红外与激光工程
2023, 52(6): 20230174
1 北京航天时代激光导航技术有限责任公司, 北京 10
2 北京航天时代激光导航技术有限责任公司, 北京 100094
该文理论分析了二频机抖激光陀螺抖动轴和敏感轴间的失准角对陀螺精度的影响。基于刚体欧拉动力学方程建立了机抖激光陀螺动力学模型, 利用刚体绕任意轴转动惯量的计算方法, 计算了抖动轴失准角引起的陀螺腔体在陀螺坐标下的惯性积变化, 对陀螺高频抖动时由腔体惯性积产生的横侧向力矩引起陀螺敏感轴横侧向变形进而激发单表级圆锥误差的过程进行了定量计算。结果表明, 高精度应用场合抖动轴失准角应小于5′。
激光陀螺 捷联惯组 失准角 laser gyroscope strapdown inertial measurement unit misalignment angle
红外与激光工程
2022, 51(7): 20210499
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
华中光电技术研究所-武汉光电国家研究中心， 湖北 武汉 430223
舰载**捷联惯导系统(SINS)初始对准的精度以及时间决定着**系统打击的准确性以及快速性。由于舰船航行环境复杂多变，舰载**捷联惯导系统利用舰船主惯导(MINS)提供的高精度导航信息进行牵引对准可以提高其对准的精度和速度，保证作战任务的顺利完成。对舰载**捷联惯导系统利用主惯导提供的导航信息进行牵引对准，并对其性能进行半物理仿真，然后利用牵引对准后捷联惯导系统的姿态跟踪主惯导姿态的精度来评价对准的性能。仿真结果表明，静态条件下，牵引传递稳定后，牵引传递造成的航向基准传递误差小于1.8′(0.03°)，姿态基准传递误差小于10.8″(0.003°); 动态条件下，牵引传递稳定后，牵引传递造成的航向基准传递误差小于2.4′(0.04°)，姿态基准传递误差小于10.8″(0.003°)。为后续各个作战平台牵引对准模型的建立提供一定的参考。
舰载** 捷联惯导系统 牵引对准 姿态跟踪 半物理仿真 shipborne weapon strapdown inertial navigation system(SINS) traction alignment attitude tracking semi physical simulation
华中光电技术研究所- 武汉光电国家研究中心， 湖北 武汉 430223
传统惯性/天文组合导航的工作原理一般有天文测星输出的ψ角直接解析并校正惯导速度、位置和ψ角作量测估计并间接校正惯导速度、位置两种。针对这两种工作原理中未充分利用可观测度较大的陀螺常值零偏估计信息而导致长航时、短航时组合导航效果不理想的问题，提出全固态捷联式惯性/天文组合导航技术，将捷联式惯导和大视场星敏感器固连，以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息，实时估计并反馈陀螺常值零偏用于校正捷联惯导系统，可快速有效抑制各种由陀螺漂移引起的误差。实测数据仿真表明：以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息可使经度误差、纬度误差、航向角误差和陀螺常值零偏快速稳定、收敛，长航时试验中可使经度误差不大于0.5 nmile、纬度误差不大于0.2 nmile、航向误差30″，短航时试验中可使经度误差不大于0.25 nmile、纬度误差不大于0.12 nmile、航向误差20″。因此，该算法对于长时导航和短时导航都具有良好的适应性，具有实用价值和研究意义。
天文导航 陀螺仪 星敏感器 捷联惯导 组合导航 celestial navigation gyro star sensor strapdown inertial navigation integrated navigation
1 北京信息科技大学高动态导航技术北京市重点实验室, 北京 100089
2 教育部现代测控技术重点实验室, 北京 100089
研究了一种用于估计制导弹药与目标之间的视线角速率算法的推导与实现。低成本的捷联导引头的测量信息中包含了弹目在相对运动中形成的视线角和弹体姿态两部分信息, 首先设计解耦算法将弹体姿态信息去除, 然后采用扩展卡尔曼滤波(EKF)以及α-β滤波这两种算法分别对视线角和视线角速率进行估计, 最终的仿真结果表明采用EKF算法能比α-β滤波算法得到更加精确的估计值。
制导弹药 捷联导引头 视线角速率 扩展卡尔曼滤波 α-β滤波 guided munition strapdown seeker LOS angular rate extended Kalman filter α-β filter
航天工程大学宇航科学与技术系, 北京 101400
针对车载激光捷联惯导系统行进间对准过程中晃动干扰、惯性器件常值误差等导致的对准精度降低的问题,提出了一种基于旋转调制的抗干扰车载激光捷联惯导系统行进间对准方法。针对行进间对准过程中存在的晃动干扰,采用惯性系下的姿态实时更新方法跟踪姿态变化,以克服角晃动干扰,并对比力方程进行积分以减小线振动干扰,同时结合姿态最优估计求得起始时刻的姿态,在更新方向余弦阵过程中,采用“单子样+前一周期”的等效旋转矢量算法减小不可交换误差对姿态解算精度的影响。接着采用单轴连续旋转调制方法实现对惯性器件常值误差的自补偿。仿真结果表明,该自主初始对准方法能够在行进间对准过程中克服干扰,消除惯性器件常值误差的影响,提升对准精度。
遥感 激光捷联惯导系统 行进间对准 等效旋转矢量 旋转调制 激光与光电子学进展
2021, 58(6): 0628003
1 中国电科重庆声光电有限公司, 重庆 400031
2 中电科特种飞机系统工程有限公司, 四川 成都 610036
针对无人机在动平台起降时对导航系统提出的导航精度高, 解算无人机与动平台降落点的相对定位精度高, 体积小及质量小等要求, 该文基于捷联惯性导航(SINS)、北斗动动载波相位差分(RTK)技术及采用卡尔曼滤波多源导航信息融合技术, 研制了动平台起降无人机导航系统。试验结果表明, 系统地理系导航精度: 航向≤0.2°(1σ(σ为方差)), 姿态≤0.15°(1σ), 水平定位≤0.4 m(1σ), 高度≤0.8 m(1σ); 动态下导航系统与移动基准站相对精度: 水平定位≤0.05 m(1σ), 高度≤0.1 m(1σ)。飞行试验表明, 导航系统满足无人机在动平台起降对导航精度的要求。
捷联惯性导航系统(SINS) 北斗卫星导航 载波相位差分(RTK) 无人机 动平台 相对定位 北斗基准站 strapdown inertial navitation system(SINS) Beidou navigation satellite system carrier phase differential technique(RTK) UAV moving platform relative positioning Beidou base station
