捷联惯导系统

摘要： 在环境恶劣情况下,捷联惯导系统存在较为严重的圆锥误差效应,想要进一步提高算法的精确度必须对圆锥误差进行补偿。在圆锥运动的条件下,根据对经典的圆锥误差研究方法,利用三角变换公式将补偿效果相同项进行拆分合并,得到了新的求解圆锥误差补偿系数的算法,并给出了求解的一般公式,为以后对圆锥补偿算法优化提供了一个新的参考模型。通过验证可以证明算法的正确性。

摘要： 研究了利用线性卡尔曼滤波实现准静基座捷联惯导大失准角初始对准的问题。根据李群理论,如果系统模型具有仿射性,则其对应的线性误差模型是独立于状态估计值的,同时可以从该线性模型精确反推出李群上的非线性状态误差。分析指出,准静基座条件下捷联惯导姿态微分方程满足仿射性条件,其对应的姿态误差方程是独立于姿态估计值的。但是,如果将速度考虑进状态,则整体的状态模型不再满足仿射条件,无论是基于SO(3)+R^(3)还是SE(3)姿态描述,所对应的状态误差方程都不能做到独立于状态估计值。基于上述分析,直接对SO(3)+R^(3)状态描述下的速度误差方程进行改造,用重力矢量直接替换比力项,从而构造出独立于状态估计值的状态转移矩阵。仿真实验结果表明,利用所构造的线性状态空间模型,即使在大失准角条件下也能快速收敛到极限对准精度;车载晃动实验结果表明,利用所构造的线性状态空间模型,在大失准角条件下同样能够快速地跟上小失准角条件下的线性卡尔曼滤波对准结果。

摘要： 针对经典圆锥补偿算法应用于角速率输入陀螺的惯导系统误差增大的现象,提出一种改进的角速率输入的圆锥误差补偿算法,详细推导了算法的一般公式,给出了1、2子样的求解例证,结果表明新算法比传统算法精度有所提高,为以后对圆锥补偿算法优化提供了一个新的参考模型。通过验证可以证明算法的正确性。

摘要： 陆用武器系统作战时处于动态环境中,其惯导系统对准需要利用外部运动信息辅助,引起外部运动信息与惯导系统之间的外杆臂误差会影响对准精度。针对这一问题,该文以全球导航卫星系统(GNSS)辅助捷联惯导系统(SINS)为例,分析并建立了SINS/GNSS组合导航系统外杆臂误差模型,并将陀螺仪和加速度计的标度因数误差引入状态向量中,采用无迹卡尔曼滤波算法(UKF)解决动态情况下的大失准角的强非线性问题,并进行仿真验证。仿真实验结果表明,采用UKF滤波算法进行杆臂误差补偿后相较于补偿前速度误差的均方根误差最大减小了0.0067 m/s,位置误差的均方根误差最大减小了0.7786 m,有效地抑制了杆臂误差对组合导航系统动态对准精度的影响。

摘要： 针对传统捷联惯性导航系统(SINS)/声学多普勒测速仪(DVL)组合导航系统初始对准过程中模型不精确引起的对准效率低的问题,提出了一种基于状态变换的SINS/DVL初始对准方法。与传统的SINS/DVL匹配模式不同,所提方案采用了基于载体系速度信息的匹配模式,建立了基于载体系速度误差的SINS误差方程,提高了系统误差模型精度。并考虑SINS和DVL之间的安装关系,重新建立了SINS/DVL初始对准系统及量测方程。最后仿真及试验结果表明,所提出的基于状态变换的DVL辅助SINS初始对准方法能在粗对准不够理想且存在安装偏差角条件下完成高精度的初始对准,提高了初始对准的鲁棒性能,同时在对准过程中能够保持高精度的位置信息。

摘要： 针对捷联惯导系统级标定中滤波法路径设计复杂、误差参数辨识未进行深入的理论分析等问题,提出一种基于矩阵分解的系统级标定算法。将系统级标定中的拟合法路径设计引入滤波法,对静止和转动过程中的误差参数辨识进行深入的理论推导和分析,设计一组7位置连续标定路径。基于矩阵分解将安装误差角分解为非正交角和正交的失准角,建立包含21项误差参数的标定误差模型,以速度误差和姿态误差为观测量,建立27维Kalman滤波模型。仿真结果表明:加速度计和陀螺零偏标定误差分别优于3μg_(n)和0.00015°/h,标度因数误差优于4.5×10^(-6),安装角误差优于1″,标定时间小于30 min,实现了高精度的误差参数全标定。

