传递对准惯导系统的初始对准精度试验估计11

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惯导系统初始对准技术综述

第10卷第2期中国惯性技术学报 2002年4月・综述与评论・　文章编号：1005-6734(2002)02－0068－05惯导系统初始对准技术综述杨亚非，谭久彬，邓正隆　（哈尔滨工业大学，哈尔滨　１５０００１）摘要：从初始对准误差模型及算法、状态估计方法、可观测度分析和传递对准四个方面，对惯导系统初始对准技术研究现状进行了叙述和分析，探讨了惯导系统初始对准技术面临的亟待解决的问题和未来的发展方向，为我国在这一领域开展研究的研究人员提供了一定的参考。

关键词：惯导系统；初始对准；卡尔曼滤波；可观测性分析；传递对准中图分类号：U666.12 文献标识码：AReview of Technique for Initial Alignmentof Inertial Navigation SystemsYANG Ya-fei, TAN Jiu-bin, DENG Zheng-long(Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China)Abstract: The developing status of initial alignment of inertial navigation system, from the four aspects: error models and algorithms of initial alignment, methods of state estimation, observability analysis and transfer alignment, is described and analyzed. The urgent problems faced by initial alignment of inertial navigation system and their future developments are discussed. Some reference for our researchers in this field is given.Key words: inertial navigation system; initial alignment; Kalman filtering; observability analysis;transfer alignment１引　言　依据系统中有无物理平台，惯导系统可分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统。

第2讲：初始对准

E
=
gr E
× ωr E
则
r V
b
=
CEbVrE
上述三个矢量关系可写成
⎡ grb ⎤
⎡ gr E ⎤
⎢⎢⎢⎣Vωrrbb
⎥ ⎥ ⎥⎦
=
CEb
⎣⎢⎢⎢Vωrr
E E
⎥ ⎥ ⎥⎦
可得
8
⎡(gr E )T ⎤−1⎡(grb )T ⎤
CbE
=
⎢⎢⎢⎣((Vωrr
E E
)T )T
⎥ ⎥ ⎥⎦
⎣⎢⎢⎢((Vωrrbb
ANα
+ ∆Aζ
15
[ ] 式中： AE = AE AN Aζ T 是定义在地理坐标系中的 SINS 的绝对运动加速度矢量； [ ] δAE = ∆ AE ∆AN ∆Aζ T 是定义在地理坐标系中的加速度计输出误差矢量。
（3）位置误差方程位置误差指的是纬度误差与经度误差，因在 SINS 中经度误差方程的动态方程具有开环特性，一般对经度误差方程不予考虑。
gωe
cosϕ
0
0]
（⎡ gr E）T
（（⎢⎢⎢⎣ Vωrr
E）T E）T
⎤ −1 ⎥ ⎥ ⎥⎦
=
⎡ ⎢ ⎢ ⎢− ⎢ ⎢ ⎢
0
1 tgϕ
g −1
⎣g
0
1
ωe cosϕ
0
−1 ⎤
gωe
cos
ϕ
⎥ ⎥
0
⎥ ⎥
⎥
0⎥
⎦
显然，只要ϕ 不等于90o，上式的逆就存在，变换矩阵CbE 是通过计算
机可以计算的。
10
4.2 精对准
实际上，由于受到干扰角振动和干扰加速度的影响，以及加速度计和陀螺仪测量误差的存在，加速度计测得并不是重力加速度矢量 gr ，而是 gr + ∇r a + ar f（其中∇r a为加速度计的测量误差，ar f 为干扰加速度），陀螺仪

捷联式惯导系统初始对准方法研究

捷联式惯导系统初始对准方法研究一、本文概述随着导航技术的不断发展，捷联式惯导系统（StrapdownInertial Navigation System, SINS）已成为现代导航领域的重要分支。

由于其具有自主性强、隐蔽性好、不受外界电磁干扰等优点，被广泛应用于军事、航空、航天、航海等领域。

然而，捷联式惯导系统的初始对准问题是其实际应用中的一大难题。

初始对准精度的高低直接影响到系统的导航精度和稳定性。

因此，研究捷联式惯导系统的初始对准方法具有重要意义。

本文旨在深入研究和探讨捷联式惯导系统的初始对准方法。

对捷联式惯导系统的基本原理和组成进行简要介绍，为后续研究奠定基础。

对初始对准的定义、目的和重要性进行阐述，明确研究的重要性和方向。

接着，重点分析现有初始对准方法的优缺点，包括传统的静基座对准、动基座对准以及近年来兴起的智能对准方法等。

在此基础上，提出一种新型的初始对准方法，并对其进行详细的理论分析和仿真验证。

通过实验验证所提方法的有效性和优越性，为捷联式惯导系统的实际应用提供有力支持。

本文的研究内容对于提高捷联式惯导系统的初始对准精度、增强其导航性能和稳定性具有重要意义。

所提出的新型初始对准方法有望为相关领域的研究提供新的思路和方向。

二、捷联式惯导系统初始对准理论基础捷联式惯导系统（Strapdown Inertial Navigation System，SINS）的初始对准是其正常工作的前提，对于提高导航精度和长期稳定性具有重要意义。

初始对准的主要目的是确定惯导系统载体在导航坐标系中的初始姿态，以便为后续的导航计算提供准确的基准。

捷联式惯导系统的初始对准过程涉及多个理论基础知识，包括载体运动学、动力学模型、误差分析以及滤波算法等。

载体运动学模型描述了载体在三维空间中的姿态、速度和位置变化，是初始对准过程中姿态解算的基础。

动力学模型则用于描述载体在受到外力作用下的动态行为，为误差分析提供了依据。

在初始对准过程中，误差分析是至关重要的。

传递对准

战争的快速打击能力有重大意义，如今很多领域，例如机载武器，舰载武器，战术导弹等等都有了应用，比如美国的“捕鲸叉”空舰导弹、“哈姆”空地反辐射导弹、联合直接攻击弹药JDAM；俄罗斯的“厨房” 空地导弹、“王鱼”空地反辐射导弹；英国的“海鹰”空舰导弹等等。
传递对准的原理和方法
vx tan 0 2 sin ie Re A1 vx tan 0 (2ie sin R ) e
c13 f y c12 f z A2 c 23 f y c 22 f z
传递对准的原理和方法
• 一，速度匹配 • 速度匹配就是利用主、子惯导的速度差作为观测量用来传递对准，估计是主子惯导导航坐标系之间的误差角，并且不考虑杆臂效应和挠曲效应，只考虑加速度计常值零偏和陀螺常值漂移。根据惯导一般方程有 n n n f n (2ie en )vn gn 设主惯导有： v n' n' n' f n' (2ie v en ) v n' g n' 子惯导： n n' 将两式相减并且令 v n' v n' v n ie ie g n g n' n' n' 得到： n' f n' f n (2ie v en ) v n' 考虑加速度计误差可得 n' n' v n ' f n ' (2ie en ) v n ' n '
in'
in
in
n' n' in ' n' n' in '

捷联惯导的初始对准

目前有关初始对准问题的研究主要集中在误差模型的建立、模型求解方法和误差模型的可观性分析三个方面。
1.初始对准误差模型：
捷联惯导系统初始对准的误差模型及常用算法研究的基础模型有Ψ角误差模型和Φ角误差模型。
2.求解误差模型的方法： (1)古典方法 (2) Kalman滤波 (3) H∞鲁棒控制理论 (4)神经网络
图２中，常规方法约２００ｓ的时间δΦＵ才能收敛理论精度εＥ／ ΩＮ附近，而快速算法用约５０ｓ的时间δΦＵ就能收敛到εＥ／ΩＮ。由于εＥ具有很小的可观测度，使得δΦＵ随着时间推移会逐渐下降，但是对对准精度影响不明显。仿真实验结果说明该快速算法与常规算法的精度相当，而ΦＵ估计速度大大优于常规算法，有效提法的精度相当，而对准时间大大优于常规算法。
1、捷联惯导系统初始对准技术综述（作者：洪慧慧李杰马幸曲芸） 2、一种新的捷联惯导快速对准方法黄湘远，汤霞清，郭理彬（装甲兵工程学院，北京１０００７２） 3、万德钧，房建成．惯性导航初始对准［Ｍ］．南京：东南大学出版社，１９９８．［２］徐晓苏，孙学慧，扶文树．弹载捷联惯导系统快速两位置自对准［Ｊ］．中国惯性技术学报，２００７，１５（２）：１３９－１４２． 4、ＺＨＡＮＧＴｉｎｇ，ＷＡＮＧＢｏ．ＡｎａｌｙｓｉｓｏｎｏｂｓｅｒａｂｉｌｉｔｙｏｆＳＩＮＳ／ＧＰＳ［Ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆ５ｔｈＷｏｒｌｄＣｏｎｇｒｅｓｓｏｆＩｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔＣｏｎｔｒｏｌａｎｄＡｕｔｏｍａｔｉｏｎ，ＩＥＥＥ，２００４：１５８４－１５８７．
5、秦永元．惯性导航［Ｍ］．北京：科学出版社，２００６． 6、高伟熙，缪玲娟，倪茂林．一种引入陀螺角速度信息的快速对准方法［Ｊ］．宇航学报，２０１０，３１（６）：１５９７－１６０１． 7、熊剑，刘建业，赖际舟，等．一种陀螺量测信息辅助的快速初始对准方法［Ｊ］．宇航学报，２００９，３０（４）：１４５５－１４５９． 8、汪滔，吴文启，曹聚亮，等．基于转动的光纤陀螺捷联系统初始对准研究［Ｊ］．压电与声光，２００７，２９（５）：５１９－５２２．

