量测信息进行天文惯性组合导航时,Psai角由天文测星高度差经二阶矩计算而来,故Psai量测信息噪声统计特性不再服从高斯分布,对天文惯性组合导航效果产生消极影响。针对上述问题,提出基于自适应滤波的天文惯性组合导航技术,通过对量测噪声协方差矩阵采用自适应加权调整方法,降低噪声非高斯特性对组合导航误差抑制效果影响。基于天文惯性组合导航设备试验数据,对比Psai角量测噪声高斯近似和自适应处理两种方法下的组合导航位置误差抑制效果。试验表明:Psai角量测噪声自适应滤波处理比高斯近似具有更好的位置误差抑制效果。因此,应用基于自适应滤波的天文惯性组合导航技术对惯导误差估计有较好效果,有利于天文惯性组合导航技术的工程应用推广。 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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针对惯性系统(INS)与卫星组合导航容易受到干扰的局限性,为提高海上作战船舰的自主导航能力,提出基于全天域大气偏振光特性辅助定向自主导航方法。在分析全天域偏振光中性点的运动规律的基础上,采用两点一线原理使用中性点确定载体航向角并结合电磁计程仪(LOG)测得的航速信息辅助惯性系统进行导航,采用卡尔曼滤波最优算法对组合导航系统进行了信息融合。matlab仿真结果表明基于全天域偏振光中性点/LOG/INS组合导航方法能够有效抑制INS导航定位误差,使船舰航向角误差稳定在0.6,水平速度误差稳定在0.7 m/s,水平位置误差稳定在10 m,增强了船舰的自主导航性能,并且具有高度的隐蔽性和抗干扰能力,具有一定的军事工程应用价值 相似文献
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针对“游移系组合+格网系或横向系输出”体制下极区惯性/卫星组合导航系统输出位置误差不断发散的问题,通过分析和验证横向系或格网系位置误差发散机理,推导地心地固系(Earth-Centered-Earth-Fixed System,ECEF)下的惯导编排方案和惯导误差方程,设计ECEF系惯性/卫星组合算法,解决格网系或横向系输出位置误差发散问题,为惯性/卫星组合体质下超长航时横向系或格网系输出全球导航打下基础。根据惯导和卫导数据,对比分析游移系惯性/卫星组合算法和ECEF系惯性/卫星组合算法,验证ECEF系惯性/卫星组合算法避免位置误差发散的有效性,结果表明ECEF系下组合方案可较好地避免极区导航输出信息转换引入的位置误差发散问题,实现极区高精度长时间组合导航。 相似文献
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AR模型辅助SINS/GPS组合导航的实验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
激光陀螺的随机漂移噪声类似于白噪声,可以采用AR(2)模型进行数字滤波来减小其对激光陀螺精度的影响。首先介绍了AR模型,然后利用IMU单元三组陀螺信号的AR(2)模型给出了车载SINS/GPS组合导航系统误差模型,并在GPS的辅助下,对SINS/GPS组合导航进行了实验研究。最后利用Kalman滤波器对车载SINs/GPS组合导航实际测量数据进行了离线的半实物仿真。实验结果表明,采用AR(2)模型辅助的SINS/GPS组合导航系统能够得到较高的姿态精度,并能有效抑制速度误差的发散。 相似文献
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天文/惯性组合导航模式研究 总被引:14,自引:3,他引:11
简要分析了惯性导航及天文导航系统的工作原理和特点,根据以自主惯性导航为主发展的组合导航系统的方向,提出天文/惯性组合导航系统不同的组合模式,重点探讨了直接校正陀螺漂移的天文/惯性导航新的组合模式并进行理论分析。 相似文献
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针对惯导系统定位误差随时间积累而增大的缺点,提出利用航位推算方法进行误差补偿。在航位推算中根据引起误差的主要因素推导出位置误差方程,以此方程为依据,建立相应的卡尔曼滤波器。将惯导系统速度与航位推算速度之差作为滤波器的输入,估计系统的姿态、速度、位置及里程计刻度系数误差值,并通过闭环反馈进行实时误差补偿修正。任选2条非闭合路径进行跑车实验,第一条路径定位误差补偿修正前是3.49‰,补偿修正后定位误差是2.3‰,第二条路径补偿修正前定位误差是2.4‰,补偿修正后定位误差是2‰。实验结果表明:采用航位推算误差补偿方法可以有效降低系统定位误差。 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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天文导航的航向误差与水平基准、载体位置的精度密切相关,以天文导航三角形的物理意义分析了天文导航测定航向的原理,推导了天文导航测定航向的精度与水平基准误差、载体地理位置误差等环节之间的公式,为天文导航仪器选择测量天体和提高精度提供了理论依据. 相似文献
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星图识别算法的优化设计与实现 总被引:1,自引:0,他引:1
在INS/CNS组合导航系统中,为了有效实时地用CNS的输出姿态信息校正INS的陀螺漂移,必须提高CNS中星图识别算法的运行速度。提出了一种改进的三角形星图识别方法,基三角形识别成功后,增加一颗附加检测星,计算出附加检测星和基三角形的三个星点的角距值。分析结果表明传统的星图识别算法在主频为600MHz的DSP6414上运行需要300ms左右的时间,算法改进后,只需40-80ms,数据输出率提高到10Hz。改变的算法在不存在伪星的情况下成功识别率近100%,存在伪星时,可以有效去除伪星。同时,解决了传统星图识别算法在嵌入式系统中实现难、耗时长的问题。该算法可以实时地校准惯导系统的误差。 相似文献