简介:设计军用飞机的自主导航系统是军用飞机的一项关键技术。捷联惯导/多普勒雷达/气压高度表组合导航方法虽然在理论上已较完善,但在具体工程实现中却存在诸多问题。针对实际工程要求,分析并建立了一种适用于飞机的低成本光纤惯导/多普勒雷达/气压高度表组合导航系统方案并对该实际系统进行了多次闭合与非闭合路线的跑车试验,对试验结果的分析表明,该方案是有效的,系统能够有效地抑制惯导位置误差随时间积累而发散的趋势,满足实际导航要求。之后针对实际工程中遇到的问题,分析并提出了影响光纤惯导/多普勒雷达/气压高度表组合导航系统性能的主要因素是Doppler雷达、光纤惯导同机体间的安装误差以及组合导航系统中航向角误差的结论。
简介:针对舰载条件的捷联惯导粗对准问题,提出了一种简单可行的最优粗对准方法。根据双矢量定姿的原理,分别将两个观测矢量之一作为基准,通过两次三轴姿态测定算法得到两个姿态矩阵,然后根据观测矢量的方差特性加权得到精度最优的姿态阵。阐述了三轴姿态测定算法的基本原理,分析了最优三轴姿态测定算法与基于高斯马尔科夫估计的三轴姿态测定算法的统一性,解析了基于最优三轴姿态测定算法的舰载惯导系统粗对准方案,并对传统三轴姿态测定算法和最优三轴姿态测定算法进行了应用比较。蒙特卡洛50个样本的仿真结果表明,采用最优三轴姿态测定算法明显优于传统三轴姿态测定算法,可使得东向、北向和天向姿态误差角均值分别为4.78??,9.21?和0.29?,标准差分别为0.11?,0.07?和1.08?,水平失准角最大值9.37?,方位失准角最大值2.8?,能够有效确定出载体的粗略姿态,在此基础上能更好实现该状态下的舰载惯导精对准。
简介:为提高车载捷联惯性导航系统(SINS)的定位和姿态精度,分析了SINS静态罗经对准原理,并推广至行进过程中,借助里程仪测速辅助实现姿态动态、持续对准。同时,通过此动态罗经回路控制律对里程仪测速噪声进行平滑,并对平滑后速度加以检测,实现了零速修正(ZVU)的停车自动识别;停车瞬间利用动态罗经对准回路对系统姿态进行修正,速度误差归零,并依据相邻停车时刻记录的速度误差拟合曲线积分值修正系统位置误差。最后,采用此方案进行了长达4h(约160km)的三组跑车实验,每10min停车ZVU(1s),达到的定位精度为44.2m(CEP),姿态精度优于0.5’。
简介:目前国际上的激光陀螺单轴旋转式惯导系统中,普遍采用一种四位置转停的惯性测量组合转动方案。通过对这种四位置转停方案的误差分析,指出它并不能够完全抵消掉转轴垂直平面内的所有陀螺常值漂移误差,并且载体航向变化会降低误差抵消的程度。基于此,在这种四位置转停方案基础上,首先提出了一种改进的四位置转停方案,可以抵消掉转轴垂直平面内的所有陀螺常值漂移误差,然后进一步提出了一种动态调整停止时间的四位置转停方案,使转轴垂直平面内的常值漂移误差的抵消程度不受载体航向变化的影响。分析表明,文中提出的这些改进措施和方法能够提高系统精度,而不会降低系统的可靠性,并且使用简单易行,可以应用于实际的单轴旋转式惯导系统中。
简介:安装在单轴转位机构上的惯性测量单元(IMU),会因IMU坐标系与载体坐标系不重合而存在一定的倾斜角,此倾斜角会使得IMU在旋转过程中引入姿态误差,在很大程度上降低了系统的姿态输出精度。为了降低安装倾斜角对旋转式捷联惯导系统的影响,文章通过对旋转过程中因安装倾斜引起的姿态角误差进行了详细分析,然后运用实验和数据拟合的方法得出了倾斜角随转位机构变化的规律,最后对倾斜角产生的误差加以补偿。经仿真和实验验证表明,对倾斜角误差补偿后,单轴旋转式捷联惯性导航系统的水平姿态精度由原先的2°提高到0.05°范围以内,航向误差由原先的0.5°提高到0.005°,大大提高了旋转式捷联惯导系统的姿态精度,具有一定的工程应用价值。
简介:捷联惯导系统的初始对准精度受加速度计零偏和陀螺漂移的限制。为减小对准误差,引入等效转动矢量对二位置对准方法进行了研究。通过对捷联惯导系统的静基座误差方程作Lyapunov变换,得到转动过程中加速度计零偏和陀螺漂移误差的传播方程。当系统由第一位置转到第二位置时,利用等效转动矢量的方法得到方程的状态转移矩阵,并由第一位置对准的约束条件推导出加速度计零偏和陀螺漂移的解析解。当二位置对准采用绕方位轴转动时,分析解的稳定性得出最优转动角度是180°。