惯导系统的初始对准

Zg ZP
z
YP
Yg Xg
ZXP
方位对准原理 2、罗经效应（1）cos 产生原因
方位对准原理
（1） z cos
产生原因
方位对准原理
（2）zcos 的作用
方位对准原理
对准精度：水平精度达10角秒左右方位精度2~5角分
对准时间：几至十几分钟以内
对准的基本概念 4、方法及分类：
（1）自主式对准：静基座（2）传递对准：动基座（3）空中对准：组合导航
对准的基本概念 5、对准过程：
粗对准：对准时间是主要指标
精对准：对准精度是主要指标
平台锁定
一种快速拉平和定向过程。惯导系统利用自身设备，将平台用机械的方法，使平台近似趋于水平和定向，不致使平台环架偏离要求角度过大。
c x
Mc x
x ←平台转动←稳定回路
水平对准的实质是通过加速度计敏感重力加速度分量。即通过垂直找水平。
水平对准原理
水平对准原理
2、水平对准回路分析
g
▽y(s)
+ Vy +
1/S
1/R -
x + x 1/S -
x0
+
x(s)
闭环传递函数
zcos
1
1
1
A(s) Rs2 R R
1
g Rs2
误差方程及其简化简化的指北系统误差方程：
Vy
x g
y
Vx y g x
x
Vy
R
z cos
x
y
Vx
R 通道
水平对准原理 1、水平对准基本原理
▽y(s) + + Vy 1/S
g x

惯导快速传递对准的可观测性和对准误差分析

第29卷　第12期系统工程与电子技术Vol.29　No.122007年12月Systems Engineering and Electronics Dec.2007文章编号:10012506X (2007)1222111206收稿日期:2006-07-21;修回日期:2007-01-29。

基金项目:国家自然科学基金资助课题(60674087)作者简介:熊芝兰(1981-),女,博士研究生,主要研究方向为组合导航技术和系统仿真技术等。

E 2mail ;xiongzhilan @惯导快速传递对准的可观测性和对准误差分析熊芝兰,郝燕玲,孙　枫(哈尔滨工程大学自动化学院,黑龙江哈尔滨150001) 摘　要:依据控制理论中的可观测性分析方法,分析了惯性导航系统快速传递对准算法的可观测性,由此得出不同可观测性条件下不可观测量引起的对准误差,并对引起不同可观测性的载体机动方式进行分类,分析了水平匀速运动、水平转弯运动、摇翼机动和海上摇摆运动这四种常见的载体运动情况下的可观测性。

从而为合理地舍去快速传递对准中的状态变量提供了理论依据。

关键词:惯性导航系统;可观测性分析;快速传递对准;对准误差中图分类号:V 249.32 文献标志码:AObservability and alignment error analysis for rapid transfer alignmentof inertial navigation systemXION G Zhi 2lan ,HAO Yan 2ling ,SUN Feng(Coll.of A utomation ,Harbin Engineering Univ.,Harbin 150001,China ) Abstract :According to t he observability analysis approach of t he control t heory ,t he observability of t he rapid transfer alignment algorit hm of t he inertial navigation system (INS )is analyzed ,and t he alignment error caused by t he unobservable states is obtained.The maneuvering modes of t he vehicle by t he difference in ob 2servability are classified ,and the observability of t he level constant velocity motion ,level t urning maneuver ,wing 2roll maneuver and marine sway is st udied ,which provide t he t heoretic support for reasonably giving up t he state variables in t he rapid transfer alignment algorit hm.K eyw ords :inertial navigation system ;observability analysis ;rapid transfer alignment ;alignment error0　引　言惯导系统的快速传递对准是指用精度较高的主惯导系统的速度和三个姿态信息对准子惯导系统,由J ames E.Kain 于1989年首次提出[1],被认为是目前最好的对准算法之一。

卡尔曼滤波与组合导航原理—初始对准

.
27
2.3 惯导系统的误差方程
静基座初始对准时，位置和垂直方向速度可准确知道惯导系统的误差方程可简化为：
rN 0 siL n L
1
0
0
0
0
0 rN 0
rE
rV D N
sL iL nc0oLsc0oLs
g/R 0
0
0 0 0
1
0
(2)siL n
0
1 L
0
0
0
0
0
fD
0 rE 0
0 fE
rV D N
惯导系统的Ψ角误差方程：
惯导系统的误差模型可由下列3个基本方程表示：
V V f g
r rV
（2.3.1）
• δV、r和Ψ分别为速度、位置和姿态矢量
• Ω为地球自转角速度
• ω为导航坐标系相对惯性坐标系的角速度矢量
• ▽是加速度计常值偏值，ε是陀螺常值漂移
• f是比力，△g是重力矢量计算误差，
静基座条件下速度误差方程：
速度误差定义为计算速度与真实速度之差
V N 2 sL iV E n E g N
V E 2 sL iV n N N g E
静基座条件下位置误差方程：
（2.3.9）
L
1 R
VN
VE secL
R
.
32
2.3 惯导系统的误差方程
最终可得，平台惯导系统的Φ角误差方程：不考虑δλ平台惯导系统的Φ角误差方程可简化为：
可以证明两种模型是等价的！
.
23
2.3 惯导系统的误差方程
描述惯导系统误差特性的微分方程可分为：
两种
平动误差方程表示形式
变量取为位置误差变量取为速度误差

光学捷联惯导系统初始对准教程课件

基于滤波理论的初始对准方法
概述
基于滤波理论的初始对准方法主要利用滤波算法对系统状态进行估计，通过最优估计来达到初始对准的目的。
优点
滤波算法相对简单，易于实现，且具有一定的鲁棒性。
缺点
对于非线性系统，滤波算法的精度和稳定性可能受到影响。
基于机器学习的初始对准方法
概述
基于机器学习的初始对准方法主要利用机器学习算法对系统状态进行预测和估计，通过学习来达到初始对准的目的。
优点
机器学习算法可以处理大规模数据，且具有较强的自适应能力。
缺点机器学习算法的训练和优化过程较复杂，且需要大量的数据支持。
04
光学捷联惯导系统初始对准实验
实验设备与环境
实验设备
光学捷联惯导系统、计算机、数据采集卡、电源等。
实验环境
室内、室外均可，需要保证环境光线的充足，避免强光直射。
实验步骤与操作流程
02 精1. 度分和析稳系定统性输；出的姿态角、速度等数据的
03
2. 比较不同初始条件下系统输出的差异；
04
3. 分析系统误差来源，提出改进措施。
05
常见问题与解决方案
初始对准精度问题
总结词
初始对准精度问题通常表现为对准结束后系统输出的姿态、位置与真实值存在较大偏差。
详细描述
解决方案
采取一系列措施来提高初始对准精度，包括使用高性能的陀螺仪和加速度计、优化算法以减小误差、实施抗干扰设计等。
提高初始对准精度的研究重点
优化算法
研究更高效、稳定的算法，提高初始对准的精度和速度。
硬件优化
改进和优化硬件设备，提高其稳定性和精度，为初始对准提供更好的基础。

