捷联惯性导航

摘要： 针对如何提高机载捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,SINS)的标定效率和长期稳定性等问题,提出了基于起飞过程的机载SINS自标定方法。该方法仅利用飞机常规起飞过程中的机动,激励出惯性导航系统内部惯性器件的误差,依据系统级标定原理,以机场跑道附近的高精度差分GPS和惯性导航输出速度差值作为观测量,应用Kal⁃man滤波实现惯导系统待标定误差状态的估计,实现机载SINS的误差标定。仿真结果表明,仅根据飞机起飞过程的机动,无需额外的机动动作,可以实现部分机载SINS误差参数的标定,能够有效延长标定周期,对机载SINS自标定的研究具有重要意义。

摘要： 为解决传统观测器使用范围受假设条件限制的问题,在观测器建立过程中,设计了一种参数投影关系,并加入到观测器中,在不受假设条件约束的条件下使其保持半全局稳定,同时估计过程更加直接,使得非线性条件下的参数估计过程较快收敛。仿真结果表明,非线性观测器的计算量要比乘性扩展卡尔曼滤波减少了近80%。试验结果表明,非线性观测器的估计精度与乘性扩展卡尔曼滤波相当,并且可以有效提高参数估计的实时性,节约了时间,提高了导航效率。

摘要： 针对煤矿井下单轨吊机车常用定位方法存在定位精度低和定位成本高的问题,提出了一种基于捷联惯性导航的矿用单轨吊机车定位算法.采用九轴惯性测量单元(IMU)采集机车加速度数据,并对加速度数据进行限幅滤波和去零偏等预处理,解算并输出姿态角和加速度值;采用方向余弦矩阵法滤除加速度数据中所含的重力分量,消除该分量对数据的干扰;利用加速度变化率阈值法和零速修正法修正稳态误差,使稳态加速度和速度更接近真实值;采用Lagrange插值多项式测距法测量单轨吊机车的行驶距离,并利用测距结果定时修正法来补偿测距误差,根据机车的起点和行驶距离实现定位.实验结果表明,当车辆行程为30.8 m时,测距误差基本在0.65 m以内,可以达到高精度、低成本的定位要求.

摘要： 针对目前煤矿安全监察部门的执法水平落后,执法监察行为不规范等行业问题,通过研究微机电技术、惯性导航技术、蓝牙定位技术与实时分布式数据库技术,设计了包括执法终端、安全生产执法平台与执法监管云平台三部分的基于捷联惯性导航的煤矿执法系统,经测试在井下执法导航误差不超过3‰.实现了规范执法人员执法、井下执法数据同步、执法过程精准自主导航、执法轨迹可追踪,为煤矿执法监管云平台提供了可信的执法信息.

摘要： 现代信息化战争对定位定向系统的要求越来越高,捷联惯性导航系统是特种车辆不可或缺的定位定向系统.基于此需求,设计和开发了一种100％国产化率的捷联惯性导航系统信号处理平台,平台同时适配RTLinux操作系统,可应用于车裁定位定向系统、机载控制系统、航电系统、便携式基站系统等.经过设计研发和实验测试,该捷联惯性导航系统信号处理平台功能和性能满足使用要求,为国产化捷联惯性导航系统信号处理平台提供了一种解决方案.

摘要： 为了拓展捷联惯性导航的应用,以进一步提高飞行器导航精度和效率为目标,设计了一种实用的飞行器捷联惯性导航算法,该算法融合惯性器件的姿态信息、速度信息、加速度信息及位置信息测量值,借助四元数法分别构造姿态矩阵、速度矩阵及位置矩阵,然后通过解算四元数的运动学微分方程求出飞行器的姿态角和位置.试验结果表明,本文所述算法能够准确计算出飞行器的姿态与位置信息,可以为飞行器导航系统设计人员提供参考,具有一定的理论意义和实用价值.

