1 国防科技大学 前沿交叉学科学院，湖南长沙40073
2 国防科技大学 南湖之光实验室，湖南长沙410073
3 海军装备部驻湘潭地区军事代表室，湖南湘潭411100
随着旋转调制惯导系统精度的不断提升，单次导航实验周期越来越长，试验周期急剧增加，为试验鉴定和评估带来了困难。为合理评价长航时旋转调制惯导系统的导航精度，首先介绍了一种兼具自标定、自对准功能和导航功能的一体式旋转调制方案，将惯导系统自标定、自对准状态和导航过程中的旋转路径进行统一；然后提出了一种基于重复样本的长航时旋转调制惯导系统长周期导航测试方法，该方法可以更高效快捷地完成所需全部导航测试评估任务；最后，利用实验室30天的长航时导航测试数据进行了实验验证，最大定位误差为0.71（归一化），与独立航次统计结果相当，同时利用车载动态试验验证明了该方法的有效性和可行性。该方法可以大幅缩短导航系统测试的周期，为长航时惯导装备研制和试验测试评估提供有效手段。
惯性导航系统 旋转调制 长航时 测试评估 inertial navigation rotary modulation long-endurance test and evaluation 光学 精密工程
2023, 31(17): 2525
为充分考虑历史信息对未来导航结果的影响，并充分利用更深层次的组合导航信息进行信息融合，提出了一种基于图优化的INS/GNSS深组合导航方法。通过将量测信息和状态传播作为约束信息，在时间域上构建优化代价函数，利用列文伯格-马夸尔特法求解状态的最优估计。通过INS/GPS深组合导航系统仿真实验对该方法进行了评估和分析，仿真实验结果表明，所提算法与常规卡尔曼滤波方法相比，三轴方向的位置误差均值分别减少了38.5%，21.0%和30.9%,速度误差均值分别减少了31.4%，52.8%和57.3%，所提算法能有效提高定位精度。
卫星导航 组合导航 图优化 惯性导航系统 全球卫星导航系统 satellite navigation integrated navigation graph optimization INS GNSS
1 海装武汉局驻洛阳地区军事代表室, 河南 洛阳 471000
2 中国航空工业集团公司洛阳电光设备研究所, 河南 洛阳 471000
光电吊舱陀螺稳定平台在惯性稳定的状态下只能补偿飞机的姿态变化, 无法补偿飞机的线性运动影响。飞行过程中, 光电吊舱瞄准线随着飞机的运动快速移动, 这对操作员快速捕获瞄准目标造成了较大的困难。如果希望对某固定区域进行较长时间的观察, 需要操作员不断地操纵吊舱使瞄准线始终指向目标, 这就增加了操作员的工作负担和操作难度。介绍了一种基于惯性信息的动态跟踪算法, 将飞机的线性运动速度投影到平台坐标系下, 计算出平台的动态补偿角速度并进行实时补偿, 驱动光电吊舱运动保证瞄准线始终指向地面固定场景。实验结果表明, 基于惯性信息的动态补偿技术能快速实时补偿飞机的线性运动, 保证光电吊舱成像场景稳定, 极大地方便了操作员的操作, 减轻了其负担。
瞄准线 跟踪 动态补偿 惯性导航系统 坐标变换矩阵 line of sight tracking dynamic compensation Inertial Navigation System (INS) coordinate transformation matrix
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
中国人民解放军 92941 部队 43 分队， 辽宁 葫芦岛 125000
针对全球导航定位系统(GNSS)多径效应明显、信号易受干扰等因素导致的主惯导参考速度信息可靠性差的问题，采用多普勒计程仪(DVL)辅助大型舰载试验平台上搭载的主惯性导航系统进行传递对准。考虑到大海域试验海况复杂，采用“速度+角速度”匹配方式、动态挠曲杆臂模型和DVL地理系系统误差模型构建系统方程。仿真结果表明，DVL辅助对准的结果明显优于没有设备辅助的对准结果，速度快且平稳性好。因此，在大型舰载平台实际试验过程中，DVL是实现平台传递对准技术的理想的外界辅助设备。