高精度GNSS辅助下MEMS惯导的初始对准方法

高精度ＧＮＳＳ辅助下ＭＥＭＳ惯导的初始对准方法张㊀旭ꎬ朱建良∗ꎬ薄煜明(南京理工大学自动化学院ꎬ南京２１００９４)摘要:针对ＭＥＭＳ惯导的初始对准问题ꎬ传统利用卫星导航辅助进行初始对准的方法误差较大ꎬ提出了一种基于速度矢量信息辅助求取航向角的初始对准改进方法ꎮ首先建立载体系到水平方位系的坐标变换模型ꎬ解算出姿态矩阵的三个欧拉角ꎬ完成水平对准ꎻ同时利用卫星导航系统的速度矢量信息㊁惯导输出数据积分获得的速度信息建立求取航向角的模型ꎬ完成姿态对准ꎮ通过车载实验结果表明ꎬ利用该改进方法减小了传统方法中由于卫星导航系统更新频率低造成的误差ꎬ获得的初始姿态对准精度为０.３７ʎ(１σ)ꎮ关键词:初始对准ꎻＭＥＭＳ惯导ꎻ高精度ＧＮＳＳ导航ꎻ载车实验中图分类号:Ｖ２４９㊀㊀㊀㊀文献标志码:Ａ㊀㊀㊀㊀文章编号:１００９－７９６１(２０２０)０３－００３６－０６ＩｎｉｔｉａｌＡｌｉｇｎｍｅｎｔＭｅｔｈｏｄｏｆＭＥＭＳＩｎｅｒｔｉａｌＧｕｉｄａｎｃｅｗｉｔｈＨｉｇｈ－ｐｒｅｃｉｓｉｏｎＧＮＳＳＺＨＡＮＧＸｕꎬＺＨＵＪｉａｎ－ｌｉａｎｇ∗ꎬＢＯＹｕ－ｍｉｎｇ(ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｕｔｏｍａｔｉｏｎꎬＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＮａｎｊｉｎｇ２１００９４ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:ＡｉｍｉｎｇａｔｔｈｅｉｎｉｔｉａｌａｌｉｇｎｍｅｎｔｐｒｏｂｌｅｍｏｆＭＥＭＳｉｎｅｒｔｉａｌｎａｖｉｇａｔｉｏｎꎬｔｈｅｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｍｅｔｈｏｄｏｆｕｓｉｎｇｓａｔｅｌｌｉｔｅｎａｖｉｇａｔｉｏｎｔｏａｓｓｉｓｔｉｎｉｔｉａｌａｌｉｇｎｍｅｎｔｈａｓａｌａｒｇｅｅｒｒｏｒ.Ａｎｉｍｐｒｏｖｅｄｉｎｉｔｉａｌａｌｉｇｎｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｂａｓｅｄｏｎｖｅ￣ｌｏｃｉｔｙｖｅｃｔｏｒｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎｔｏｏｂｔａｉｎｔｈｅｈｅａｄｉｎｇａｎｇｌｅｉｓｐｒｏｐｏｓｅｄ.ＦｉｒｓｔｌｙꎬｔｈｅｃｏｏｒｄｉｎａｔｅｔｒａｎｓｆｏｒｍａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｃａｒｒｉｅｒｓｙｓｔｅｍｔｏｔｈｅｈｏｒｉｚｏｎｔａｌｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄꎬａｎｄｔｈｅｔｈｒｅｅＥｕｌｅｒａｎｇｌｅｓｏｆｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｍａ￣ｔｒｉｘａｒｅｃａｌｃｕｌａｔｅｄｔｏｃｏｍｐｌｅｔｅｔｈｅｈｏｒｉｚｏｎｔａｌａｌｉｇｎｍｅｎｔ.Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅꎬｔｈｅｖｅｌｏｃｉｔｙｖｅｃｔｏｒｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｎａｖｉｇａｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍａｎｄｔｈｅｖｅｌｏｃｉｔｙｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｂｔａｉｎｅｄｂｙｉｎｔｅｇｒａｔｉｎｇｔｈｅｉｎｅｒｔｉａｌｏｕｔｐｕｔｄａｔａａｒｅｕｓｅｄｔｏｅｓｔａｂｌｉｓｈａｍｏｄｅｌｆｏｒｏｂｔａｉｎｉｎｇｔｈｅｈｅａｄｉｎｇａｎｇｌｅꎬａｎｄｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅａｌｉｇｎｍｅｎｔｉｓｃｏｍｐｌｅｔｅｄ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｏｆｖｅｈｉｃｕ￣ｌａｒｔｅｓｔｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｉｍｐｒｏｖｅｄｍｅｔｈｏｄｒｅｄｕｃｅｓｔｈｅｅｒｒｏｒｃａｕｓｅｄｂｙｔｈｅｌｏｗｕｐｄａｔｅｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｎａｖｉ￣ｇａｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｉｎｔｈｅｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｍｅｔｈｏｄꎬａｎｄｔｈｅｉｎｉｔｉａｌａｔｔｉｔｕｄｅａｌｉｇｎｍｅｎｔａｃｃｕｒａｃｙｏｂｔａｉｎｅｄｉｓ０.３７ʎ(１σ).Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｉｎｉｔｉａｌａｌｉｇｎｍｅｎｔꎻＭＥＭＳｉｎｅｒｔｉａｌｎａｖｉｇａｔｉｏｎꎻｈｉｇｈ－ｐｒｅｃｉｓｉｏｎＧＮＳＳｎａｖｉｇａｔｉｏｎꎻｖｅｈｉｃｕｌａｒｔｅｓｔ收稿日期:２０１９－１１－１５基金项目:南京市产学研合作后补助项目(２０１７２２００５)作者简介:张旭(１９９５－)ꎬ女ꎬ山东潍坊人ꎬ硕士ꎬ主要从事嵌入式系统研究ꎮ∗为通讯作者ꎮ㊀㊀捷联惯性导航系统在进入导航任务之前ꎬ首先要进行姿态的初始对准ꎬ其核心任务是确定载体坐标系到导航坐标系的姿态矩阵ꎬ建立起精确的平台初始指向ꎮ初始对准的精度和对准过程用时的长短对惯性导航系统的工作性能的好坏有很大影响ꎮ按基座运动状态分类ꎬ初始对准可分为静基座对准和动基座对准ꎮ捷联惯导动态初始对准通常分为粗对准和精对准两个过程ꎮ在粗对准过程中ꎬ可直接依靠捷联惯导的惯性传感器测量输出获取初始姿态矩阵ꎬ或利用外界提供方位信息从而获得初始姿态矩阵ꎻ精对准过程是在粗对准的基础上ꎬ通过运用卡尔曼滤波㊁ＥＫＦ等算法估计失准角ꎬ提高对准精度[１－３]ꎮ粗对准是精对准的前提ꎬ精对准的精度㊁速度以及可靠性很大程度上取决于粗对准的精度ꎮ如何使捷联惯导系统得到在运动条件下的粗略初始姿态矩阵ꎬ从而获得精确初始对准ꎬ一直是一个十分值得探讨研究的课题ꎮ对于动基座条件下的粗对准方法ꎬ目前已提出了很多粗略姿态计算方法ꎬ如传递对准法㊁罗经第２９卷第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀淮阴工学院学报㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｖｏｌ.２９Ｎｏ.３２０２０年６月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ＪｏｕｒｎａｌｏｆＨｕａｉｙｉｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｊｕｎ.