捷联惯导

摘要： 目前煤矿井下掘进装备定位方法大多采用机器视觉、里程计、全站仪等单一的辅助测量方式与惯导组合测量来抑制惯导解算随时间所产生的位置累计误差,但是单一的辅助测量方式易受井下环境的影响,位置测量存在一定的误差,从而导致与惯导组合测量方法的精度降低。针对上述问题,以煤矿护盾式掘进机器人系统为研究对象,提出了一种捷联惯导+数字全站仪+位移传感器的组合定位方法。首先采用捷联惯导解算出掘进机器人的位置与姿态角参数;然后利用数字全站仪测量的掘进机器人位置信息与位移传感器推算的掘进机器人位置信息对捷联惯导解算出的位置信息进行反馈修正,以减小惯导随时间所产生的位置累计误差;最后利用基于联邦滤波器的多信息融合算法将捷联惯导解算出的位置及姿态角信息、全站仪测量得到的位置信息及位移传感器推算得到的位置信息进行融合,从而得到掘进机器人准确的位姿信息。仿真及工业性试验结果表明:该组合定位方法能够很好地抑制纯惯导位置解算误差累计,实现煤矿护盾式掘进机器人的精确定位,x轴和y轴方向上的位置误差分别控制在±0.03 m和±0.02 m,满足井下掘进工作面要求。

摘要： 塔式起重机的区域保护和防碰撞装置经常因为精度低和可靠性差而丧失作用,为此,文中设计了一种塔式起重机区域保护和防碰撞信号采集系统,该系统使用捷联惯导模块结合激光测距模块来获取变幅小车、起重臂臂端和吊钩的位置信息,利用位置信息构建单塔机平面模型,进而实现区域保护和防碰撞功能。经过仿真分析,提出的位置信息采集最大误差9 cm左右,可大幅度提高塔式起重机的工作效率和区域保护的精度,也为构建塔式起重机区域保护和防碰撞的高精度数字孪生模型打下基础。

摘要： 捷联惯导基组合导航具有精度高、可靠性高、实时性强等特点,在军事领域应用潜力大,但一直以来,传统的捷联惯导基组合导航存在的主要问题是实时性、可靠性和高精度难以高度兼容,因此限制了其应用发展。鉴于此,文章简要概述了捷联惯导基组合导航的原理和特性,综述了捷联惯导基组合导航的应用现状,并对捷联惯导基组合导航今后的发展趋势进行了展望,旨在为捷联惯导基组合导航在军事和民用产业的发展应用提供一定的理论指导。

摘要： 文章以捷联惯导系统为核心研究对象,根据该系统目前采用的标定方式进行分析,找出其在实际运用中出现的问题,并结合问题分析,融合仿真试验技术来对问题提出合理化的解决方案和意见。为了进一步分析该系统出现的问题,需要为之构建相应的误差建模,研究环节主要从三种标定方式来着手,一是传统分立标定,二是系统级标定,三是加速度敏感项标定,以船用专用类型的捷联惯性导航系统作为切入点,来分析该系统运用的标定方式所具有的精准性,依靠仿真综合验证技术对其摇摆运用进行有效的模型。希望文章的研究成果能为捷联惯导系统采取的自动化标定方式的发展贡献力量,为其增强实践运用的精准性提供有价值的理论参考。

摘要： 针对煤矿综掘工作面悬臂式掘进机定位系统存在的定位误差大、定位方式单一问题,在介绍悬臂式掘进机定位需求的基础上,分析基于双目视觉、捷联惯导融合的掘进机自主定位方案。在实验室搭建试验平台,完成基于双目视觉的位姿试验、基于捷联惯导的导航试验、基于双目视觉/捷联惯导融合的定位试验。结果表明:采用融合定位方案后,能够有效抑制掘进机在X轴、Y轴及Z轴方向的位移漂移,提高了俯仰角、航向角及横滚角的精确度。

摘要： 为了解决单兵火箭弹晃动条件下的初始对准问题,参考标准海况条件对人体晃动条件进行建模,并采用QUEST算法在该条件下进行初始对准。经过MATLAB仿真验证发现QUEST算法可以实现10 s内俯仰角和横滚角的快速对准,多次对准的俯仰角和横滚角的对准误差在±6′的范围内,且均方根误差小于2.8′(1σ),航向角可以在300 s内实现误差在±48′范围内的对准,均方根误差小于5.6′(1σ)。