摘要： 捷联惯性基组合导航中,辅助信息源短时失效会导致组合精度降低,对此提出高斯过程回归辅助捷联惯性基组合导航算法.该方法利用经过组合导航闭环校正的捷联惯性导航系统速度输出作为高斯过程回归的训练输入集,辅助信息源的速度输出作为训练输出集,在未发生失效时对高斯过程回归进行训练,辅助信息源失效时利用高斯过程回归预测辅助信息源输出以实现组合滤波量测更新.在实测实验中,利用低精度微机电系统/全球定位系统组合车载数据,比较所提算法与传统算法在失效情况下姿态、位置和陀螺常值漂移估计效果.结果 显示:在60 s的短时失效情况下,所提算法纵摇、横摇、位置估计效果提高90％左右,航向估计提高70.7％,东向、北向陀螺漂移估计分别提高10.3％,10.8％,证明所提算法可以有效地解决组合导航中辅助信息源短时失效问题.

摘要： 在旋转捷联惯性导航初始对准过程中,尺寸效应带来的加速度测量误差影响对准精度,为此提出一种基于尺寸效应在线估计与补偿的旋转调制初始对准方法.建立旋转调制初始对准的最优估计模型,并阐述旋转调制对初始对准的误差抑制机理;分析尺寸效应对加速度计输出的影响规律,推导出尺寸效应误差数学模型,将内杆臂长度参数扩展至初始对准状态空间,在初始对准最优估计过程中估计出内杆臂长度,同时在滤波模型中补偿尺寸效应误差.对旋转捷联惯性导航系统进行了实验,结果表明,内杆臂长度得到在线估计,通过尺寸效应补偿提高了旋转调制初始对准精度.

摘要： 针对杆臂效应误差力学补偿方法无法实时求出角加速度信息的问题,在分析采煤机捷联惯导定位系统杆臂效应产生原因的基础上,提出了一种改进的杆臂效应误差补偿方法.该方法利用导航坐标系下不同时刻重力加速度分量相同的原理求出杆臂长度;然后利用角速度求出载体坐标系相对于导航坐标系的角加速度;最后通过杆臂效应误差公式求出测量加速度的误差,从而对加速度输出进行补偿.仿真结果表明,该补偿方法能够有效提高采煤机捷联惯导定位系统的精度,能有效补偿采煤机的位置误差,消除累积误差的影响,相对于补偿前采煤机x方向和y方向的定位精度分别提高了5.1％和23.6％.

摘要： 推导了捷联惯性导航系统的误差模型,结合SINS/GPS组合导航误差模型,设计了自适应卡尔曼滤波器,利用修正信息形成制导控制指令控制飞行器的飞行,实现组合制导控制。仿真结果表明：基于该组合制导算法的制导控制精度达到米级,可用于精确制导控制。

摘要： 结合捷联惯性导航技术,系统性研究了舵机技术指标对滚转自动驾驶仪性能的影响。根据滚转回路特性,分析了滚转回路截止频率与舵机带宽的基本关系；应用频域分析,在低阶简化模型和高阶模型性能比较基础上,研究了舵机带宽和相角对滚转回路性能的影响。以二阶系统阶跃响应形式,联系飞行操纵产生的下洗流干扰力矩与滚转稳态指令,确定了舵的最大偏转角速度,保证滚转自动驾驶仪在机动飞行下工作在线性区：另外,综合考虑有转速和角度限制的二阶系统舵机模型及不同总攻角下的最大干扰力矩等因素,考查饱和非线性区中滚转回路指令和滚转角的响应状态,论证滚转回路稳定性。结果表明：对于弹体滚转时间常数为0.3s,舵效率力矩42N·m/tad,带宽要求大于50rad/s的滚转自动驾驶仪,舵机带宽应不小于20Hz、阻尼比在0.6以上。研究提供了滚转自动驾驶仪设计时确定舵机技术指标的一种基本方法。

摘要： 本文进行了组合导航的技术介绍,介绍了SINS(捷联惯性)/GPS组合导航系统工作原理,采用四元数法进行姿态描述,通过捷联惯性导航计算导航参数,利用卡尔曼滤波进行修正.通过实验发现,在这些技术的支持下,SINS/GPS组合导航系统实现地面车辆的精确导航.