２０２０对准法㊁ＳＩＮＳ/ＧＰＳ组合对准法等[４]ꎮ其中传递对准法的应用较普遍ꎬ利用精度比较高的主惯导系统来对子惯导系统进行对准ꎬ但对惯性器件精度要求高ꎻ在摇摆基座上常用罗经对准方法进行对准ꎬ但罗经对准法存在稳定需要时间较长的局限性[５]ꎮ初始对准过程也可通过借助外部设备来完成ꎬ胡士峰等[６]利用磁力计辅助求取初始姿态矩阵ꎬ王跃刚等[７]㊁薛海建等[８]提出利用里程计辅助进行初始对准ꎮ近年来随着我国卫星导航系统蓬勃发展ꎬ借助卫星导航输出信息实现对准的方法也日益成为主流和热点ꎬ郝雨时等[９]㊁张复建等[１０]则利用ＧＮＳＳ双天线测姿原理获取航向角信息辅助进行初始对准ꎮ奔粤阳等[１１]借助卫星导航系统位置信息辅助进行粗对准ꎬ但其所用惯性器件精度较高ꎮ低成本惯性测量单元的初始对准问题一直是导航领域的研究热点ꎮ对于卫星导航辅助ＭＥＭＳ惯导初始对准这一问题ꎬ传统上利用普通ＧＮＳＳ系统输出求取载体加速度信息进行航向角解算ꎮ但卫星导航定位数据的更新频率慢ꎬ得到的加速度信息和惯导输出比较存在较大差距ꎬ导致所求航向角误差大ꎮ本文提出利用单天线高精度ＧＮＳＳ导航定位系统输出的速度矢量信息辅助ＭＥＭＳ惯性导航系统确定载体初始姿态的一套改进方法ꎬ并进行了试验验证ꎮ１㊀坐标系定义㊀㊀文中涉及的主要坐标系的定义及其表示符号介绍如下:(１)地心惯性坐标系(ｉ系):ｏｘｉ轴在赤道平面内且指向春分点ꎬｏｙｉ轴指向地球自转方向ꎬ三轴构成右手坐标系ꎻ(２)地球坐标系(ｅ系):与地球固连ꎬｏｘｅ轴在赤道平面内且指向中央子午线ꎬｏｚｅ轴沿地球自转方向ꎬ三轴构成右手坐标系ꎬ系相对于系的转动角速度是地球自转角速率ꎻ(３)导航坐标系(ｎ系):取东–北–天地理坐标系作为导航参考坐标系ꎻ(４)载体坐标系(ｂ系):取右–前–上坐标系作为载体坐标系ꎻ(５)水平方位坐标系(ｈ系):隐含方位角无效或还未确定ꎬ在这里又称自由方位坐标系ꎬｏｘｈ轴和ｏｙｈ轴两水平轴稳定在水平面内ꎮ２㊀ＭＥＭＳ惯导解析初始对准方法㊀㊀针对光纤陀螺㊁激光陀螺等高精度陀螺仪ꎬ其可以敏感地球自转角速度以及重力加速度两矢量ꎬ利用双矢量定姿法可求得姿态阵ꎮ对于ＭＥＭＳ低精度ＩＭＵꎬ不能得到较为准确ｗｂｉｂ和ｆ两矢量值ꎬ则需要借助外界器件来进行姿态对准ꎮ本文初始对准方法中ꎬ粗对准的初始对准过程要先完成水平对准ꎬ而后利用卫星导航信息去获取航向角信息ꎮ在对准过程中ꎬ载体运动中通过高精度ＧＮＳＳ设备可获取卫星导航信号ꎬ对如汽车或固定翼的飞行器这种运动速度方向沿着载体纵轴方向的载体ꎬ可依靠运动轨迹的航迹角或ＧＮＳＳ系统所测量的速度矢量ꎬ得到载体纵轴方向相对于导航坐标系地理北向的方位角ꎮ而对于速度方向具有任意性的载体ꎬ也可通过水平方向上做短时间内的直线加速运动获取航向角信息ꎮ传统选用卫星导航提供的加速度信息进行航向角计算ꎬ本文采用高精度ＧＮＳＳ设备输出的速度矢量信息获取航向角ꎮ结合陀螺仪姿态更新获得的俯仰角和横滚角ꎬ可得到完整的初始姿态矩阵ꎬ从而完成初始化ꎮ为符合右手规则并使运算方便ꎬ解算和实验过程都将航向角定义为北偏西为正ꎬ且取值范围为(－πꎬπ]ꎮ２.１㊀水平姿态对准㊀㊀运动载体进行初始对准时ꎬ由系到系的姿态矩阵Ｃｎｂ随时间变化ꎬ记时刻ｔ下姿态矩阵为Ｃｎｂ(ｔ)ꎮ在运载体处于静止状态时ꎬ利用加速度计输出锁定此时静止状态下的姿态ꎬ构造由载体坐标系转换到水平方位坐标系的姿态矩阵并初始化ꎬ得到Ｃｂｂ(０)和初始时刻四元数ｑ０ꎮ在导航坐标系(ｎ系)捷联惯导系统比力方程为ｖｎｅｎ＝Ｃｎｂｆｂｓｆ－(２ωｎｉｅ＋ωｎｅｎ)ˑｖｎｅｎ＋ｇｎ(１)式中ꎬｖｎｅｎ为导航坐标系下运动加速度值ꎬｆｂｓｆ为加速度计所测量的比力值ꎬ２ωｎｅｎˑｖｎｅｎ为由载体运动和地球自转引起的哥氏加速度ꎬωｎｅｎˑｖｎｅｎ为由载体运动引起的对地向心加速度ꎬ哥氏加速度和向心加速度是有害加速度ꎬｇｎ表示重力加速度ꎮ当捷联惯导处于静止状态时ꎬ速度与加速度为０ꎬ即运载体的线运动及其导数均为０ꎬ此时有害速度数量级小可忽略ꎬ比力方程式可以简化为:Ｃｎｂｆｂｓｆ＋ｇｎ＝０(２)第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀张旭ꎬ朱建良ꎬ薄煜明:高精度ＧＮＳＳ辅助下ＭＥＭＳ惯导的初始对准方法㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３７其中ｇｎ＝[０㊀０㊀－ｇ]Ｔ由式(５)整理可得:Ｃ３１Ｃ３２Ｃ３３éëêêêêùûúúúú＝ｆｂｓｆｘ/ｇｆｂｓｆｙ/ｇｆｂｓｆｚ/ｇéëêêêêùûúúúú(３)姿态阵Ｃｎｂ的第三行向量是地垂线在载体系下的投影ꎬ由式(３)可确定姿态阵Ｃｎｂ的第三行向量元素ꎮ姿态阵Ｃｎｂ的前两行所有元素都不确定ꎮ静止状态下ꎬ载体航向角暂时无法确定ꎬ可记Ｃｈｂ＝Ｃｎｂꎮ姿态矩阵Ｃｈｂ为正交矩阵ꎬ设Ｃｈｂ＝[(Ｃ１)Ｔ㊀(Ｃ２)Ｔ㊀(Ｃ３)Ｔ]Ｔꎬ可通过以下步骤简单构造姿态矩阵Ｃｈｂ:步骤１:首先可构造姿态矩阵最后一行Ｃ３＝[Ｃ３１㊀Ｃ３２㊀Ｃ３３]＝(ｆｂｓｆ)Ｔ/｜ｆｂｓｆ｜步骤２:姿态阵Ｃｈｂ为正交矩阵ꎬ满足右手姿态阵条件ꎮＣ３为三维单位向量ꎬ其绝对值最大的元素不小于３/３ʈ０.５ꎮ设Ｃ'２为未归一化第二行向量ꎬ向量Ｃ'２为非零向量且与行向量Ｃ３正交(即Ｃ'２ＣＴ３＝０且Ｃ'２ʂ０)ꎬ向量Ｃ'２表示为:Ｃ'２＝[Ｃ３２㊀－Ｃ３１㊀０]㊀㊀｜Ｃ３１｜>０.５Ｃ'２＝[０㊀㊀Ｃ３３㊀－Ｃ３２]㊀｜Ｃ３１｜ɤ０.５{将得到的Ｃ'２归一化即Ｃ２＝Ｃ'２/｜Ｃ'２｜ꎬ获得第二行向量ꎮ步骤３:利用行向量Ｃ１满足正交Ｃ１＝Ｃ２ˑＣ３ꎬ构造第一行向量由上可以得到静止状态下初始姿态矩阵Ｃｈｂ(０)ꎬ可利用姿态阵到四元数转换关系获取四元数的初始值ꎮ若静止状态下载体接近水平状态ꎬ则其姿态矩阵Ｃｈｂ(０)近似单位矩阵ꎬ其四元数ｑ０ʈ[１㊀０㊀０㊀０]ꎮ在运动状态下通过陀螺仪数值更新四元数ꎬ获取在ｔ时刻可由载体坐标系转换到水平方位坐标系(ｈ系)下的姿态矩阵Ｃｈｂ(ｔ)ꎬ此时四元数为ｑꎮ为描述变换四元数与旋转角速度之间的关系ꎬ建立四元数微分方程:ｄｑｄｔ＝１２ｑ ωｂｉｂ(４)其中陀螺仪在载体测得角速度为ωｂｉｂꎬ利用一阶龙格库塔法求解微分方程可得陀螺仪更新四元数离散化公式ꎬ由式(５)表示:ｑ０(ｔ＋Ｔ)＝ｑ０(ｔ)＋Ｔ２[－ωｘｑ１(ｔ)－ωｙｑ２(ｔ)－ωｚｑ３(ｔ)]ｑ１(ｔ＋Ｔ)＝ｑ１(ｔ)＋Ｔ２[ωｘｑ０(ｔ)＋ωｚｑ２(ｔ)－ωｙｑ３(ｔ)]ｑ２(ｔ＋Ｔ)＝ｑ２(ｔ)＋Ｔ２[ωｙｑ０(ｔ)－ωｚｑ１(ｔ)－ωｘｑ３(ｔ)]ｑ３(ｔ＋Ｔ)＝ｑ３(ｔ)＋Ｔ２[ωｚｑ０(ｔ)＋ωｙｑ１(ｔ)－ωｚｑ２(ｔ)]ìîíïïïïïïïï(５)㊀㊀规范化四元数后ꎬ利用四元数到姿态阵转换式得到当前时刻由载体坐标系转换到水平方位坐标系下的姿态矩阵Ｃｈｂ(ｔ)ꎬ该姿态矩阵可将在运动状态ｔ时刻下的运载体姿态调至水平状态ꎬ将载体前进方向ｏｙｂ轴方向与机头方向ｏｙｈ轴转至重合ꎮ此时可计算姿态矩阵的三个欧拉角ꎬ仅有水平姿态角(俯仰角和横滚角)是载体真实姿态的反映ꎬ运载体处于自由方位坐标系ꎬ其方位角未定ꎬ无实际物理意义ꎮ２.２㊀利用卫星导航进行方位对准㊀㊀选用ＧＰＳ/ＢＤＳ高精度卫星导航定位系统ꎬ利用载波相位差分技术(ＲＴＫ技术)ꎬ其卫星导航设备输出固定解精度可在ｃｍ级ꎬ其卫星导航输出相应参数精度也将提高近３个左右数量级ꎮ卫星导航提供的经纬高㊁速度㊁运动方向角等信息参数ꎬ通过载体水平方向上做短时直线加速度机动ꎬ可较为精确获取运动时的速度矢量ꎬ从而获得实际姿态矩阵ꎮ在ｔ时刻ꎬ实际姿态转换矩阵Ｃｎｂ(ｔ)可分解为:Ｃｎｂ(ｔ)＝Ｃｎｈ(ｔ)Ｃｈｂ(ｔ)(６)其中ꎬ姿态阵Ｃｎｈ是与方位有关的校正矩阵ꎬ可表达为:Ｃｎｈ＝ｃｏｓφ－ｓｉｎφ０ｓｉｎφｃｏｓφ０００１éëêêêùûúúú(７)其中φ表示ｈ系与ｎ系夹角ꎮ由式(１)比力方程ꎬ忽略哥氏加速度和向心加速度两个有害加速度ꎬ比力方程可近似为:ｖｎｅｎʈＣｎｂｆｂｓｆ＋ｇｎ(８)由式(６)ꎬ式(８)可进一步表示为:ｖｎｅｎʈＣｎｈｆｈｓｆ＋ｇｎ(９)其中ꎬｆｈｓｆ为ｈ系的比力投影ꎬｆｈｓｆ＝Ｃｈｂｆｂｓｆꎮ下面介３８㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀淮阴工学院学报㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀２０２０年绍求取Ｃｎｈ中的ｃｏｓφ㊁ｓｉｎφ参数的两种方法ꎮ２.２.１㊀利用水平加速度获取方位矢量信息㊀㊀导航坐标系下在运动状态的运载体的加速度与速度都不为０ꎮ通过[ｔｋ－１ꎬｔｋ]时间段内的卫星导航速度平均变化量获取加速度为:ａｎʈｖｎＧＮＳＳ(ｔｋ)－ｖｎＧＮＳＳ(ｔｋ－１)ｔｋ－ｔｋ－１(１０)假设所取时间段[ｔｋ－１ꎬｔｋ]很短ꎬ此时间段内载体方位将近似保持为常值ꎬＣｎｈ亦为常值ꎮ取在时间段[ｔｋ－１ꎬｔｋ]内对应于载体的水平坐标系平均比力投影ｆｈｓｆꎮ由式(９)可得:ｆｈｓｆｘｓｉｎφ＋ｆｈｓｆｙｃｏｓφ＝ａｎＮｆｈｓｆｘｃｏｓφ－ｆｈｓｆｙｓｉｎφ＝ａｎＥ{(１１)其中ꎬ加速度ａｎ＝[ａｎＥ㊀ａｎＮ㊀ａｎＵ]Ｔꎬ比力均值ｆｈｓｆ＝[ｆｈｓｆｘ㊀ｆｈｓｆｙ㊀ｆｈｓｆｚ]Ｔꎮ由式(１１)可解得:ｓｉｎφ＝－ａｎＥｆｈｓｆｙ＋ａｎＮｆｈｓｆｘ(ｆｈｓｆｘ)２＋(ｆｈｓｆｙ)２ｃｏｓφ＝ａｎＥｆｈｓｆｘ＋ａｎＮｆｈｓｆｙ(ｆｈｓｆｘ)２＋(ｆｈｓｆｙ)２ìîíïïïï(１２)较大的水平加速度有利于可靠地求得ｓｉｎφ和ｃｏｓφꎮ代入到式(７)可得方位校正姿态阵Ｃｎｈꎬ代入Ｃｎｂ＝ＣｎｈＣｈｂ即可完成姿态初始化ꎮ２.