1 中国电子科技集团公司第二十六研究所, 重庆 400060
2 重庆市固态惯性技术企业工程技术研究中心, 重庆 401332
3 重庆市固态惯性技术工程实验室, 重庆 401332
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。
三轴加速度计 可观测性分析 免拆卸标定 triaxial accelerometer observability analysis disassembly-free calibration
1 火箭军工程大学 导弹工程学院，陕西 西安 710025
2 空军研究院，北京 100085
星敏感器安装误差是制约SINS/CNS导航精度的主要因素之一，有必要在使用前对其进行标定，特别是小视场星敏感器无法根据单幅星图得到姿态信息。文中提出了一种SINS/CNS组合导航系统的快速高精度标定方法，利用惯导输出的姿态、速度以及星敏感器测量的矢量信息构造量测，建立卡尔曼滤波模型，实现安装误差和惯性器件常值误差的地面标定。通过全局可观测性分析，详细给出了系统在不同的姿态和观测星点的情况下的可观测性并进行了验证。仿真结果证明：至少需要进行两个轴向的转动、三次观星且需避免将星点位于星敏测量原点，才能高精度估计出星敏感器三轴安装误差，而对于大视场星敏感器来说部分惯组姿态不利于提高系统可观测度，该方法对姿态和星敏感器安装误差的估计精度均在0.5″内，陀螺和加速度计的常值误差分别小于0.000 7 (°)/h和
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，无需精密的外部设备和人工参考即可实现高精度标定，对SINS/CNS组合导航系统的观星方案设计有一定意义。
红外与激光工程
2022, 51(6): 20210641
1 火箭军工程大学兵器发射理论与技术国家重点学科实验室, 西安 710025
2 火箭军研究院, 北京 100085
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。
捷联惯导系统 多位置对准 可观测性分析 陀螺漂移 strap-down interial navigation system multi-position alignment observability analysis gyro drift
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。
误差协方差矩阵 可观测性分析 旋转惯组 初始对准 observability analysis ADOP error covariance matrix ADOP rotating-IMU initial alignment
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。
姿态测量 可观测性分析 卡尔曼滤波 attitude measuring observability analysis GPS/SINS GPS/SINS Kalman filtering
军械工程学院车辆与电器工程系，河北 石家庄 050003
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。
火箭炮制导化改造 误差标定 可观测性分析 奇异值分解 transformation of guided rockets error calibration observability analysis singular value decomposition