摘要： 为了克服高动态条件下的捷联姿态解算存在不可交换性误差的问题,达到进一步增强捷联姿态误差抑制效果的目的,基于角速率的输出提出了等效旋转矢量三子样二次迭代优化算法,推导了对应的圆锥补偿算法方程及其表达式.分别在不同圆锥频率情况下和不同更新频率情况下,展开仿真验证算法漂移误差和俯仰角误差,以传统的四元数法、三子样算法坐为对照,分析仿真数据曲线,明显得出本改进算法在精度和稳定性方面均较均有提高.在单轴速率转台上进行光纤陀螺的实测验证中,通过调整圆锥运动半偏角和频率,测量获取光纤陀螺惯组输出情况,结果表明本算法在高动态条件下受圆锥半角、圆锥运动频率的影响较小,性能更加优越.

摘要： 为了克服高动态条件下的捷联姿态解算存在不可交换性误差的问题,达到进一步增强捷联姿态误差抑制效果的目的,基于角速率的输出提出了等效旋转矢量三子样二次迭代优化算法,推导了对应的圆锥补偿算法方程及其表达式.分别在不同圆锥频率情况下和不同更新频率情况下,展开仿真验证算法漂移误差和俯仰角误差,以传统的四元数法、三子样算法坐为对照,分析仿真数据曲线,明显得出本改进算法在精度和稳定性方面均较均有提高.在单轴速率转台上进行光纤陀螺的实测验证中,通过调整圆锥运动半偏角和频率,测量获取光纤陀螺惯组输出情况,结果表明本算法在高动态条件下受圆锥半角、圆锥运动频率的影响较小,性能更加优越.

摘要： 为了克服高动态条件下的捷联姿态解算存在不可交换性误差的问题,达到进一步增强捷联姿态误差抑制效果的目的,基于角速率的输出提出了等效旋转矢量三子样二次迭代优化算法,推导了对应的圆锥补偿算法方程及其表达式.分别在不同圆锥频率情况下和不同更新频率情况下,展开仿真验证算法漂移误差和俯仰角误差,以传统的四元数法、三子样算法坐为对照,分析仿真数据曲线,明显得出本改进算法在精度和稳定性方面均较均有提高.在单轴速率转台上进行光纤陀螺的实测验证中,通过调整圆锥运动半偏角和频率,测量获取光纤陀螺惯组输出情况,结果表明本算法在高动态条件下受圆锥半角、圆锥运动频率的影响较小,性能更加优越.

摘要： 为了克服高动态条件下的捷联姿态解算存在不可交换性误差的问题,达到进一步增强捷联姿态误差抑制效果的目的,基于角速率的输出提出了等效旋转矢量三子样二次迭代优化算法,推导了对应的圆锥补偿算法方程及其表达式.分别在不同圆锥频率情况下和不同更新频率情况下,展开仿真验证算法漂移误差和俯仰角误差,以传统的四元数法、三子样算法坐为对照,分析仿真数据曲线,明显得出本改进算法在精度和稳定性方面均较均有提高.在单轴速率转台上进行光纤陀螺的实测验证中,通过调整圆锥运动半偏角和频率,测量获取光纤陀螺惯组输出情况,结果表明本算法在高动态条件下受圆锥半角、圆锥运动频率的影响较小,性能更加优越.

摘要： 研究一种新型的基于捷联惯导(SINS)和GPS的组合导航系统.以捷联惯导作为主系统,同时利用GPS重调捷联惯导系统,建立该组合导航系统的卡尔曼滤波模型,设计输出校正间接法的卡尔曼滤波算法和Sage-husa自适应卡尔曼滤波算法.仿真结果表明:由于GPS位置和速度信息的引入,克服了捷联惯导系统误差状态发散现象,提高了导航精度.Sage-husa自适应卡尔曼滤波算法则具有更高的滤波精度和稳定性,能更好地满足长时间远距离导航的要求.