惯性导航系统 组合传递对准 多普勒计程仪 “速度+角速度”匹配 动态挠曲杆臂模型 inertial navigation system integrated transfer alignment Doppler velocity log velocity plus angular rate matching method dynamic flexural lever-arm model
1 湖北航天技术研究院总体设计所,武汉 430040
2 火箭军驻武汉第一军事代表室,武汉 430040
针对捷联惯性导航系统高精度快速对准的需求,在传统位置观测滤波方案的基础上,提出一种基于姿态角不变约束的捷联惯性导航系统快速初始对准方法。该方法利用静基座条件下初始体坐标系相对于体坐标系的等效旋转矢量保持不变或变化很小的特点,建立了系统状态模型和量测模型,采用闭环卡尔曼滤波完成精对准。仿真及测试结果表明,相比于传统方案,该方案能明显提升对准精度,方位对准精度提高了43%,便于工程应用,且应用效果良好。
捷联惯性导航系统 姿态角不变约束 快速自对准 卡尔曼滤波 strapdown inertial navigation system constraint of constant attitude angle fast self-alignment Kalman filter
1 中国电子科技集团公司第二十八研究所, 南京 210007
2 空中交通管理系统与技术国家重点实验室, 南京 210007
针对单频点地基增强系统不能满足飞机CAT III类精密进近与着陆导航需求问题, 提出一种机载差分GPS(DGPS)与捷联式惯性导航系统(SINS)紧组合导航工作模式, 利用SINS提高组合后系统的导航特性。分析了SINS/DGPS紧组合滤波模型, 并构建了紧组合导航状态方程和量测方程, 利用改进的Kalman滤波器对滤波状态进行最优估计与补偿。进行了计算机仿真与实际系统验证实验, 实验结果表明, SINS/DGPS组合导航系统中, 当卫星信号不可用时, 利用SINS具备的自主性能够提高导航系统的连续性和可用性, 同时组合导航系统位置误差标准差相比机载DGPS单系统减小了50%以上, 提高了导航系统位置引导精度。
地基增强系统 捷联式惯性导航系统 紧组合 改进Kalman滤波器 ground-based augmentation system strapdown inertial navigation system tight integration improved Kalman filter
旋转式惯导敏感点与载体坐标系原点不重合,自对准过程中存在角运动,从而引入杆臂效应误差。根据杆臂效应误差模型分析了旋转式惯导内杆臂对自对准的影响,针对这一问题提出了一种结合自对准流程的杆臂标定方法。该方案无需额外的标定流程,能方便地进行工程应用。测试试验结果表明,该方案能准确地标定出旋转式惯导的内杆臂,标定精度为1.1 mm；杆臂补偿后能明显提升自对准精度,方位对准精度提高了35%。
惯性导航系统 旋转式惯导 自对准 杆臂效应 标定 INS rotating IMU self-alignment lever-arm effect calibration
1 南京理工大学机械工程学院, 江苏 南京 210094
2 国防科技大学前沿交叉学科学院, 湖南 长沙 410073
为了提高车辆在行驶过程中的测量精度,提出一种利用二维激光多普勒测速仪(2D LDV)和捷联惯性导航系统(SINS)建立新的组合导航系统的方法。阐述了2D LDV的基本原理,并且详细讨论了由2D LDV和SINS组成的新的组合导航系统进行位置解算的过程。理论及实验结果表明:新的组合导航系统很好地抑制了纯惯性导航误差发散的特性;相比于由一维激光多普勒测速仪构成的组合导航系统,2D LDV提高了载体速度测量的精度,从而进一步提高了组合系统的导航精度。新的组合导航系统两次实验在2.2 h内的定位误差分别只有5.9 m和5.2 m。
遥感 二维激光多普勒测速仪 捷联惯性导航系统 组合导航系统 位置解算
