基于伪地球坐标系的捷联惯导全球动基座初始对准算法

由捷联惯导系统建模原因造成的导航误差随纬度升高会被急剧放大,是实现惯导系统全球初始对准所面临的主要问题之一,且现有多种编排方案共存的全球初始对准算法也不利于初始对准算法在全球范围内统一。另一方面,极地地区越来越小的地球自转水平分量,使得极点及其附近的静态自对准是无法实现的,且动基座初始对准也有利于提高导航系统的快速反应能力。基于此,提出了采用伪地球坐标系惯导编排来实现惯导系统的全球动基座初始对准,消除由惯导建模造成对全球初始对准性能的影响,并期望探索一种统一导航编排的全球初始对准算法。最后通过仿真证明了该算法的可行性。     

晃动基座行进间对准问题的QUEST算法

针对惯导系统晃动基座行进间初始对准问题,提出了一种基于重力矢量的QUEST(Quaternion Estimator)姿态最优估计算法。在传统基于重力矢量的初始对准方法基础上,将方向余弦矩阵的求解过程转换为Wahba问题,实现对重力矢量信息的充分利用,并通过QUEST算法实现了晃动基座下行进间粗对准的最优算法,改善了原有算法鲁棒性以及实时性等方面的问题。仿真和湖试实验验证表明,更改后的算法能够明显提高惯导系统在动基座下的姿态估计速度和精度,特别在周期性线振动环境下的对准精度能够提高一个数量级。多航次的湖试实验结果表明,改进后的算法能够有效提高航向对准精度,综合导航速度精度能够提高50%左右。     

基于四元数卡尔曼滤波的捷联惯导初始对准算法

针对晃动基座捷联惯导初始对准问题,研究了一种具有干扰抑制能力的初始对准算法。根据重力矢量在惯性空间投影构成一包含地球北向信息的旋转锥面的现象,利用坐标系惯性凝固假设将重力量测矢量和参考矢量分别投影到载体惯性坐标系和导航惯性坐标系,将晃动基座条件下的初始对准转化为基于重力量测矢量确定对准起始时刻的姿态问题。借鉴四元数线性伪量测方程的概念,利用重力投影矢量与初始姿态四元数的线性量测关系实现初始姿态四元数的直接滤波估计。初始姿态四元数在对准过程中为常值,以其作为待估计的状态可避免系统模型误差和初始误差的影响。利用转台模拟不同的摇摆对准环境,导航级惯导系统可在10 min内完成初始对准且方位误差小于3’。     

捷联惯导系统多位置对准研究

利用把线性时变系统作为分段常系数系统来研究其可观性的方法,对多位置静态捷联惯导系统的误差方程进行了可观性分析,并采用卡尔曼滤波技术,对平台误差角及测量元件误差进行了估计,给出了两位置及三位置的方差仿真曲线。仿真结果表明三位置对准提高了方位误差角及垂直陀螺误差的可观度,从而加速了它们的收敛速度,提高了系统的对准、标定精度。     

一种车载捷联惯导行进间QUEST优化粗对准算法

针对车载捷联惯导的传统动基座对准方法精度较低及环境适应性较差的问题,提出了一种基于QUEST的行进间粗对准优化算法。首先使用姿态矩阵分解的方法,得到不同参考系下对重力矢量的观测值。然后分析不同环境对于对准算法的影响,利用优化的QUEST算法,对不同时刻的重力矢量信息进行分析,基于误差信息对权重值大小进行合理分配,提高算法稳定性。实时估计车载体姿态、速度、位置,并反馈到下一次计算中去,形成闭环,提高粗对准精度。仿真和车载实验表明,该算法能够实现车辆行进过程中的姿态粗对准,多组实验下航向角误差在150 s内可达到±2°以内。     

捷联惯导现场最优标定方法研究

针对静基座捷联惯导的初始对准和标定，提出了一种基于虚拟噪声的现场最优标定方法，即两步估计法。同多位置对准方法相比，其特点是结构简单、省时、易于实现，既能保持一定的姿态精度，又能大大降低导航和定位误差，特别适用于短时间、低中精度导航系统。     

炮载捷联惯导晃动误差补偿方法

以某型自行火炮为研究对象,分析了其在匀速直线行驶过程中车体晃动的特点。提出了利用加速度信息修正陀螺信息的晃动补偿新方法,并详细推导了补偿公式,利用传统解析法实现了自行火炮在匀速直线行驶条件下粗对准。仿真结果表明,利用加速度计信息可以准确得出当前姿态角和角速度,并且能够有效补偿陀螺晃动误差。在跑车试验中,首先利用FIR数字滤波器处理加速度计输出信息,然后用所提补偿方法补偿陀螺输出,结果表明在匀速直线行驶条件下,经过晃动补偿后传统解析式粗对准的精度与未经补偿的惯性系粗对准的精度相当,水平失准角均优于0.1021mil,航向失准角优于3.8603mil,表明该方法具有良好的工程适用性。     

捷联式惯导系统快速初始对准方法研究

针对初始对准过程中对准精度与快速性相矛盾的问题，提出并设计了把扩张状态观测器（ESO）与卡尔曼滤波滤波估计器相结合，用于捷联惯导系统初始对准的方法。数值仿真结果表明，该方法使对准过程所需要的时间大大缩短，并保证了较高的对准精度及较强的鲁棒性。     