摘要： 研究一种新型的基于捷联惯导(SINS)和GPS的组合导航系统.以捷联惯导作为主系统,同时利用GPS重调捷联惯导系统,建立该组合导航系统的卡尔曼滤波模型,设计输出校正间接法的卡尔曼滤波算法和Sage-husa自适应卡尔曼滤波算法.仿真结果表明:由于GPS位置和速度信息的引入,克服了捷联惯导系统误差状态发散现象,提高了导航精度.Sage-husa自适应卡尔曼滤波算法则具有更高的滤波精度和稳定性,能更好地满足长时间远距离导航的要求.

摘要： 研究一种新型的基于捷联惯导(SINS)和GPS的组合导航系统.以捷联惯导作为主系统,同时利用GPS重调捷联惯导系统,建立该组合导航系统的卡尔曼滤波模型,设计输出校正间接法的卡尔曼滤波算法和Sage-husa自适应卡尔曼滤波算法.仿真结果表明:由于GPS位置和速度信息的引入,克服了捷联惯导系统误差状态发散现象,提高了导航精度.Sage-husa自适应卡尔曼滤波算法则具有更高的滤波精度和稳定性,能更好地满足长时间远距离导航的要求.

摘要： 本发明公布了一种捷联惯性导航系统与天文导航系统实现组合导航的方法，属于组合导航领域。本发明采用SINS有误差的“数学平台”作为CNS的水平基准，并根据耦合SINS姿态误差天文定位原理构建了深组合数学模型。本发明包括如下步骤：第一步：建立基于SINS数学平台的天文导航定位模型，第二步：建立SINS和CNS组合系统模型，第三步：所建立的组合导航系统状态方程和量测方程进行离散化处理，采用卡尔曼滤波器对惯性导航误差进行最优估计和修正。惯性/天文组合导航系统具有极好的自主性和抗干扰能力，采用本专利的方法，飞行器上可不安装专门的水平基准，有望简化机载条件下的SINS/CNS组合导航系统的设计。

摘要： 本发明涉及一种捷联惯性导航系统惯性元件拆装免标定方法，包括陀螺仪3自由度安装基准、加速度计3自由度安装基准、IMU的安装基准、惯性元件安装、惯导系统标定、安装误差引起的元件惯性测量误差方程，导航系统精度对安装误差要求的反推。本发明成果设计思路新颖，具有创新性，保证了惯性元件安装误差的重复性，将重复安装误差控制在可忽略的范围内，从而实现了惯性元件拆装免标定功能，提高了系统的可维修性，外场维修无需返厂标定。

摘要： 本发明公开一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法。所述方法具体步骤为：首先，确定旋转方案，其次根据载体初始位置参数建立惯导系统初始捷联转换矩阵，再次计算得到惯导系统初始转换矩阵；然后在旋转机构转动过程中根据捷联惯导系统实时解算载体位置信息以及转换矩阵，更新旋转机构下一时刻旋转角速度，直到完成调制型捷联惯导系统相对惯性系旋转的调制过程。本发明能够完全消除惯性器件各常值误差项对系统导航精度影响，特别是消除陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速耦合项误差，提高了惯导系统导航精度。

摘要： 一种超短基线/捷联惯性导航松组合的导航误差校正方法，它属于组合导航及水声定位技术领域。本发明解决了在基阵开角较大时，水下航行器的捷联惯性导航需要运动至超短基阵有效工作范围内进行误差校正，导致水下航行器的工作效率降低的问题。当超短基线定位系统有实数解时，可以得到声学基阵与信标的相对深度和斜距的比值，即基阵开角的余弦值，以该值控制组合导航的滤波增益，能够减小基阵开角比较大时的低质量观测信息在状态更新中所占的比重。通过在外部对滤波器的增益进行控制，能有效抑制捷联惯性导航误差，并且保证了在基阵开角较大情况下的水下航行器的工作效率。本发明可以应用于组合导航及水声定位领域。

