1 西北工业大学自动化学院， 陕西 西安710072
2 中航工业西安飞行自动控制研究所， 陕西 西安 710065
在机抖激光陀螺(DRLG)捷联惯导系统(SINS)中，陀螺的抖动偏频会引起伪圆锥运动。分析了伪圆锥运动对捷联惯导系统旋转矢量计算的影响，并推导了其表达式。通过数值计算，分析了影响伪圆锥误差的因素，提出了机抖激光陀螺抖动频差的匹配原则，以实现伪圆锥误差最小化。基于该匹配原则，面向工程实际问题提出了一种机抖激光陀螺抖频调谐技术。仿真分析和实验结果表明，选用一种主体抖动轮并按需选配调节构件，该技术可满足系统对陀螺抖动频差的匹配要求，同时不会对陀螺整体外形尺寸和抗振性能造成任何影响。与传统方案相比，进一步提升了机抖激光陀螺，尤其是小型化机抖激光陀螺的工程化水平，降低了生产成本。
激光光学 机抖激光陀螺 捷联惯导系统 伪圆锥运动 抖频匹配 频率调谐 中国激光
2016, 43(10): 1001003
针对大型特种载体位姿测量系统结构复杂、可靠性差、成本高的问题，基于光纤陀螺（FOG）捷联惯导系统（SINS），采用卫星、天文2级组合导航，提出了实现载体导航信息精密测量的新方法，给出了组合导航系统的滤波结构、误差方程、数学模型。数据分析与精度评估的结果表明，采用小型化、高可靠性、低成本的FOG SINS的组合导航方法能够实现载体速度、位姿的精密测量。基于FOG SINS的载体位姿的精密测量方法是实现导航低成本、高性能的一种有效途径。
测量 光纤陀螺 捷联惯导系统 最优估计 光学学报
2016, 36(10): 1012001
国防科技大学 光电科学与工程学院, 长沙 410073
针对小型化激光陀螺捷联惯导系统(SINS), 建立了四种不同的温补模型, 分析和对比了包含高温、低温和变温三种不同温度模式下的温补效果。试验结果表明: 温度变化率是影响惯性器件误差的重要因素, 考虑温度和温变率模型的动态模型温补效果明显优于单纯考虑温度的静态模型。另外, 为了检验小型化SINS的稳定性以及温补模型与时间的关系, 5个月后再一次对其温度特性进行研究, 结果表明: SINS稳定性良好, 温补模型基本不受时间影响, 满足工程应用的需求。
捷联惯导系统 小型激光陀螺 温度补偿 稳定性研究 strap-down inertial navigation system miniaturized ring laser gyro temperature compensation stability study
针对设计捷联惯性导航系统时系统指标要求合理选择惯性传感器的问题, 提出一种捷联惯性导航系统误差分析方法, 建立了系统在不同工作条件下的误差模型, 给出了在设计捷联惯性导航系统时, 纯惯性导航时间小于2 min、位置误差小于100 m时选择陀螺和加速度计的方法。
捷联惯性导航系统 陀螺 加速度计 误差分析方法 误差模型 strap-down inertial navigation system gyro accelerometer error analysis method error function
针对捷联惯导系统初始对准精度问题, 提出了一种采用多普勒计程仪辅助捷联惯导系统进行初始对准的方法。分析了多普勒计程仪测速误差的形式, 建立了多普勒计程仪与捷联惯导系统的误差模型, 通过输出校正的方法修正多普勒计程仪的速度信息, 为惯导系统提供准确的载体速度信息, 采用卡尔曼滤波进行捷联惯导系统的精对准。并对舰船匀速直航状态时, 多普勒计程仪辅助捷联惯导系统的初始对准进行了仿真分析。理论分析与仿真结果表明: 该方案能有效地解决舰船的初始对准问题, 收敛速度较快, 而且具有较高的精度。
捷联惯导 初始对准 卡尔曼滤波 多普勒计程仪 输出校正 Strap-down Inertial Navigation System(SINS) initial alignment Kalman filter Doppler Velocity Log (DVL) output revising
面向机载捷联惯导系统的设计与验证需要，设计由惯性导航信息源、数据处理、滤波器、导航算法和初始对准等信号仿真器组成的捷联惯导数字仿真系统，并建立相应的性能评价指标体系，评价数据处理、信号滤波、导航解算和初始对准滤波等算法的有效性。最后，建立了捷联惯导数字仿真系统的综合评价模型。
机载捷联惯性导航 数字仿真 性能评价 airborne Strap-down Inertial Navigation System (SI digital simulation performance evaluation
1 空军地空导弹装备检验所, 陕西 三原 713800
2 空军工程大学导弹学院, 陕西 三原 713800
将UKF算法应用于SINS/GPS全姿态组合导航系统，给出了一种GPS测量姿态角的方法，推导了姿态角误差与平台失准角之间的关系，建立了系统的非线性误差模型，设计了UKF滤波器。仿真结果表明，将UKF算法用于SINS/GPS全姿态组合导航系统可以改善系统的可观测性，提高导航精度。
组合导航 捷联惯导系统 全球定位系统 integrated navigation UKF Unscented Kalman Filter(UKF) Strap-down Inertial Navigation System(SINS) Global Positioning System(GPS)
1 北京航空航天大学, 北京 100083
2 中国空空导弹研究院, 河南 洛阳 471009
利用最优平滑技术对弹栽捷联惯导传递对准精度进行评估，是分析导弹系统的战术性能的有效方法。主要探讨了以载机主惯导为参考系统的弹载捷联惯导试验评估专家系统的设计方案，论述了评估系统设计时要考虑的问题。并采用固定区间平滑算法对系统设计的正确性进行了初步的仿真验证。通过对仿真结果的分析，证实了评估系统的可行性和有效性。
导弹 捷联惯导 评估 专家系统 missile Strap-down Inertial Navigation System(SINS) evaluation expert system
以六加速度计的配置方案为例,介绍了GFSINS的工作原理;对GFSINS/GPS组合导航系统选择滤波器问题进行了详细的理论分析,提出了基于H∞滤波器的组合方法;该方法将惯性器件的各种误差看作系统的不确定性误差,有效地解决了GFSINS/GPS采用间接法组合时,无法建立准确系统线性模型及得到准确噪声统计特性的问题。通过仿真验证了该方法的有效性。
无陀螺惯性导航系统 组合导航系统 H∞滤波 Gyro-Free Strap-down Inertial Navigation System(GF GPS GPS integrated navigation system H∞ filter