摘要： 掘进机自主精确定位是实现掘进工作面智能化乃至无人化的关键,捷联惯导与里程计组合是一种较理想的掘进机定位方案。针对捷联惯导定位误差随时间累计、单里程计位姿感知能力有限等问题,在捷联惯导定位的基础上引入差速里程计作为辅助定位,提出了一种基于捷联惯导与差速里程计的掘进机组合定位方法。该方法的实现由基于捷联惯导的位姿感知、基于差速里程计的航位推算、基于卡尔曼滤波的数据融合3个部分组成:通过捷联惯导获得导航坐标系下掘进机参考位移与姿态角;由2个分别安装于掘进机左右履带的里程计组成差速里程计,通过差速里程计对掘进机进行航位推算;根据捷联惯导与差速里程计的误差方程设计卡尔曼滤波器,并以捷联惯导与差速里程计得到的掘进机位姿数据之差作为卡尔曼滤波器输入,以卡尔曼滤波器输出值对捷联惯导数据进行校正与补偿。将里程计数据有效性判断融入组合定位方法中,避免了履带打滑对定位精度的影响。在模拟巷道进行了掘进机定位实验,结果表明:该组合定位方法测得的掘进机航向角误差能够控制在0.6°以内,位置误差能够控制在0.19 m以内,具有较高的定位精度。

摘要： 针对弹道修正弹药出炮口后滚转角处于随机状态,捷联惯导系统(SINS)失准角过大时卡尔曼滤波收敛困难的问题,提出在卫星拒止环境下利用神经网络快速估计初始滚转角的改进方法。在炮口处布设少量导航信标,建立反向传播(BP)神经网络拟合初始滚转角与观测量间的非线性映射模型。针对信标辅助下姿态弱可观的问题,引入惯导测量参数作为输入,提高网络估计精度。采用主成分分析法进行特征提取,简化网络结构。仿真结果表明,与基于非线性卡尔曼滤波的对准方法相比,本算法可实现任意滚转角下的快速粗对准;对射角、初始俯仰角误差未在训练范围内以及存在布设误差等场景也进行了测试,与未优化的BP网络相比,对准精度更高,鲁棒性更好。

摘要： 高超声速飞行器(hypersonic flight vehicle,HFV)大加速度运动、旋转导弹的高速转动和战斗机的大机动飞行等对捷联惯导系统(strapdown inertial navigation system,SINS)提出了更高的要求,只有在减小IMU(inertial measurement unit)测量误差的同时改进捷联惯导算法,才能在高动态大机动条件下实现高精度定位。传统的捷联惯导算法,在忽略Bortz方程高阶项后,通过构建圆锥误差补偿项完成高精度姿态解算。在大机动条件下补偿后的残差已不再是可以忽略的小量,激励出的算法误差已严重影响导航解算精度。为了提升大机动条件下的捷联惯导算法精度,用Legendre多项式作基完成角速度函数逼近,以四元数微分方程数值求解为核心,设计一种高精度SINS姿态解算。由于在推导过程中没有近似,在精确数值计算中实现了高阶圆锥误差补偿。在圆锥运动和大机动环境下进行姿态解算仿真,与目前精度最高的四次叉乘圆锥误差算法相比,新算法在圆锥运动下的误差不到其算法误差的1/3,在大机动条件下算法精度可以提升一个量级。基于Legendre多项式的高精度捷联惯导算法对未来高超音速飞行器精确定位、原子陀螺惯导系统研究以及捷联惯导算法设计都有一定的参考意义。

摘要： 为解决捷联惯导的快速高精度对准问题,给出了一种双天线测向信息辅助的惯导快速对准算法.介绍了双天线测向的基本原理,在此基础上给出了双天线基线安装误差的补偿方法.基于速度、位置、航向观测量,设计了快速对准卡尔曼滤波器,给出了具体航向量测方程.根据实测双天线测向误差特性进行了仿真分析.仿真结果验证了方法的有效性,4 min航向精度优于0.05°,可满足通常0.8 nm/h机载捷联惯导的对准精度要求.双天线测向信息辅助快速对准算法相对传统基于罗经效应的速度、位置量测对准方式,对准时间可极大地缩短,但具体对准航向精度受双天线测向误差影响大.