２.２㊀利用水平速度获取方位矢量信息㊀㊀利用水平加速度获取方位矢量信息时ꎬ需取较短时间段[ｔｋ－１ꎬｔｋ]内获取的加速度值ꎬ但实际应用中ꎬ卫星导航定位数据的更新频率远不及捷联惯组(陀螺仪和加速度计)的数据更新频率ꎬ实验中捷联惯组以５０Ｈｚ频率输出ꎬ卫星定位信息以５Ｈｚ频率输出ꎬ取得的[ｔｋꎬｔｋ＋１]时间段较长ꎬ采用卫星导航系统平均速度变化量作为运载体加速度与水平坐标系下平均比力相较ꎬ误差较大ꎮ加速度计更新周期相对较小ꎬ载体方位可近似保持不变ꎬＣｎｈ此时可看作常值ꎬ由式(９)可取卫星导航系统获取的载体速度ｘ和ｙ轴水平分量为:ｖｎＥ＝ｖｈｙｃｏｓφ－ｖｈｘｓｉｎφｖｎＮ＝ｖｈｘｓｉｎφ＋ｖｈｙｃｏｓφ{(１３)其中ꎬ速度ｖｎ＝[ｖｎＥ㊀ｖｎＮ㊀ｖｎＵ]Ｔꎬｈ系下载体速度值ｖｈ＝[ｖｈｘ㊀ｖｈｙ㊀ｖｂｚ]Ｔꎬ可由比力值ｆｈｓｆ积分可得ꎮ由式(１３)可解得:ｓｉｎφ＝－ｖｎＥｖｈｙ＋ｖｎＮｖｈｘ(ｖｈｘ)２＋(ｖｈｙ)２ｃｏｓφ＝ｖｎＥｖｈｘ＋ｖｎＮｖｈｙ(ｖｈｘ)２＋(ｖｈｙ)２ìîíïïïï(１４)由式(６)(７)可获得运动状态下运载体在ｔ时刻姿态矩阵Ｃｎｂ(ｔ)ꎬ完成姿态初始化ꎬ利用姿态阵到姿态角转换式可得航向角ψꎮ３㊀载车实验结果与分析㊀㊀为验证本文初始对准算法的性能ꎬ实验中设置车载实验台如图１ꎬ将其固定于定制铝板固定于车顶ꎬ进行跑车实验ꎮ为了比较初始对准方法ꎬ在整个实验过程中于车顶固定与车头方向一致的卫星导航双天线系统ꎬ提供精确航向角同时进行精对准过程作为实验参考ꎬ其输出航向角精度为０.２ʎꎮ实验地点选取学校内某开阔地带ꎬ载车进行大致为起步从北往南后往东停止约２００ｍ的行进路线ꎮ图１㊀实验平台安装图第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀张旭ꎬ朱建良ꎬ薄煜明:高精度ＧＮＳＳ辅助下ＭＥＭＳ惯导的初始对准方法㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３９㊀㊀载车实验设备主要包括:由捷联惯组㊁卫星导航设备(基准站㊁移动站)㊁双天线㊁１２Ｖ电源㊁ＬＰＣ４３３０开发板组成的车载平台㊁载车以及导航计算机ꎮ其中ꎬ捷联惯组中陀螺漂移约为３ʎ/ｈꎬ加速度计零偏约为２０μｇꎬ捷联惯组以５０Ｈｚ频率输出ꎮ卫星导航设备中的移动站获取差分数据稳定于固定解时ꎬ其动态定位精度约为０.８ｃｍꎬ以５Ｈｚ频率输出ꎮ试验中移动站输出＄ＢＤＲＭＣ数据帧ꎬ可获取导航坐标系下速度矢量信息ꎬ并支持双天线测姿ꎮ在实际情况中ꎬ较难实时考察动基座初始对准的精度ꎬ于是采用以下动基座初始对准实验方案:㊀㊀(１)基准站接入天台天线并上电ꎬ放置室内ꎮ将双天线距离１ｍ固定于定制铝板ꎬ捷联惯组轴(前向)以双天线连线为基准左旋４５ʎ固定于铝板上ꎬ放置车顶ꎮ将接好天线的移动站与用于整合处理数据的ＬＰＣ４３３０开发板组装至铝板并上电ꎬ预备好跑车实验的实验平台ꎮ(２)对准过程中载车运行状态大致为:停车约５ｓ(此时启动初始对准程序)ꎬ加速起步约５ｓꎬ匀速行驶约１６ｓꎬ刹车停止约５ｓꎬ停车约５ｓ(此时结束初始对准程序)ꎮ进行静止一会后开始起步加速运动而后减速刹车至静止的行驶实验ꎮ(３)行驶过程中动基座初始对准后ꎬ立即利用对准结果为惯导系统建立初始姿态矩阵ꎬ并进行组合导航ꎬ记录全时段数据ꎮ(４)卫星导航设备利用双天线所得数据提供精确初始姿态作为比较参考ꎮ图２㊀载车行进轨迹图㊀㊀图２为载车实验运动轨迹图ꎬ红点处为起步位置ꎮ载车起步向南行驶后微向东行驶并停车ꎬ满足实际情况ꎮ由高精度卫星导航系统输出双天线方位数据和运动角度数据可获取天线安装误差角ꎬ比较获得实验过程中的安装误差角约为０.２６５０ʎꎬ去除安装误差可得航向角参考值ꎮ高精度ＧＮＳＳ可提供载体速度矢量ꎬ较大的水平加速度更有利于求解可靠航向角ꎬ故取第６~１０ｓ的起步加速段进行航向角求取ꎮ利用上文两种方法进行比较ꎬ在启动阶段航向角的比较曲线如图３所示ꎮ图３㊀启动阶段航向角比较曲线表１㊀航向角误差均值标准差比较｜ψｒｅｆ－ψａ｜｜ψｒｅｆ－ψａｍ｜｜ψｒｅｆ－ψｖ｜均值１２.１５５.２３０.５１标准差１２.９９４.８０.３７图４㊀航向角大小与姿态角误差比较曲线㊀㊀如图３启动阶段航向角比较ꎬ可明显看出利用速度求取航向角曲线更为平滑ꎬ与参考值也更为接近ꎬ误差范围可维持在１.５ʎ左右ꎬ加速度计算的航向角结果在取均值平滑处理后误差有一定幅度的减小ꎮ航向角误差均值标准差比较如表１所示ꎬ其中｜ψｒｅｆ－ψａ｜表示利用加速度进行航向角求取的误差量ꎬ｜ψｒｅｆ－ψａｍ｜表示利用加速度求取航向４０㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀淮阴工学院学报㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀２０２０年角平滑处理后的误差量ꎬ｜ψｒｅｆ－ψｖ｜表示利用速度计算航向角的误差量ꎬ经计算｜ψｒｅｆ－ψｖ｜的均方差为０.３７ʎ(１σ)ꎬ可明显看出利用速度求取航向角误差量小且波动小ꎬ误差精度能够较稳定的跟踪参考值曲线ꎮ由此可见ꎬ利用速度求取航向角的方法更优ꎮ利用起步加速段获取的姿态进入精对准阶段对初始姿态值误差修正ꎬ如图４加速度获取与平滑后的航向角结果误差较大ꎬ需较长时间才可修正至零ꎬ速度算得的航向角结果误差较小ꎬ可随载车运动进行进一步修正ꎬ趋势向零ꎬ方法可行ꎬ可在较短时间内姿态对准ꎮ４㊀结论㊀㊀本文针对基于微机械陀螺和加速度计的无磁力计ＭＥＭＳ惯性导航系统ꎬ设计了在起步阶段利用外部高精度ＧＮＳＳ系统提供速度矢量信息进行辅助的粗对准方法ꎬ与传统利用ＧＮＳＳ系统提供加速度求取航向角方法相比ꎬ求取的航向角误差和波动小ꎬ结果更优ꎮ通过卡尔曼滤波精对准过程可进一步修正误差ꎬ误差趋势可较快向零ꎬ提高对准精度ꎮ该方法能为捷联惯导系统提供一定精确的初始条件ꎮ参考文献:[１]戴洪德ꎬ陈明ꎬ周绍磊ꎬ等.惯性导航系统非线性初始对准的ＬＳ－ＳＶＭ方法研究[Ｊ].传感技术学报ꎬ２００７(７):１５７３－１５７６.[２]ＹｕＪＣꎬＣｈｅｎＪＢ.Ｍｕｌｔｉ－ｐｏｓｉｔｉｏｎｏｂｓｅｒｖａｂｉｌｉｔｙａｎａｌｙｓｉｓｏｆｓｔｒａｐｄｏｗｎｉｎｅｒｔｉａｌｎａｖｉｇａｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＢｅｉ￣ｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２００４(２):１５０－１５３. [３]ＷｅｉＣＬꎬＺｈａｎｇＨＹ.ＳＩＮＳＩｎ－ｆｌｉｇｈｔａｌｉｇｎｍｅｎｔｕｓｉｎｇｑｕａｔｅｒｎｉｏｎｅｒｒｏｒｍｏｄｅｌｓ[Ｊ].ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏａｕ￣ｔｉｃｓꎬ２００１(３):１６６－１７０.[４]杨亚非ꎬ谭久彬ꎬ邓正隆.惯导系统初始对准技术综述[Ｊ].中国惯性技术学报ꎬ２００２(２):６８－７２. [５]杨旭ꎬ汪湛清ꎬ高晨ꎬ等.捷联罗经方位大失准角下的快速对准方法[Ｊ].船舶工程ꎬ２０１８(５):８３－８７. [６]胡士峰ꎬ马建仓ꎬ孟凡路.基于ＭＥＭＳ传感器的微惯性导航系统研究[Ｊ].计算机测量与控制ꎬ２００９(５):１０１５－１０１８.[７]王跃刚ꎬ杨家ꎬ蔚跃ꎬ等.基于里程计辅助的ＳＩＮＳ动基座初始对准方法[Ｊ].系统工程与电子技术ꎬ２０１３(５):１０６０－１０６３.[８]薛海建ꎬ何利益ꎬ孙锦海ꎬ等.里程计辅助的ＳＩＮＳ行进间对准方法[Ｊ].兵工自动化ꎬ２０１９(５):５－１０. [９]郝雨时ꎬ徐爱功ꎬ隋心ꎬ等.噪声协方差自适应控制下的双天线ＧＮＳＳ/ＩＮＳ初始对准方法[Ｊ].测绘学报ꎬ２０１８(４):４７３－４７９.[１０]张复建ꎬ单斌ꎬ王跃钢ꎬ等.ＧＰＳ辅助ＭＩＭＵ静止条件下的初始对准方法[Ｊ].航天控制ꎬ２０１８(５):５８－６３. [１１]奔粤阳ꎬ孙炎ꎬ王翔宇ꎬ等.卫导辅助下的舰船捷联惯导航行间粗对准方法[Ｊ].系统工程与电子技术ꎬ２０１８(１２):２７９７－２８０３.(责任编辑:王㊀萍).第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀张旭ꎬ朱建良ꎬ薄煜明:高精度ＧＮＳＳ辅助下ＭＥＭＳ惯导的初始对准方法㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀４１。

