摘要：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0.3μg,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。

摘要：为了求解单轴旋转捷联惯导系统的尺寸参数,推导了参数辨识的公式,并设计了转位方案。首先,分析了单轴旋转捷联惯导系统(SINS)尺寸效应的原理,推导了以加速度计输出量为观测量的尺寸参数辨识方法。然后,针对辨识公式中的载体姿态进行了研究,发现合理的整周旋转方案可以消除载体姿态及姿态误差角对尺寸参数辨识的影响,并基于转位角速度的匀加减速模型,分析了该模型与速度增量误差之间的的关系,设计了转位方案。最后,进行了参数辨识试验,得到的尺寸参数标准差<2.3mm(1σ),利用均值补偿二位置对准的尺寸效应后,初始对准精度由69.5″(3σ)提高到47.2″(3σ),验证了方法的可行性。

摘要：为提高车载捷联惯导系统的导航精度,提出一种载体运动学约束辅助双轴旋转调制的惯性导航算法。建立了惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)旋转的载体运动学约束模型,设计了32次序转位方案,在实现惯性器件误差自补偿的同时提高了系统可观测度,从而将提高了可观测度的载体运动学约束导航与旋转调制导航结合,进一步提高了导航精度。进行了4000 s静止条件下的导航试验,结果证明此方法可以有效提高定位精度,水平定位精度和高度精度分别比双轴旋转调制导航提高48.2%和80.3%,比载体约束辅助导航提高85.1%和89.9%。最后通过车载实验验证了该方法的有效性。

摘要：二位置对准能够提高捷联惯导系统初始对准精度的原因有惯性器件常值误差的自补偿和改善系统可观测性两方面。首先,为了研究单轴旋转惯导系统的误差补偿机理,建立了系统误差模型,引入了等效惯性器件常值误差,然后,从等效陀螺常值漂移的角度出发,推导了最优二位置对准方案,代入误差传播方程可知,该方案能够抑制水平等效陀螺常值漂移,进而减小航向角误差;最后,建立了卡尔曼滤波模型,采用奇异值分解法证实了二位置对准能够改善系统可观测性,并开展了相关试验。试验结果表明,该方案可使初始对准精度达到36.441 4″(1σ)。

摘要：惯导系统的旋转调制技术实质上是一种误差自补偿技术。为了研究单轴旋转惯导系统的误差补偿机理,从四元数微分方程的角度重新推导了旋转惯导系统的姿态误差模型,能够与常用的方向余弦法推导的模型相互印证。建立了具有一般意义的系统误差模型和静基座误差传播方程,并分析了惯性器件误差量的调制形式,为设计转位方案提供了依据。针对单轴连续旋转方案中陀螺常值漂移、标度因数误差和安装误差对导航误差的影响进行了仿真。理论分析与仿真结果均表明,惯性测量单元绕方位轴的连续旋转可以有效抑制导航误差。

摘要：惯导系统的旋转调制技术实质上是一种误差自补偿技术。为了研究载体初始姿态对单轴旋转惯导系统误差传播特性的影响,建立了旋转式捷联惯导系统的误差模型,推导了静基座条件下的捷联惯导系统误差传播方程,得到了惯性器件等效常值误差与系统误差的函数关系,分析了单轴连续旋转时陀螺常值漂移的调制形式及其对系统误差的影响并设计了任意初始姿态时的仿真试验。得出结论:载体调至水平状态时旋转调制效果最优。

摘要：针对动态环境下载体的姿态测量,以无人机的航姿测量系统小型化为背景,给出了一种采用MEMS惯性器件构成的姿态角测量系统。系统采用新型32位ARM Cortex-M3内核微控制器STM32F103ZET6作为控制处理单元,传感器采用ADXL345加速度计、L3G4200D陀螺仪和HMC5883磁阻传感器。对于MEMS器件精度低,数据易发散的问题,采用卡尔曼滤波器实时将加速度计、陀螺仪和磁强计的数据进行融合,计算负担小,实时性好。实验结果表明,该姿态测量系统在静态和动态环境下都能够较好的完成载体姿态测量的任务。