摘要： 为了提高捷联惯导初始对准的收敛速度,在速度观测的基础上,引入角速度融余观测量,得到一种改进的双位置初始对准模型.推导并比较了在导航坐标系与载体坐标系内的角速度观测方程,尽管二者在理论上是等价的,但前者具有线性、计算量少等优点.根据改进的模型,设计了Kalman滤波算法.仿真验证表明,采用新方法后,系统状态,特别是航向角误差和垂向陀螺零偏的收敛速度得到了显著提高,航向角误差的估计精度在捷联惯导转向完成后,即第40s快速收敛到1'以内.

摘要： 旋转捷联惯导系统采用旋转调制误差补偿技术对陀螺仪和加速度计误差进行调制,可以提高系统导航精度.论文借助捷联系统基本误差方程,分析了旋转调制误差补偿的机理；针对单轴旋转方案,研究了载体角运动和线运动对导航误差的影响.结果表明：载体特定角运动对旋转捷联惯导的误差补偿效果有较大影响,同时,单轴正反转停方案误差补偿效果受载体动态的影响远比连续旋转方案小.

摘要： 捷联惯导静基座初始对准一般采用Kalman滤波算法,但该算法在估计方位失准角时,时间很长,约为10分钟,严重影响了系统的快速反应能力.新的估计方法从捷联惯导误差方程和滤波算法两方面出发,通过改变方位失准角的估计方式、以及用遗传算法取代Kalman滤波算法进行滤波估计等措施,在估计精度不变的条件下,大大缩短了失准角的估计时间.Matlab仿真结果显示,估计时间小于10秒.

摘要： 本文在阐述捷联惯导系统(SINS)外场系统级标定研究现状的基础上，探讨了外场系统级标定的关键问题。提出了外场条件下SINS标定问题的一种新描述，证明了利用多姿态标定方法使加速度计零偏、标度因数误差和陀螺零偏可辨识的最少姿态数以及相应的姿态编排所需满足的充要条件；给出了利用扩张张状态观测器（ESO）及最小二乘多项式拟合（LSPF）方法提取观测量微分信号的标定算法，并进行了估计精度分析。

摘要： 通常捷联惯导圆锥效应补偿计算都是基于输出补偿后的陀螺仪角增量。其中，陀螺仪误差补偿速率与其输出采样速率相同。本文针对这一问题，提出了一种后验补偿方法，首先利用未进行误差补偿的陀螺仪角增量输出计算圆锥补偿项，然后在姿态更新中对由于陀螺仪误差未补偿造成的圆锥补偿误差进行补偿。通过仿真实验证明了在相同圆锥效应补偿更新速率下，后验补偿算法计算的圆锥效应补偿精度与先验算法相当；但所需的计算量显著降低。因此在导航计算机性能不变的前提下，此算法可以通过提高圆锥效应补偿的更新速率，改善高动态条件下系统的导航精度。

摘要： 本文基于四元数方法建立了一种捷联惯导系统(SINS)的大失准角误差模型，该非线性模型能准确描述大失准角SINS系统误差传播特性。在此基础上，首次将无迹粒子滤波(UPF)应用于该SINS系统误差模型进行静基座初始对准。无迹粒子滤波(UPF)从非线性系统状态向量概率分布出发,结合无迹卡尔曼滤波(UKF)和粒子滤波的特点,无需对非线性系统模型进行处理而能达到较高的滤波精度。仿真结果表明，UPF算法的方位失准角估计精度和收敛速度明显优于传统的扩展卡尔曼滤波 (EKF)。

摘要： 本文介绍了采用多普勒计程仪(DVL)为辅助系统,捷联惯导(SINS)为主系统的组合导航技术.通过引入多普勒计程仪测量的对地速度,并应用输出校正与反馈校正相结合的混合校正集中卡尔曼滤波方式,仿真结果证明此方案能有效提高系统导航精度.

摘要： 针对传统解析粗对准方位失准角过大影响寻北精度等问题，引入基于惯性坐标系的对准方法。精对准过程中，在基于惯性坐标系的运动基座对准方法基础上，根据航位推算轨迹相似性原理，提出引入误差角闭环修正回路，最大限度的减小由于粗对准引起的第2次停车所带来的位置误差。试验结果证明:粗对准引入基于惯性系的对准方法和精对准中加入闭环修正回路，极大地减小了粗对准对定向精度的影响，增强了载车的机动能力，显著提高了惯导系统的对准精度，在工程中存在广阔的应用前景。

