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：先介绍了算法的对偶性原理,并根据此原理和圆锥误差补偿的一般形式,得到了陀螺和加速度计任意子样数下划船误差补偿的一般形式;然后在经典的划船运动条件下,对划船误差补偿算法的系数进行优化,得到了优化后的通用公式及其算法漂移;最后,通过对圆锥误差算法和划船误差算法的复杂度、算法漂移的比较,得出一些有益结论.基于该方法可以充分利用圆锥误差算法的已有结果,由计算机编程计算得到划船误差补偿的任意子样数算法,无需繁琐的重复性推导.

简介：提出了一种利用GPS定位与测速相结合的动态定位方法.引入模糊人工神经网络技术对GPS数据进行处理,利用BP网络实现模糊化知识集的记忆和模糊判决的功能;最后,对处理前后的结果进行了对比.试验结果表明,该方法可以有效地提高GPS在开阔场地的定位精度.

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：由于激光陀螺固有机抖频率的存在,以及导弹运输、装卸、发射与飞行过程经历的动态环境中振动、冲击、过载等激励,导致激光陀螺在导弹上使用输出精度差。应用多体系统传递矩阵法,建立了激光陀螺捷联惯性测量组合减振多体系统动力学模型,分析激光陀螺固有抖动和导弹振动冲击对激光陀螺输出精度的影响。通过对减振系统动力学模型进行仿真,获得了激光陀螺抖动和导弹冲击环境下激光陀螺捷联惯性测量组合减振系统动态响应。该仿真结果为激光陀螺捷联惯性测量组合减振设计提供理论依据,该分析方法为激光陀螺捷联惯组在导弹上应用提供理论基础。

简介：由于传统的多位置对准方法在用卡尔曼滤波器对其状态变量进行估计时，方位失准角收敛很慢，因此提出了一种快速多位置对准估计方位失准角的方法，直接利用两水平失准角快速收敛的估计结果对传统多位置对准中方位失准角的估计，从而大大提高了捷联惯导系统静基座对准的精度和速度。计算机仿真结果验证了该方法的有效性。

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：—针对现有的自适应卡尔曼滤波算法实时性不强、结构繁杂，本文研究了在惯导与ＧＰＳ组合系统中应用一种修正的自适应卡尔曼滤波算法，并与常规卡尔曼滤波算法作了比较。仿真结果表明，这种算法具有结构简单、高效率和精度高等优点，不失为一种实用而有效的滤波算法。

简介：描述了一种惯导辅助的基于GPS的航向姿态参考系统的设计与实现,主要工作包括两个方面:第一,采用最小二乘方法和乔里斯基分解,基于基线长度约束设计并实现了实时的GPS定姿系统;第二,采用低成本的光纤陀螺辅助GPS定姿系统,提出了基于姿态角约束的多分辨率方法,用于在GPS定姿失败的情况下,正确求解载体姿态.该系统经过船载航行实验,证明完全能够达到实时计算,在基线长度为3m的条件下,航向角精度优于0.1°.

简介：圆锥误差是影响捷联惯导系统姿态算法精度的原理性误差,其对三轴激光捷联惯导系统精度的影响显著.对三轴机抖激光陀螺捷联惯导系统,除了弹体运动可能引入圆锥运动外,三轴机抖激光陀螺产生的机械抖动也会在惯导系统中引入圆锥运动.文中分析了两种圆锥运动在三轴激光捷联惯导系统中产生的机理,并给出了圆锥误差补偿算法在不同试验条件下的应用效果.

简介：ＧＰＳ接收机码环跟踪回路的误差模型一般可用一阶马尔可夫过程来近似，且当接收机载波环路失锁时，码环的速率辅助信息来自惯性导航系统的惯性速度。鉴于此，本文对ＧＰＳ／ＳＩＮＳ组合系统误差状态方程中考虑或忽视码环跟踪误差的两种情况，用卡尔曼滤波器对系统性能进行研究，并探讨了飞机机动飞行时伪距测量误差与惯性速度误差之间的相关性对接收机码环跟踪性能的影响。结果表明，飞机机动及ＧＰＳ最佳导航星在飞机运动过程中的变化对ＧＰＳ接收机码环的工作稳定性都有一定的影响。

简介：建立了单陀螺惯导系统等效二自由度模型，讨论了陀螺抖动频率随基础结构固有特性的变化规律，并利用数值试验的方法研究了基础结构与机械抖动系统的频率比、惯量比、基础结构的阻尼比以及陀螺抖动系统阻尼比对陀螺抖动幅度的影响规律。

简介：详细介绍了国内外(中、美、俄)惯导用中型精密离心机“鸟笼”的发展现状，在此基础上，对我国现阶段研制的“鸟笼”与美国的两代“鸟笼”进行了比较分析，认为我国“鸟笼”现阶段的研制处于国际先进水平。

简介：基于单轴旋转SINS的多位置对准方法通常要求旋转轴和方位轴重合,轴重合误差会影响多位置对准精度。针对这一问题,提出了一种可绕任意轴旋转的多位置初始对准方法,几何分析指出,该旋转轴可沿任意方向,不需要与方位轴重合,它只需绕某任意旋转轴转过两个已知角度即可解算出IMU的零偏,提高对准精度。仿真实验显示,提出的绕任意轴旋转的多位置对准方法相比单个位置下的解析粗对准方法的对准精度显著提高,航向角误差由5＇降低到0.2＇以下。

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°。

简介：适合陆基使用的旋转重力梯度仪采用多个加速度计的组合输出,能有效地抑制平台的共模噪声,实现对地球表面微小重力梯度变化信号的测量。其关键技术之一就是对多个加速度计进行动态匹配调节,通过实时反馈来降低多种噪声和误差,从而降低对研制单个加速度计的性能要求。本文结合旋转重力梯度仪中加速度计的匹配调节方法,以重力梯度测量分辨率达到1E为目标分析,结果表明对加速度计的标度因子一致性匹配需要达到10-11的量级,对二阶非线性因子调节同样需要达到~10-11g/g2的量级。