舰载导弹中的平台惯导系统在动基座上的初始对准

舰载导弹中的平台惯导系统在动基座上的初始对准*马澍田　吴俊伟(哈尔滨工程大学)摘要—本文论述了在子平台粗对准后,利用载体姿态角度差传递对准法,精确估计子平台的姿态误差角、目标方位误差角和漂移率。

载体姿态角度差传递对准法解决了子平台对准中的多个未知数的求解问题,并可自动消除载体姿态角传感器误差对其估计的影响。

关键词　惯导平台　传递对准　舰载导弹Initial Alignment of Platform INS on theM oving Base of the Sh ipbased M issileM a Shutian Wu Junwei (Ha rbin Engineering University)ABSTRACT—This paper discusses a method that use the transfer alignment method based on the difference of ship ’s attitude angle to accurately estimate the a ttitude a nd target azimuth errors a nd the drift rate after coarse alignment of slave platform .The tra nsfer alignment method can solve for many unknown parameters when the slave platform is align ing and also can elimina te the effect of attitude an-gle sensor error on the estimations automatically.Keywor ds inertia l platform transfer alignment shipbased missile 1　引言舰载导弹中的惯导平台(称子平台)在动基座上的初始对准,一般都采用传递对准法,这就要求舰上装有精度较高的惯导系统(称主惯导),向子平台传递对准信息。