摘要： 为增强机载捷联惯导系统(SINS)在自标定过程中的可观测性,提升陀螺仪漂移和加速度计零偏估计的速度和精度,引入星敏感器姿态信息和GPS速度信息,辅助完成捷联惯导系统的空中标定;同时,考虑在实际空中飞行条件下,受气流、电磁干扰等影响,姿态和速度的量测噪声呈非高斯分布且噪声统计特性不精确,导致经典卡尔曼滤波性能降低;为有效利用量测信号中的高阶矩信息,在卡尔曼滤波中采用最大熵准则代替最小均方误差准则,对星敏感器辅助下的机载捷联惯导系统的误差进行标定;仿真结果表明,经最大熵卡尔曼滤波后,惯性器件误差的标定精度明显提升;在采用星敏感器后,对陀螺仪漂移的标定速度和精度都得到了提升。

摘要： 针对传统捷联惯导算法模型为非线性,需要对姿态、速度和位置分步运算,且高动态下算法精度较低的问题,提出一种地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法。利用伪线性模型及其分析方法,将传统的地理系下捷联惯导方程各部分转换成伪线性形式,定义导航向量并建立其系统模型;再利用高阶数值积分算法提升导航向量更新精度,得到地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法。最后,用仿真评估算法精度,与传统捷联惯导算法相比,大机动条件仿真中伪线性捷联惯导算法的精度提升了两个量级;旋转弹飞行仿真中导航误差不到传统算法的1/5。提出的伪线性捷联惯导算法结构简单,采用一个更新回路即可完成导航向量更新,且在高动态大机动条件下具有更高的算法精度,因此,对于捷联惯导算法研究与工程应用有一定的参考价值。

摘要： 测距仪(Distance Measuring Equipment,DME)/伏尔(Very High Frequency Omnidirectional Range,VOR)/捷联惯导系统(Strap-down Inertial Navigation System,SINS)的组合是实现区域导航的重要导航源,国内针对其开展的理论研究未考虑VOR台站磁差的影响;此外,当飞机飞行至台站上空附近时,方位测量中的野值将导致组合导航精度迅速恶化。针对上述问题,提出了一种改进的DME/VOR/SINS组合导航算法。首先,在建立状态空间模型过程中将磁差扩维进状态变量,以解决已有研究中存在的理论缺陷;其次,推导了DME斜距测量误差与位置误差间的数学关系,结合方位误差量测方程,建立卡尔曼滤波的量测方程;最后,采用一种鲁棒的基于M估计的卡尔曼滤波算法实现信息融合。测试结果表明,所设计的DME/VOR/SINS组合导航算法可以准确地估计出VOR台站磁差,显著提高了组合导航精度和算法的适用性;能有效应对方位测量值中的野值,具备较高的工程应用价值。

摘要： 初始对准技术直接关系到捷联惯导系统(SINS)的导航精度和启动时长,因此一直是惯性导航领域的研究重点和难点。为此,对SINS系统初始对准技术的发展现状进行综述。首先,简述无纬度对准、纬度已知的粗对准和精对准的基本原理,分别指出上述对准技术的优缺点及其适用条件。然后,分析和讨论现有初始对准误差抑制技术的研究热点和作用效果。最后,结合现有方法存在的问题与运载体的发展需求,对未来SINS系统初始对准技术的研究方向予以展望。

摘要： 针对具有大角速度和大角加速度的短时飞行的动态载体,利用加速度计的输出公式和惯性器件的测量值,解算出载体质心的线加速度和角速度;根据微惯性测量组合捷联惯导系统原理设计了微惯性测量组合的安装方案并且论证了该组合方案的优越性;通过Matlab软件对该方案经行了仿真,结果表明该方案有效提高了系统精度.

摘要： 应用惯性测量系统进行导航定位与姿态测量时,系统模型方程的建立与地球模型和重力模型有直接关系.惯性测量系统工作过程中,地球引力加速度不可区分地反映在加速度计的比力测量中,因此重力扰动(包含重力异常和垂线偏差)一直是捷联惯导(SINS)系统的误差源之一.对于中低精度的捷联惯导系统,由于惯性器件的自身误差(陀螺零偏、加速度计零偏等)相对较大,一般忽略重力模型对系统造成的误差.而随着激光陀螺等惯性器件精度的不断提高,重力扰动已经成为捷联姿态测量系统中主要的误差源.从重力学和牛顿力学的基本概念出发,给出了包含重力扰动影响的惯性姿态测量系统误差力学编排方程,建立了包含重力扰动的SINS系统误差模型.通过仿真分析了重力扰动对SINS精度的影响,得出以下结论:重力扰动垂直方向异常分量对惯性姿态测量系统的影响可以忽略,垂线偏差是影响系统精度的主要因素.利用垂线偏差数据库对某海域试验数据进行了补偿分析,补偿效果不明显;当对加速度计施加一个噪声驱动项后,利用卡尔曼滤波技术对残余误差进行实时估计,在结算过程中对此残余误差进行补偿后系统精度有较大提高.