摘要： 本发明公布了一种捷联惯性导航系统与天文导航系统实现组合导航的方法，属于组合导航领域。本发明采用SINS有误差的“数学平台”作为CNS的水平基准，并根据耦合SINS姿态误差天文定位原理构建了深组合数学模型。本发明包括如下步骤：第一步：建立基于SINS数学平台的天文导航定位模型，第二步：建立SINS和CNS组合系统模型，第三步：所建立的组合导航系统状态方程和量测方程进行离散化处理，采用卡尔曼滤波器对惯性导航误差进行最优估计和修正。惯性/天文组合导航系统具有极好的自主性和抗干扰能力，采用本专利的方法，飞行器上可不安装专门的水平基准，有望简化机载条件下的SINS/CNS组合导航系统的设计。

摘要： 本发明涉及一种捷联惯性导航系统惯性元件拆装免标定方法，包括陀螺仪3自由度安装基准、加速度计3自由度安装基准、IMU的安装基准、惯性元件安装、惯导系统标定、安装误差引起的元件惯性测量误差方程，导航系统精度对安装误差要求的反推。本发明成果设计思路新颖，具有创新性，保证了惯性元件安装误差的重复性，将重复安装误差控制在可忽略的范围内，从而实现了惯性元件拆装免标定功能，提高了系统的可维修性，外场维修无需返厂标定。

摘要： 本发明公开一种相对地心惯性系旋转的光纤陀螺捷联惯性导航系统误差抑制方法。所述方法具体步骤为：首先，确定旋转方案，其次根据载体初始位置参数建立惯导系统初始捷联转换矩阵，再次计算得到惯导系统初始转换矩阵；然后在旋转机构转动过程中根据捷联惯导系统实时解算载体位置信息以及转换矩阵，更新旋转机构下一时刻旋转角速度，直到完成调制型捷联惯导系统相对惯性系旋转的调制过程。本发明能够完全消除惯性器件各常值误差项对系统导航精度影响，特别是消除陀螺刻度因数误差和安装误差与地球转速耦合项误差，提高了惯导系统导航精度。

摘要： 本发明涉及一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法，属于惯性导航技术领域。根据载体所在的经度、纬度，地球坐标系到导航坐标系的转换；使旋转式惯导系统的双轴按一定旋转方案周期性地旋转；利用粗对准过程中陀螺输出的角速度信息，通过求矩阵微分方程数值解，更新IMU坐标系相对于p0坐标系姿态变化的方向余弦矩阵；并依次求解矩阵从而得到载体姿态矩阵完成粗对准。本方法通过粗对准过程中的积分运算补偿舰船在风浪作用下摇摆、震荡运动的对准环境下加速度计输出中由摇摆、震荡引起的误差分量，同时通过IMU双轴旋转调制以抑制加速度计零偏随时间积累而引起的误差，从而提高了凝固惯性系粗对准方法的精度。

摘要： 适用于捷联惯性导航系统的惯性传感器级旋转调制方法，包括制作旋转调制用的旋转调制装置；精确地保持支架旋转，采集两个陀螺的角速度信号和两个加速度计的加速度信号作为输出，采集旋转测量控制电路的角速度信号作为参考输出；通过旋转对每个陀螺和加速度计输出的角速度信号进行调制，陀螺和加速度计的角速度被调制而陀螺和加速度计中的漂移未被调制，从而将陀螺和加速度计的真实角速度与漂移分离，分别获得每个陀螺和每个加速度计的真实角速度和对应的漂移；利用相敏检波的方式对每个陀螺和每个加速度计的真实角速度解调，获取陀螺和加速度计的消除了漂移的真实输出向量，该输出向量始终保持在与旋转调制轴相垂直的平面内。本发明具有从陀螺和加速度计的输出端直接消除传感器慢速漂移误差、构建多轴旋转结构简单的优点。本发明具有精度高，容易实现的优点。