一种改进的舰载机快速传递对准方法

一种改进的舰载机快速传递对准方法王勇军;徐景硕;王晓飞;罗恬颖【摘要】为提高舰载机的快速反应能力，设计了一种测量参数组合匹配传递对准新方法。

以舰载机惯导的姿态四元数和移动基准惯导的姿态四元数为切入点，通过四元数乘法构建量测量，并与角速度匹配组合构成量测方程，可有效克服传统姿态角匹配计算量大的不足，并获得较好的快速性和滤波精度。

给出了数学模型，阐述了工作思路，推导了量测方程，并在舰载条件下进行了分析比较和仿真验证。

仿真结果表明，采用本文提出的方法可获得良好的稳健性、快速性和准确性，估计精度与角速度加姿态角匹配方案的精度相当，计算量也明显减小。

舰载机惯导系统不但在不到10 s的时间里就完成了对失准角和安装误差角的估计，估计精度均在0.5＇以内，还能在不到100 s的时间里完成对陀螺漂移的估计，实现对陀螺器件的标定。

%To improve the quick reaction capability of shipborne plane, a new transfer alignment method based on integrated matching of measurement parameters is designed. Based on the attitude quaternions of strapdown inertial navigation systems (SINS) both in the shipborne plane and the mobile reference, the measurements are built by quaternion multiplication, and the measurement equation is formed by integrating with the angular rate matching. Meanwhile, the mathematic model is given, the work method is expatiated, and the measurement equation is applied to shipborne SINS. The simulation results show that this method can reduce heavy calculation burden of traditional attitude match and obtain better robustness rapidity and filtering accuracy. Its estimation precision is the same with that of the method based on angular rate plus attitude anglematch, while its calculation amount is much less. The SINS of shipborne plane can complete the estimations of misalignment angle and installation error angle in 10 s and the estimation precision is over 0.5′. Meanwhile, it can estimate gyro drift in 100 s and realize the calibration for gyro components.【期刊名称】《中国惯性技术学报》【年(卷),期】2014(000)005【总页数】4页(P597-600)【关键词】捷联惯导系统;快速传递对准;测量参数匹配;组合匹配;角速度匹配;姿态四元数【作者】王勇军;徐景硕;王晓飞;罗恬颖【作者单位】海军航空工程学院青岛校区，青岛 266041; 92514部队，烟台264007;海军航空工程学院青岛校区，青岛266041;南昌航空大学信息工程学院，南昌 330063;海军航空工程学院青岛校区，青岛 266041【正文语种】中文【中图分类】V249.32+2传递对准常被作为舰载机捷联惯导系统初始对准的首选方案[1-2]。