摘要： 目前广泛地应用于多传感器组合导航系统的联邦滤波器具有非最优性,并且是一种典型的两级分布融合结构.本文研究了可用于包括捷联惯导系统、全球定位系统、捷联星光跟踪仪在内的多传感器组合导航系统的两级分布式最优融合算法,仿真结果证实了该算法与联邦滤波器相比精度较高.

摘要： 固定位置捷联惯导系统不是完全可观测的系统,采用多位置对准可以使捷联惯导成为完全可观测系统,针对由光纤陀螺组成的某型捷联惯导IMU,提出了一种多位置初始对准方法,基于FPGA和DSP设计了捷联惯导转动基座多位置对准系统,FPGA完成IMU高速数据采集，在DSP控制下，FPGA生成的PWM信号控制伺服系统完成多位置转动，DSP实现导航解算，试验验证了多位置对准算法的可行性。

摘要： 在采用卡尔曼滤波对捷联惯导系统(SINS)进行静态基座初始对准的过程中,由于系统的不完全可观测性,使得有些状态量没有参与滤波,导致某些其他状态量的估计精度受到限制.作者将对准系统分解为可观测和不可观测两个子系统,采用状态方程降阶的方法对模型进行了处理,并使用无迹卡尔曼滤波(UKF,Unscented Kalman Filter)估计出失准角,从而获得姿态矩阵.最后分别对降阶系统与全阶系统进行仿真,仿真结果表明:降阶卡尔曼滤波器能够保证滤波精度,而且计算量更小,能够消除不可观测状态量对系统造成的滤波不稳定的影响.

摘要： 随着自动驾驶技术的快速发展与应用,无人系统的车载需求日益上升,而高精度定位是无人系统安全与实用的重要前提.本文基于实地跑车实验,在车载静态、车载动态环境下,对集成模块和组合模块两种不同组合方式的UBLOX定位模块精度进行分析.在车载静态实验中,集成模块和组合模块平面位置精度分别为0.5m和2m;二者的速度精度均在0.5m/s内.在车载动态实验中,集成模块在东向和北向上的位置精度均在2m内,组合模块分别在10m、15m以内;在速度精度方面,二者均在2m/s内.综上,在常见车载环境中,集成模块定位精度均优于组合模块定位精度,本文的研究结果对用户选择定位模块的组合方式提供了一定的帮助.

摘要： 随着自动驾驶技术的快速发展与应用,无人系统的车载需求日益上升,而高精度定位是无人系统安全与实用的重要前提.本文基于实地跑车实验,在车载静态、车载动态环境下,对集成模块和组合模块两种不同组合方式的UBLOX定位模块精度进行分析.在车载静态实验中,集成模块和组合模块平面位置精度分别为0.5m和2m;二者的速度精度均在0.5m/s内.在车载动态实验中,集成模块在东向和北向上的位置精度均在2m内,组合模块分别在10m、15m以内;在速度精度方面,二者均在2m/s内.综上,在常见车载环境中,集成模块定位精度均优于组合模块定位精度,本文的研究结果对用户选择定位模块的组合方式提供了一定的帮助.

摘要： 随着自动驾驶技术的快速发展与应用,无人系统的车载需求日益上升,而高精度定位是无人系统安全与实用的重要前提.本文基于实地跑车实验,在车载静态、车载动态环境下,对集成模块和组合模块两种不同组合方式的UBLOX定位模块精度进行分析.在车载静态实验中,集成模块和组合模块平面位置精度分别为0.5m和2m;二者的速度精度均在0.5m/s内.在车载动态实验中,集成模块在东向和北向上的位置精度均在2m内,组合模块分别在10m、15m以内;在速度精度方面,二者均在2m/s内.综上,在常见车载环境中,集成模块定位精度均优于组合模块定位精度,本文的研究结果对用户选择定位模块的组合方式提供了一定的帮助.