摘要： 针对传统解析粗对准方位失准角过大影响寻北精度等问题，引入基于惯性坐标系的对准方法。精对准过程中，在基于惯性坐标系的运动基座对准方法基础上，根据航位推算轨迹相似性原理，提出引入误差角闭环修正回路，最大限度的减小由于粗对准引起的第2次停车所带来的位置误差。试验结果证明:粗对准引入基于惯性系的对准方法和精对准中加入闭环修正回路，极大地减小了粗对准对定向精度的影响，增强了载车的机动能力，显著提高了惯导系统的对准精度，在工程中存在广阔的应用前景。

摘要： 针对传统解析粗对准方位失准角过大影响寻北精度等问题，引入基于惯性坐标系的对准方法。精对准过程中，在基于惯性坐标系的运动基座对准方法基础上，根据航位推算轨迹相似性原理，提出引入误差角闭环修正回路，最大限度的减小由于粗对准引起的第2次停车所带来的位置误差。试验结果证明:粗对准引入基于惯性系的对准方法和精对准中加入闭环修正回路，极大地减小了粗对准对定向精度的影响，增强了载车的机动能力，显著提高了惯导系统的对准精度，在工程中存在广阔的应用前景。

摘要： 本实用新型提供了一种捷联激光惯导内台体及捷联激光惯导，涉及捷联激光惯导技术领域，包括框体、底板、第一隔板和第二隔板；第一隔板平行于框体的一侧面设置；第二隔板与第一隔板垂直交叉设置；第一隔板和第二隔板将框体的内腔分隔为第一腔体、第二腔体、第三腔体和第四腔体，第三隔板和第四隔板将第二腔体分隔为用于容纳第三个激光陀螺仪的第五腔体以及用于容纳三个加速度计的第六腔体。本实用新型提供的捷联激光惯导内台体，实现了三个激光陀螺仪位置的合理分布，并将三个加速度计集中设置于框体的中心位置，提高了内台体数据测量的精准度，并充分了利用了框体内的空间，有效的缩小了内台体的占用空间，使其结构更为紧凑，适用性更强。

摘要： 本发明公开了一种指定惯导位置精度的捷联惯导系统误差模型仿真方法，包括：1)实时获取更高精度的惯性加速度信息和飞行器航迹信息；2)根据上述获取的飞行器航迹信息，模拟仿真飞行器惯性器件的加速度信息；3)建立捷联惯导系统误差模型，建立指定惯导位置精度与惯性器件随机误差系数模型；4)设计软件程序，实现多套惯导系统的误差输入；5)根据捷联惯导系统误差方程实时解算得到捷联惯导系统的误差特性曲线，用以进行惯性器件误差模型的确定和捷联惯导系统的选型。本发明通过指定的惯导位置精度，设置不同的惯性导航器件的随机误差系数以及捷联惯导系统初始误差进行捷联惯导系统误差仿真达到逼近真实捷联惯导系统位置误差的目的。

摘要： 本发明提供的是一种基于捷联惯导系统的捷联罗经姿态测量方法。利用一套惯性测量组件信息，所述的惯性测量组件包括加速度计和陀螺，在导航计算机内运行捷联惯导系统、捷联罗经系统程序，分别建立捷联惯导系统、捷联罗经系统数学平台，利用捷联惯导系统输出速度和纬度补偿船舶速度、纬度和加速度对于捷联罗经系统的影响。本发明的方法不需引入外部速度参考设备，如电磁计程仪、多普勒计程仪，因此具有成本低、使用方便等优势。

摘要： 本发明公开了一种指定惯导位置精度的捷联惯导误差模型仿真方法，包括：1）实时获取更高精度的惯性加速度信息和飞行器航迹信息；2）根据上述获取的飞行器航迹信息，模拟仿真飞行器惯性器件的加速度信息；3）建立捷联惯导系统误差模型，建立指定惯导精度与惯性器件随机误差系数模型；4）设计软件程序，实现多套惯导系统的误差输入；5）根据惯性系统误差方程实时解算得到捷联惯性系统的误差特性曲线，用以进行惯性器件误差模型的确定和捷联惯导系统的选型。本发明通过指定的惯导位置精度，设置不同的惯性导航器件的随机误差系数以及捷联惯导初始误差进行捷联惯导误差仿真达到逼近真实惯导位置误差的目的。

