红外与激光工程
2023, 52(6): 20230174
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
1 海军航空大学 岸防兵学院,山东 烟台 264001
2 海军航空大学 航空基础学院,山东 烟台 264001
3 中国人民解放军92975部队, 上海 200000
针对在机载捷联惯导系统(SINS)自标定过程中, 量测噪声呈非高斯分布, 导致经典Kalman滤波性能降低的问题, 该文提出了基于最大熵Kalman滤波(MCKF)的机载SINS自标定技术。该方法采用最大相关熵准则(MCC)替代经典Kalman滤波的最小均方误差准则, 有效利用信号的高阶矩信息, 并将其应用于机载SINS自标定系统中。仿真结果表明, 在非高斯噪声条件下, 该方法能够估计出机载SINS待标定参数, 且算法的鲁棒性和误差项估计精度均优于经典Kalman滤波, 具有一定的工程应用价值。
机载捷联惯导系统(SINS) 自标定 最大相关熵准则 Kalman滤波 非高斯噪声 airborne SINS self-calibration maximum correntropy criterion Kalman filter non gaussian noise
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 航天科技集团 九院16所, 陕西 西安 710100
2 火箭军装备部 驻西安地区第三军事代表室, 陕西 西安 710100
针对激光陀螺单轴旋转惯导系统初始对准问题, 分析了影响初始对准精度的惯性器件误差参数, 理论推导了陀螺安装误差对对准精度及加速度计零位估计的影响, 并进行了仿真分析。仿真结果表明, 陀螺安装误差直接带入失准角估计误差, 并会引起等效加速度计零位估计误差, 可通过标定陀螺安装误差提高对准精度。
捷联惯导系统(SINS) 多位置对准 单轴旋转 卡尔曼滤波 失准角 安装误差 strapdown inertial navigation system(SINS) multi-position alignment single-axial rotation Kalman filter misalignment angle installation error
东南大学 仪器科学与工程学院, 江苏 南京 210096
为了满足水下运载体长航时、高精度、低成本的导航需要, 提出由激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统、计程仪、深度计、光纤陀螺捷联式重力仪和数字重力异常图组成的捷联式重力无源导航系统。运载体的位置由激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统给出; 光纤陀螺捷联式重力仪、计程仪和深度计组成水下捷联式重力测量系统, 以激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统提供的位置信息、计程仪提供的速度信息和深度计提供的水深信息作为观测量, 应用扩展卡尔曼滤波计算出东、北、天坐标系下加速度计比力值, 使用低通滤波实时获得重力值和重力异常值。根据存贮在计算机中的数字重力异常图, 运用相关极值法, 计算得到运载体位置。2019年底, 捷联式重力无源导航系统进行了长时间船载试验, 对该系统试验数据进行了离线处理。试验结果表明, 在匹配海域内, 运载体位置误差小于1个重力异常图格网大小。
旋转捷联惯导系统(SINS) 捷联式重力仪 重力异常图 重力无源导航 rotating strapdown inertial navigation system(SINS strapdown gravimeter gravity anomaly map gravity passive navigation
火箭军工程大学导弹工程学院, 陕西 西安 710025
激光捷联惯组(LSIMU)在工作环境下受测量噪声干扰大,尤其是小型激光陀螺仪,不能精确识别地球自转角速度,导致捷联惯导系统无法准确、快速对动基座进行初始对准。针对该问题,提出了一种基于小波卡尔曼级联滤波的LSIMU动基座初始对准算法。仿真对比实验结果表明,相比其他初始对准算法,本算法可以有效提高初始对准精度、减小姿态角对准误差,将全球定位系统辅助激光捷联惯导系统的初始对准精度从10''提高到了5''以内,且方差最小,可以使对准误差更稳定、快速的收敛。
激光技术 激光陀螺 初始对准 激光捷联惯导系统 小波卡尔曼级联滤波 双天线 中国激光
2020, 47(12): 1201008
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