摘要： 随着自动驾驶技术的快速发展与应用,无人系统的车载需求日益上升,而高精度定位是无人系统安全与实用的重要前提.本文基于实地跑车实验,在车载静态、车载动态环境下,对集成模块和组合模块两种不同组合方式的UBLOX定位模块精度进行分析.在车载静态实验中,集成模块和组合模块平面位置精度分别为0.5m和2m;二者的速度精度均在0.5m/s内.在车载动态实验中,集成模块在东向和北向上的位置精度均在2m内,组合模块分别在10m、15m以内;在速度精度方面,二者均在2m/s内.综上,在常见车载环境中,集成模块定位精度均优于组合模块定位精度,本文的研究结果对用户选择定位模块的组合方式提供了一定的帮助.

摘要： 在GNSS/SINS组合导航中,零速是静态和动态对准模式切换的依据,对于复杂环境下的地面移动测量,零速更新可以快速抑制误差的积累,提高定位定姿的精度.本文研究了利用SINS的加表和陀螺原始数据进行零速探测的方法.常用的零速探测多是基于时域上能量或方差的阈值法,且阈值选取随IMU精度水平的变化而不同,具有较强的主观性.本文分析了不同载体运动下加表和陀螺数据的频谱特征,发现不同运动的低频段具有较好的区分度,并采用主分量变换进一步提取低频段的主频特征作为探测子,利用聚类方法实现静态和动态区间的自动划分最后,对2组不同观测环境下的车载实验数据进行了测试,结果表明基于主频特征的零速探测方法具有较高的探测成功率和较低的误判率.

摘要： 本实用新型提供了一种捷联激光惯导内台体及捷联激光惯导，涉及捷联激光惯导技术领域，包括框体、底板、第一隔板和第二隔板；第一隔板平行于框体的一侧面设置；第二隔板与第一隔板垂直交叉设置；第一隔板和第二隔板将框体的内腔分隔为第一腔体、第二腔体、第三腔体和第四腔体，第三隔板和第四隔板将第二腔体分隔为用于容纳第三个激光陀螺仪的第五腔体以及用于容纳三个加速度计的第六腔体。本实用新型提供的捷联激光惯导内台体，实现了三个激光陀螺仪位置的合理分布，并将三个加速度计集中设置于框体的中心位置，提高了内台体数据测量的精准度，并充分了利用了框体内的空间，有效的缩小了内台体的占用空间，使其结构更为紧凑，适用性更强。

摘要： 本发明公开了一种指定惯导位置精度的捷联惯导系统误差模型仿真方法，包括：1)实时获取更高精度的惯性加速度信息和飞行器航迹信息；2)根据上述获取的飞行器航迹信息，模拟仿真飞行器惯性器件的加速度信息；3)建立捷联惯导系统误差模型，建立指定惯导位置精度与惯性器件随机误差系数模型；4)设计软件程序，实现多套惯导系统的误差输入；5)根据捷联惯导系统误差方程实时解算得到捷联惯导系统的误差特性曲线，用以进行惯性器件误差模型的确定和捷联惯导系统的选型。本发明通过指定的惯导位置精度，设置不同的惯性导航器件的随机误差系数以及捷联惯导系统初始误差进行捷联惯导系统误差仿真达到逼近真实捷联惯导系统位置误差的目的。

摘要： 本发明提供的是一种基于捷联惯导系统的捷联罗经姿态测量方法。利用一套惯性测量组件信息，所述的惯性测量组件包括加速度计和陀螺，在导航计算机内运行捷联惯导系统、捷联罗经系统程序，分别建立捷联惯导系统、捷联罗经系统数学平台，利用捷联惯导系统输出速度和纬度补偿船舶速度、纬度和加速度对于捷联罗经系统的影响。本发明的方法不需引入外部速度参考设备，如电磁计程仪、多普勒计程仪，因此具有成本低、使用方便等优势。

摘要： 本发明公开了一种捷联惯导系统/全球导航卫星系统组合导航滤波系统，由一次装订模块、地球参数解算模块、初始对准模块、捷联惯导解算模块、改进滤波算法参数计算模块、正常模式组合导航滤波模块、故障模式组合导航滤波模块和反馈校正输出模块组成；改进滤波算法参数计算模块根据SINS和GNSS提供的数据，对改进卡尔曼滤波算法所需的状态转移矩阵、系统驱动噪声协方差矩阵、量测噪声协方差矩阵进行计算，并根据结果及状态标志传递至正常模式或故障模式组合导航滤波模块中进行改进滤波计算。本发明将组合导航滤波算法模块化，显著提高了组合导航的精度，加快了组合导航滤波算法的收敛速度，且可有效抑制卡尔曼滤波的发散。