惯导系统在动基座条件下对准的新途径

提出一种解决惯导系统在动基座上对准问题的新途径。试验表明：用最小二乘法作参数估计能缩短对准时间,并得到高精度的参数估计。这种方案可应用于舰船上。     

捷联惯导基于星体跟踪器的高精度初始对准算法

捷联惯导与小视场星体跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,导航精度受导航初始误差和器件误差的综合影响。基于此,提出一种捷联惯导与小视场星体跟踪器相组合的初始对准算法,对导航初始姿态误差和惯性器件误差进行估计修正。捷联惯导初始对准过程完成之后,在地面准静基座条件下做速度和位置阻尼条件下的惯导更新解算,利用捷联惯导系统的速度误差量测及小视场星体跟踪器的导航误差角测量量,设计组合粗对准算法和组合精对准算法,用于对捷联惯导系统的初始对准误差和惯性器件误差做进一步有效估计。仿真结果表明:对中等精度导航级捷联惯导系统,组合对准后水平姿态精度可提高到2’’,方位精度可提高到5’’。     

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'。     

基于小波滤波的激光陀螺SINS晃动基座初始对准

激光陀螺捷联惯导系统在晃动基座上进行初始对准时,由于激光陀螺信号中存在着很大的随机噪声,导致对准时间变长,对准精度降低。为解决此问题,提出一种基于小波实时阈值滤波的预处理方法,选取了合适的小波基和分解层数,对陀螺信号进行小波预处理,然后利用滤波后的陀螺信号进行姿态粗对准,最后使用速度误差作为观测量进行卡尔曼滤波精对准。半实物仿真试验结果表明:本文提出的小波预处理方法在满足陀螺信号实时性的条件下,能够有效地减小激光陀螺信号中的各项随机噪声,利用预处理后的陀螺信号进行初始对准时,对准时间显著缩短,航向角在精对准7 min左右收敛,其1σ值在39"以内,在工程上有一定的参考价值。     

基于加性四元数的SINS/CNS非线性紧组合方法

针对SINS/CNS组合导航系统中的非线性特性,提出了基于加性四元数的SINS/CNS非线性紧组合方法.从捷联惯性导航系统误差非线性建模和天文角度非线性量测两个方面出发,推导了基于加性四元数的捷联惯导误差传播特性,构建了天文导航的非线性量测模型,采用二阶插值滤波算法实现了SINS和CNS的非线性信息融合.计算机仿真显示,SINS/CNS非线性紧组合方法充分考虑系统的非线性特性,机动情况下的峰值误差较小,相对线性紧组合方法导航精度提高约15％.     

未知纬度的捷联惯导系统晃动基座自对准方法

传统捷联惯导系统晃动基座对准方法中,一般要求提供当地准确的地理纬度信息,如果给定的纬度存在误差,会对初始对准精度造成影响.针对纬度未知情况下的晃动基座对准问题,提出了利用三个不同时刻的重力视运动向量的运算进行对准的方法,推导了三矢量定姿对准的基本原理.针对含有随机噪声的加速度计测量值构造的重力视运动向量会导致向量运算时出现共线向量的问题,设计了一种基于平均权重系数的自适应卡尔曼滤波器,能在未知动态环境下有效去除加速度计随机噪声,提高对准精度.仿真和试验结果表明,该方法可在纬度未知条件下完成捷联惯导系统晃动基座下的自对准并估计出纬度值,对准精度可达惯性器件误差所决定的对准极限精度.     

未知纬度的捷联惯导系统晃动基座自对准方法（英文）

传统捷联惯导系统晃动基座对准方法中,一般要求提供当地准确的地理纬度信息,如果给定的纬度存在误差,会对初始对准精度造成影响。针对纬度未知情况下的晃动基座对准问题,提出了利用三个不同时刻的重力视运动向量的运算进行对准的方法,推导了三矢量定姿对准的基本原理。针对含有随机噪声的加速度计测量值构造的重力视运动向量会导致向量运算时出现共线向量的问题,设计了一种基于平均权重系数的自适应卡尔曼滤波器,能在未知动态环境下有效去除加速度计随机噪声,提高对准精度。仿真和试验结果表明,该方法可在纬度未知条件下完成捷联惯导系统晃动基座下的自对准并估计出纬度值,对准精度可达惯性器件误差所决定的对准极限精度。     

基于飞行仿真的捷联惯导算法测试平台

针对捷联惯导算法测试中真实飞行轨迹数据难以获得的问题,建立了一种基于飞行仿真的捷联惯导算法测试平台.首先构建了测试平台的系统结构,在建立六自由度非线性飞机数学模型基础上,采用Stateflow实现了预定航迹多模态的飞行仿真,并通过坐标变换将飞行参数转换为测试基准轨迹数据;然后根据捷联惯导系统原理,由测试基准轨迹参数推导出陀螺仪和加速度计的理想输出,并对其误差进行建模,由此获得惯性组件的模拟输出数据;最后通过两种不同的姿态更新算法进行惯导解算并比较.仿真实验结果表明:产生的测试基准数据符合飞行力学的特点,很好地反映了飞机的动态特性,可以有效地评估不同捷联惯导算法的性能.     

光纤陀螺捷联式惯导系统初始对准方法研究

对光纤陀螺（FOG）的零偏重复性、零偏随时间变化规律的重复性进行了实骀研究。根据FOG零偏重复性好和零偏随时间变化规律的重复性好等特点，采用最小二乘估计和Kaiman滤波估计方法，提出、设计实现了一个有效实用的FOG捷联式惯导系统（SINS）初始对准方法，并与转位式初始对准方法的对准结果进行了比较，得到了精度相当的结果。