摘要： 本发明提供一种基于捷联惯导系统的捷联罗经姿态测量方法。利用一套惯性测量组件信息，所述的惯性测量组件包括加速度计和陀螺，在导航计算机内运行捷联惯导系统、捷联罗经系统程序，分别建立捷联惯导系统、捷联罗经系统数学平台，利用捷联惯导系统输出速度和纬度补偿船舶速度、纬度和加速度对于捷联罗经系统的影响。本发明的方法不需引入外部速度参考设备，如电磁计程仪、多普勒计程仪，因此具有成本低、使用方便等优势。

摘要： 本发明提供基于捷联惯导和里程计的组合导航矿井定位方法，包括获取由捷联惯导系统采集的角速率增量和加速度增量；对角速率增量进行圆锥误差补偿，对加速度增量进行划船误差补偿；构建机身坐标系与地理坐标系的转换矩阵，提取出井下载体在地理坐标系的姿态，并通过姿态矩阵转换获取井下载体在地理坐标系的位置信息；获取里程计采集的里程增量，通过姿态矩阵转换获取里程计在地理坐标系的位置信息；对捷联系统位置信息与里程计位置信息建立量测方程，构建卡尔曼滤波方程来校正捷联惯导系统的位置信息，得到最优的捷联惯导系统的位置信息。本发明还提供了基于捷联惯导和里程计的组合导航矿井定位装置。

摘要： 本发明公开了一种基于车载发射平台的捷联惯导系统轨迹发生器设计方法，包括，定义惯性坐标系、地心赤道旋转坐标系、当地铅垂坐标系、航空器坐标系、车体坐标系与当地固定铅垂坐标系；坐标关系转换，包括当地铅锤坐标系与航空器坐标系的转换、地铅垂坐标系与当地固定铅垂坐标系的转换和当地铅垂坐标系与地心赤道旋转坐标系的转换；建立发射车姿态运行动力学方程；建立飞行器质心姿态运行动力学方程；建立飞行器线运动动力学方程；建立飞行器和发射车相对当地铅垂坐标系的姿态角运动方程，最终得到轨迹发生器设计方法。该方法最大限度地模拟实际运动，轨迹发生器可产生相同发射平台不同运动状态及不同发射平台运动数据，设计方法具有普遍适用性。

摘要： 本发明提供一种舰船捷联惯导系统的高精度初始对准方法，包括：建立舰船捷联惯导系统的初始对准模型；基于卡尔曼滤波法对初始对准模型进行估计，其中，通过调整系统状态协方差矩阵的维数，对初始对准模型的一部分误差量进行优先迭代估计；在一部分误差量优先估计的基础上，对初始对准模型的其余误差量进行迭代估计；其中，在迭代估计的过程中，通过调整系统状态协方差矩阵的大小，来优化系统状态协方差矩阵。本发明通过调整状态协方差矩阵来实现状态误差量降维和收敛慢的状态误差量的持续激励，实现状态误差量的高精度估计尤其是惯性器件误差的高精度估计，最大化的提高系统的对准精度。

摘要： 本发明提出一种捷联惯导系统现场快速自标定方法，捷联惯导系统具有三轴陀螺仪和三轴加速度计，该方法包括：建立陀螺仪和加速度计的测量模型；根据测量模型与曲面约束条件计算椭球体参数；根据椭球体参数计算陀螺仪与加速度计零位值；根据椭球体参数计算陀螺仪与加速度计刻度系数；根据椭球体参数计算陀螺仪与加速度计安装误差。本发明捷联惯导系统现场快速自标定方法，采用最小二乘法椭球拟合方法实现不同位置下捷联惯导系统的输出拟合，实现自标定捷联惯导参数。

摘要： 本发明提出一种捷联惯导系统精度自检测方法，包括获取捷联惯导系统的X轴、Y轴和Z轴分别朝上和朝下时的加速度值和角度率值；分别对单个轴向朝上和朝下时的加速度值以及角速率值取平均值，计算三个轴向的加速度计零位值以及陀螺仪零位值；将每个轴向加速度计零位值与对应轴向的系统标定的加速度计零位值相减得到第一差值绝对值；将每个轴向的陀螺仪零位值与对应轴向的系统标定的陀螺仪零位值相减得到第二差值绝对值；若第一差值绝对值大于第一阈值或第二差值绝对值大于第二阈值，则将所述捷联惯导系统标记为需要重新标定。本发明方法可以快速确定捷联惯导系统精度有无丢失，是否需要进行系统级标定。本发明还提出了捷联惯导系统精度自检测装置。