摘要： 本发明公开了一种适用于捷联惯导系统的重力加速度测量方法及系统，其中重力加速度测量方法包括：步骤1，转位机构转动至第一位置；步骤2，在静态测量条件下，X向加速度计、Y向加速度计、Z向加速度计各采样获得第一位置的n1个原始数据；步骤3，转位机构绕水平轴转动180°至第二位置；步骤4，在静态测量条件下，X向加速度计、Y向加速度计、Z向加速度计各采样获得第二位置的n2个原始数据；步骤5，基于步骤2和步骤4中获得的原始数据进行计算，输出重力加速度值g。本发明利用捷联惯导系统内嵌的转位机构，通过在两个相差180°的位置进行静态采集，通过计算消除加速度计引入的重力加速度测量误差，从而获得高精度的重力加速度测量结果，测量过程简单。

摘要： 本发明提供一种基于捷联惯导系统的捷联罗经姿态测量方法。利用一套惯性测量组件信息，所述的惯性测量组件包括加速度计和陀螺，在导航计算机内运行捷联惯导系统、捷联罗经系统程序，分别建立捷联惯导系统、捷联罗经系统数学平台，利用捷联惯导系统输出速度和纬度补偿船舶速度、纬度和加速度对于捷联罗经系统的影响。本发明的方法不需引入外部速度参考设备，如电磁计程仪、多普勒计程仪，因此具有成本低、使用方便等优势。

摘要： 本发明公开了一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真方法，包括：1）实时获取更高精度的惯性加速度信息和飞行器航迹信息；2）根据上述获取的飞行器航迹信息，模拟仿真飞行器惯性器件的加速度信息；3）建立捷联惯导系统误差模型，建立指定惯导精度与惯性器件随机误差系数模型；4）设计软件程序，实现多套惯导系统的误差输入；5）根据惯性系统误差方程实时解算得到捷联惯性系统的误差特性曲线，用以进行惯性器件误差模型的确定和捷联惯导系统的选型。本发明通过指定的惯导位置精度，设置不同的惯性导航器件的随机误差系数以及捷联惯导初始误差进行捷联惯导误差仿真达到逼近真实惯导位置误差的目的。

摘要： 本发明公开了一种捷联惯导系统/全球导航卫星系统组合导航滤波系统，由一次装订模块、地球参数解算模块、初始对准模块、捷联惯导解算模块、改进滤波算法参数计算模块、正常模式组合导航滤波模块、故障模式组合导航滤波模块和反馈校正输出模块组成；改进滤波算法参数计算模块根据SINS和GNSS提供的数据，对改进卡尔曼滤波算法所需的状态转移矩阵、系统驱动噪声协方差矩阵、量测噪声协方差矩阵进行计算，并根据结果及状态标志传递至正常模式或故障模式组合导航滤波模块中进行改进滤波计算。本发明将组合导航滤波算法模块化，显著提高了组合导航的精度，加快了组合导航滤波算法的收敛速度，且可有效抑制卡尔曼滤波的发散。

摘要： 本发明属于车载定位导航技术领域，公开了一种车载捷联惯导系统鲁棒无迹信息滤波对准方法及系统，采用信息滤波框架下的方法‑‑无迹信息卡尔曼滤波方法UIKF，并利用统计学方法实现异常观测量的有效辨识；通过引入放大因子实现异常观测时对量测噪声协方差阵的放大，进而实现UIKF的鲁棒化。本发明提出的RUIKF方法适用于陆上GNSS信号可用性差或遮蔽条件下载体系速度辅助车载捷联惯导初始对准中，而且还适用于GNSS被拒止的水下载体系速度辅助捷联惯导初始对准，可进一步推广应用至组合导航领域。本发明提出的RUIKF可在非线性、非高斯条件下实现SINS的动态初始对准，进而提高车辆的快速启动和反应能力。

摘要： 本发明公开了一种捷联惯导系统温度标定方法与系统，先将多个双轴转台安装在步入式温箱中，再进行温度扫描和温度标定试验，得到所有温度点下惯性器件的标定参数；以其中一个温度点的标定参数为基准，计算在其他温度点时标定参数的补偿值，得到分段线性补偿模型；根据分段线性补偿模型计算升温过程中标定参数的补偿值；在全温度范围内进行标定参数的补偿，得到理论补偿结果；根据理论补偿结果进行补偿验证，在验证通过后再进行标定参数的在线补偿，得到实际补偿结果；最后根据实际补偿结果判断是否满足惯导系统的技术指标要求。本发明多个双轴转台共用一套步入式温箱，大幅降低设备成本。