雷达测姿系统实际上是一种惯性导航系统, 长时间未标定会发生加速度计零位变化, 直接影响水平测量精度。针对此问题, 该文分析了系统误差机理及可观测性, 根据实际雷达天线的运动范围, 提出了一种免拆卸加速度计零位基准误差补偿方案。此方案的标定方法简便, 能够有效地识别并估计三轴加速度计的零位误差, 补偿后的动态水平基准精度由2′提升至0.5′, 适合在不方便拆卸的雷达车等大型设备上使用。

运动学标定是提高并联机构精度的重要途径。采用与辨识雅可比矩阵相关的可观测性指标最大化的方法选择测量位姿, 可以提高并联机构运动学标定对传感器测量噪声的鲁棒性。辨识雅可比矩阵是并联机构位移和姿态的函数, 但位移和姿态对应的辨识雅可比矩阵中的元素的数量级不同, 导致所选测量位姿的位移和姿态对测量噪音的鲁棒性不同。因此, 本文提出先对辨识雅可比矩阵进行无量纲化, 再通过可观测性指标选择测量位姿, 保证位移和姿态对测量噪音具有相同的鲁棒性, 进而提高标定精度。通过数值算例, 3种测量噪音下该方法标定的结构参数精度相对于传统方法均有大幅提高, 分别由1.007 5, 0.100 9, 0.010 1 mm提高到0.033 7, 0.033 7, 0.003 4 mm; 该方法标定的位置精度相对于传统方法基本不变, 但姿态精度有大幅提高, 分别由0.015 2°, 0.003 3°, 0.000 15°提高到0.003 3°, 0.000 3°, 0.000 033°。以该方法选取的测量位姿对Stewart并联机构进行标定试验, 标定前后位置和姿态的误差均值分别从2.321 mm和0246°降至0.242 mm和0.025°, 有效地提高了位姿精度。

针对传统车载捷联惯导初始对准方法中存在方位陀螺误差可观测性差、对准精度不高的问题, 研究了基于谱条件数可观测度分析的多位置对准方法。建立捷联惯导静基座对准误差模型, 利用基于谱条件数法的分段线性定常系统理论分析了单位置、最优二位置和双轴转动三位置对准的可观测度, 对比研究了惯性器件估计误差和对准精度, 探讨了最优二位置对准时间分配问题, 得到在相同对准时间内最优二位置对准精度更高、三位置对准可提高后续导航中方位陀螺常值漂移估计精度的结论, 并通过仿真结果验证了理论分析的正确性。

对里程计辅助的车载激光捷联惯导系统(SINS)的动基座初始对准问题进行了可观测性分析。首先,考虑里程计刻度系数误差、惯性测量单元零偏、SINS安装误差角等系统误差项建立了系统方程。然后,从系统方程出发,将系统可观测性问题转化为判断系统状态量是否存在唯一解的问题,利用全局可观测性分析方法对系统状态进行了可观测性分析,并给出了一种系统可观测的充分条件。最后,根据可观测性分析结论设计了初始对准算法及在轨激励方式。通过扩展卡尔曼滤波器对里程计辅助的车载激光SINS初始对准进行了计算机仿真,仿真结果验证了理论分析结果的正确性。

为提高光纤陀螺随钻测斜仪的井眼轨迹的测量精度, 采用卡尔曼滤波组合的测量方法, 对井斜、方位和工具面失准角进行估计。由于姿态失准角的估计精度与其可观测性密切相关, 为了提高估计精度, 文章分别在匀速、匀加速和匀速转动三种钻进运动状态下, 采用分段线性定常系统(PWCS)和奇异值分解(SVD)的方法分析了姿态失准角的可观测性, 并分析了钻进中井斜角和转动速率对姿态失准角估计精度的影响。由仿真结果可知, 匀速钻进时, 方位失准角不可观测; 匀加速钻进时, 方位失准角可观测且在水平井中可观测性最强, 随着井斜角度增大, 方位角、井斜角的测量精度逐渐提高; 绕轴向匀速转动钻进时, 方位失准角的可观测性和估计精度均优于匀速、匀加速钻进状态; 角速率由0°/s增加到5°/s时, 三个姿态失准角的估计精度均增大并逐渐趋于稳定。文中提出的轴向转动钻进运动可有效提高井眼轨迹的测量精度。

针对捷联式惯导系统单位置对准可观测性的问题, 以捷联式惯导10状态变量误差方程为研究对象, 利用奇异值分解的方法, 对固定位置对准的系统各状态变量的可观测性进行分析。可观测性分析结果表明：系统的各状态变量非完全可观, 方位失准角的可观测度较低。为了改善对准系统的可观测性, 根据可观测度分析结果及工程应用特性进行模型降阶, 得到7阶卡尔曼滤波参数模型并进行了实验验证。实验结果表明：降阶后的模型对滤波参数的容忍度更大, 且降阶后模型的精度要高于降阶前的精度。

可观测性分析方法在卡尔曼滤波效果估计中得到了广泛应用，本文对误差协方差矩阵和姿态精度因子（ADOP）两种可观测性分析方法进行了研究，并分析了两种方法之间的关系。针对旋转式惯导系统多位置初始对准的问题，以捷联式惯导初始对准33维状态误差方程为研究对象，分别采用上述两种方法分析了可观测性分析在旋转惯组初始对准的转动顺序、停留时间及模型降阶方面的应用。仿真结果表明，两种方法在初始对准方案选择中具有良好的一致性。

建立了一种基于多天线GPS/SINS的全组合测姿模型; 在位置、速度组合的基础上，利用星站双差观测量实现姿态测量，并证明了PWCS定理可用于分析该类系统的可观测性。研究了系统在不同可见星数目情况下的状态可观测性，并通过一段仿真航迹，对比了模型的测姿精度等性能。结果表明，当可见星数目大于等于4颗时，系统状态即完全可观测，此时，导航系统滤波参数能够较快收敛，并且达到较高的测姿精度。而在此基础上继续增加可见星数目、增加姿态观测量并不能使系统的测姿精度和收敛速度得到明显改善。

针对火箭炮在射前准备阶段里只能进行两自由度的角运动，造成部分参数不可观的缺陷，在基于对火箭炮进行制导化改造的背景下，提出了在射前准备阶段加入横滚运动的标定方案以及相应的可观测度分析方法。首先建立了21维误差模型；而后运用可观测度分析方法对误差参数的可观测度进行了分析，对三个阶段进行了比较，表明横滚运动可使多个参数变得可观，并且其他参数可观测度也大幅提升；最后，采用奇异值分解的方法对所提出的标定方案和可观测度分析方法进行仿真验证，结果表明：除x轴陀螺刻度系数误差外，其余参数奇异值基本都大于1，与可观测度分析方法的结论一致，充分体现了横滚运动对误差参数估计的有效性以及可观测度分析方法的可行性。