惯导系统动基座传递对准技术综述

第11卷第2期中国惯性技术学报 2003年4月文章编号邓正隆1¹þ¶û±õ 150001¹þ¶û±õ 150050以国外有关文献为依据分析和归纳了传递对准匹配方法结构挠曲运动补偿方法算法仿真和实验等方面的研究进展情况以及传递对准技术研究中所遇到的困难探讨了研究的发展方向惯导系统综述U666.12 文献标识码２, DENG Zheng-long1(1.Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China; 2. Heilongjiang Institute of Technology, Harbin150050, China)Abstract: According to foreign papers, the history of the study on transfer alignment technique is introduced; the transfer alignment matching methods, the methods of enhancing alignment accuracy and the methods of compensating structure flexture are analyzed and synthetized; the studies on maneuver, algorithm, model, simulation and experiment are introduced; the challenge in transfer alignment is addressed and the methods to overcome the difficulty are presented. The future development of transfer alignment technique is discussed.Key words:inertial navigation system;transfer alignment; review; moving base１引　言为适应现代战争的需要并且随着战争的发展战术导弹一般由运载体进行发射为了减小弹体体积和制造成本而运载体上一般装有精度较高的平台式惯导系统即利用传递对准法对准因此2003-01-09作者简介1963¹þ¶û±õ¹¤Òµ´óÑ§¿ØÖÆ¿ÆÑ§Óë¹¤³ÌÏµ²©Ê¿ÉúÖ÷ÒªÑÐ¾¿·½ÏòÎª¹ßÐÔµ¼º½¼¼Êõ62 中国惯性技术学报 2003年4月技术领域的研究重点舰载导弹和车载导弹的初始对准并获得了成功的应用哈姆空舰导弹SRAM ADKEM[1]Joint Direct Attack Munition英国的空舰导弹厨房空地反辐射导弹企鹅我们认为在20世纪80年代中期以前80年代中期以后1989年首次提出了速度加姿态的匹配法使传递对准时间缩短到10 s´Ëºó¶øÇÒ¾«¶ÈºÍ¿ìËÙÐÔÒ²ÓÐÒ»Ð©¸Ä½øTarrant D等人[1]将快速传递对准技术用于ADKEM的对准其平均飞行时间为10 s1997年结果显示速度姿态从公开发表的文献看２国外动基座传递对准技术的研究状况２．１传递对准的匹配方法在理论上根据匹配参数性质的不同一类是利用惯导计算的导航参数进行传递匹配如位置匹配法另一类是利用惯性元件测量参数进行传递匹配如加速度匹配法姿态匹配法都是测量参数匹配法测量参数法由于方法直接但载体结构挠曲运动比计算参数法要敏感其精度低于计算参数法速度姿态还有很多人提出了其它一些匹配法速度匹配法双积分速度匹配法角速率匹配法其中速度匹配法和位置匹配法比较成熟1989年以后速度姿态文献[1][3ËÙ¶È姿态+Æ¥Åä·¨ÊÇÎªÊµÏÖ¿ìËÙ¶Ô×¼¶ø×î³£Ê¹ÓÃµÄÒ»ÖÖ·½·¨ÔØ»úÖ»Òª×ö°Ú¶¯»úÒíµÄ»ú¶¯·ÉÐÐ¼´¿ÉÊµÏÖ´«µÝ¶Ô×¼´Ó¶ø´ó´óËõ¶ÌÁË¶Ô×¼Ê±¼äRoss C C[12]使用实际的飞行实验数据速度匹配研究结果表明效果基本相同速度匹配要优于积分及双积分速度匹配速度角速率该方法与+Æ¥Åä·¨Ò»Ñù¶¼ÄÜËõ¶Ì¶Ô×¼Ê±¼äËÙ¶È姿态２．２提高对准精度的方法第2期王司等考虑到测量时间的延迟因素利用积分或双积分速度匹配其中第一种是普遍使用的方法往往要牺牲快速性提高滤波数据更新频率不但会增加计算量对于飞机等挠性变形较大的运载体而言所以该方法对挠性变形相对小的运载体效果较好上述的某些方法常常合并使用认为传递时间延迟对姿态测量的影响较大将传递时间延迟变量纳入卡尔曼滤波器的状态变量之中You-Chol Lim[11]在文献[10]的基础上采用了H·ÂÕæ½á¹û±íÃ÷滤波器对传递时间延迟引起的误差进行补偿Ｒｏｓｓ　Ｃ　Ｃ[12]的研究结果表明但将引起较大的误差超调量Spalding K[9]为解决快速传递对准高速测量及数据处理问题前置滤波器协方差分析结果表明对准精度可达到每轴1mrad以下外部滤波器内部滤波器用以提高GPS/INS组合导航系统的对准精度２．３结构挠曲运动描述与补偿方法对武器运载体的结构挠性变形进行建模是极其困难的工作运行条件这给模型的应用带来极大困难近几年大多数研究[3][7][9]将结构挠曲运动视为Markov过程但这样又增加了卡尔曼滤波的计算量因此在具体应用时主要补偿方法有在模型中注入噪声增加过程噪声和测量噪声水平增加机动运动的幅度和强度使用持续的机动运动并以此为基础构造真实的模型将真实模型中与机翼挠曲运动有关的状态删除为机体与弹体之间实际不对准角a为白噪声并依据真实模即认为a a型的协方差分析结果来确定注入白噪声的强度还可以增加滤波器的鲁棒性进一步将机翼挠曲运动分解为准静态挠曲和高频挠曲两种模态高频挠曲模态是飞行时飞机受到的扰动所引起的5~10 Hz的结构振动同时将准静态挠曲模态也视为三阶Gauss-Markov过程用以逼近机翼在机动运动中的真实挠曲过程将与描述挠曲运动和杆臂误差有关的变量从卡尔曼滤波器中删除用以补偿准静态挠曲的不确定性在安装失准角状态中加入过程噪声用以考虑高频挠曲运动的影响增加速度测量噪声方差You-Chol Lim[10]针对舰船挠曲运动的64 中国惯性技术学报 2003年4月特点将其视为二阶Markov过程而其它两轴相对较小进而将与挠曲运动Y轴分量紧密相关的状态变量和测量变量删除DCM部分匹配Chun Yang[15]在研究车载ADKEM的快速传递对准时并应用较高幅度与强度的机动以及持续的机动来抑制挠曲运动干扰通常机动运动的方案与所采用的匹配方法有关当采用速度匹配方法时当采用+Æ¥Åä·½·¨Ê±×Ô´Ó1992年Goshen-Meskin 和Bar-Itzhack[16][17]在理论上解决了惯导系统的可观测性分析问题以来在理论上没有新的突破结果表明纵向加速机动并不优于侧向加速机动其纵向加速机动优于侧向加速机动Rogers R M[19]使用计算机误差模型和扰动误差模型研究了飞机在起飞前和起飞过程中的传递对准问题它利用飞机开始起动到起飞这一低动态过程即可完成传递对准并且扰动模型的对准性能优于计算系模型机动加速度符号变化对传递对准的影响纵向加速度改变符号将会增加对准时间２．５算法研究算法研究要比传递匹配法研究活跃得多研究的主要目标是提高算法的精度和快速性最主要的算法是姿态更新算法姿态更新算法有欧拉角法四元数法和等效旋转矢量法通常采用四元数法特别是载体做高动态飞行时误差更大Miller R B[21]把等效旋转矢量估计和四元数姿态更新完全分开该算法大大改进了锥运动环境中算法的性能该算法在高频锥运动环境中的性能优于三子样优化算法与传统算法相比该方法的估计误差至少减少两个数量级Dmitriyev S P[24]等人研究了惯导系统的航向对准问题给出了由非线性方程所描述的状态向量的最优估计算法Savage P G[25] [26]给出了现今捷联惯导系统中所使用的将角速度积分为姿态这些算法是利用最初用于姿态更新的双速更新算法构造出来的这两种方法的特点是使用了额外的陀螺/加速度计的输出信号称之为平滑算法称之为加速度不变算法第2期王司等Roscoe K M[28]证明了捷联惯导中锥积分和划船积分与算法之间的一般等价性２．６　模型研究Goshen-Meskin D[29]给出了建立惯导系统误差模型的统一方法其优点是能够很容易地推导出解决特殊问题的INS误差模型对于文中所考虑的惯性系统这个研究成果为误差模型的建立提供了方便如果主惯导模拟的坐标系为地理坐标系因而传递对准使用的姿态误差模型和平动误差模型均为角模型平动误差模型包括相对位置误差模型无论采用那种匹配方法在姿态匹配法及+Æ¥Åä·¨ÖÐ¶øÔÚÆäËüÆ¥Åä·¨ÖÐ２．７仿真研究和实验手段在传递对准中很多重要课题还使用Monte Carlo非线性仿真加以研究[1][3][7][10][15]Éè¼ÆÁË¶Ô×¼»ú¶¯ÔË¶¯Ä£¿é»·¾³¸ÉÈÅÄ£¿éÄÓÇúÔË¶¯Ä£¿éSeparation-Induced Dynamics Module子惯性传感器模块主/子IMU输出差值模块把这些模块稍加修改其仿真结果用于指导和评价传递对准滤波器的设计也利用实际飞行数据进行研究美国使用F-16B-1为满足全天候自主导航的需要Ｇｌｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ／Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ其工作方式有两种GPS导航为辅的组合导航方式惯导系统的初始对准采用速度匹配传递对准法组合导航方式的计算CEP为10.1 mµ«¹¤×÷ÓÚ¶ÀÁ¢µÄ¹ßÐÔµ¼º½·½Ê½Ê±在100 s之内Shortelle K J 等人[4]用F-16飞机进行了快速传递对准的实验速度姿态在进行实际飞行实验之前而后又在实验室和实验车上进行实验实验主要设备有Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ　ＲＬＧ捷联式IFMUÆäÕæÊµÄ£ÐÍµÄ¿¨¶ûÂüÂË²¨×´Ì¬±äÁ¿Îª66个包括3个速度误差3个加速度计偏移3个结构刚性失准角和2个陀螺刻度系数误差等17个变量携弹飞行包括一个90ÊµÑé·ÉÐÐµÄ¸ß¶ÈÊÇ1524 m0.5马赫共进行了67次实验66 中国惯性技术学报 2003年4月[30]使用了实际飞行数据进行传递对准研究在进行实机实验时Kaiser J等人[31]介绍了研制高级惯性网络的主要技术工作主要由两个INS单元在实际飞行时然后用于分析算法的性能但在精度和快速性方面仍需要进一步提高如何更加有效地克服这一不利影响仍将是今后研究的重要课题解决这一课题的途径主要有与GPS组成组合导航系统研制精密的惯性挠曲变形测量系统由于惯性导航和GPS导航各有其优势和劣势因此将GPS/INS组合导航用于战术导弹已成为近几年的发展趋势我们认为一种是GPS与运载体惯导系统组合前者是把GPS接收天线和接收机安装在运载体上从而为弹体的INS提供更加精确的基准后者是把GPS接收天线和接收机安装在弹体上从而实现对准所以不需要进行补偿对于战术导弹特别是精确制导武器而言在导弹发射后的飞行过程中依靠GPS消除弹体INS随时间而增长的累积误差因此后一种方案符合目前的发展趋势尽管如此随着精确制导武器的发展GPS/INS组合导航的应用将会更加广泛另外参考文献第2期王司等：　Ｔｈｅｏｒｙ［Ｊ］．　ＩＥＥＥ５６－１０６７．Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ　ｏｎ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　ａｎｄ　Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｓｙｓｔｅｍｓ，　１９９２，　２８（４）：　１０Ｏｂｓｅｒｖａｂｉｌｉｔｙ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｐｉｅｃｅ－ｗｉｓｅ　ｃｏｎｓｔａｎｔ　ｓｙｓｔｅｍ，　Ｐａｒｔ　［１７］　Ｇｏｓｈｅｎ－Ｍｅｓｋｉｎ　Ｄ，　Ｂａｒ－Ｉｔｚｈａｃｋ　Ｉ　Ｙ．　：　Ａｔｔｉｔｕｄｅ　ａｌｇｏｒｉｔｈｍｓ［Ｊ］．　ＡＩＡＡ　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆＧｕｉｄａｎｃｅ，　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ａｎｄ　Ｄｙｎａｍｉｃｓ．　１９９８，　２１（１）：　１９－２８．［２６］　Ｓａｖａｇｅ　Ｐ　Ｇ．　Ｓｔｒａｐｄｏｗｎ　ｉｎｅｒｔｉａｌ　ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ　ａｌｇｏｒｉｔｈｍ　ｄｅｓｉｇｎ，　Ｐａｒｔ。

论文精选惯性导航传递对准技术发展现状与趋势

论文精选惯性导航传递对准技术发展现状与趋势惯导技术具有完全自主、高度隐蔽、数据频率高等特性，因而在军事上得到广泛应用。

传递对准技术是惯性导航的关键技术，对于保证精确制导武器搭载的以惯导为主的导航系统的精度具有重要意义。

欢迎同行学者参考引用该文献，并将引用情况回复微信互动，谢谢！宋嘉钰，杨黎明，李东杰. 惯性导航传递对准技术发展现状与趋势［J］.兵器装备工程学报，2016(2):139-143.SONG Jia yu, YANG Li ming, LI Dong jie.Development of Tra nsfer Alignment for Inertial Navigation Systems［J］.Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(2):139-143.以下文字摘编自《兵器装备工程学报》2016年2期《惯性导航传递对准技术发展现状与趋势》本文作者：宋嘉钰，杨黎明，李东杰作者单位：中国工程物理研究院电子工程研究所本文介绍了传递对准技术的基本原理，简要总结了传递对准技术中系统误差模型、匹配方式、可观测性分析、误差补偿、滤波方法等方面的理论和方法。

归纳了近年来传递对准技术研究的进展，探讨了传递对准技术未来可能的发展方向。

1传递对准的模型传递对准过程中，系统状态方程和观测方程的基本形式分别由惯导系统误差方程和匹配方式决定。

为了确定滤波器能否收敛，一般还要先对模型进行可观测性分析。

在传递对准的模型中，状态方程的基本形式是由惯导系统误差模型决定的。

2匹配方法Kain和Cloutier[4]于1989年提出“速度+姿态”的组合匹配方法，同时利用姿态匹配和速度匹配的优势，以提高传递对准性能。

采用这种匹配方法的传递对准方案在飞行实验中取得了传递对准时间10s以内，对准精度达到1m rad的结果[17]。

在此之后，综合利用角运动参数匹配优势和线运动参数匹配优势的这一类的匹配方法得到了很大发展，“速度+姿态角”匹配[4,14]、“速度+姿态角变化量”匹配[18]、“速度+姿态矩阵”匹配[19]、最优姿态匹配[15,20]等匹配方法相继被提出。