捷联惯导系统解析
捷联惯导系统性能分析
捷联惯导系统性能分析摘要本文简要介绍捷联式惯性导航系统的各种分析技术,对捷联惯导系统算法验证的过程进行了讨论。
封闭形式分析仿真驱动程序，可以用来锻炼/验证捷联算法方程。
分析的精度捷联络筒，划船和分析方法位置融合算法（包括位置算法的折叠效果）函数的算法重复率和系统振动输入。
包括的是一个简化的分析模型，该模型描述可用于翻译系统到惯性传感器作为传感器组件的函数的输入的振动安装失衡。
捷联系统静态漂移和的旋转测试程序/方程描述捷联式传感器的校准系数确定。
该文件概述了卡尔曼滤波器的设计和协方差分析技术，并介绍了验证辅助捷联惯导系统的一般步骤卡尔曼滤波器的配置。
最后，论述了系统集成测试的一般过程验证所有的硬件，软件，系统功能操作进行正确和准确和界面元素。
坐标框架在本文中，使用一个坐标系是一个分析性的抽象定义的三个相互垂直单位矢量。
一个坐标系可以看作一组三个相互垂直的线（轴）通过一个共同的点（原点）与来自沿着坐标轴的原点上的单位向量。
在本文中，每个坐标系的原点的物理位置是任意的。
主坐标帧利用有以下几种：B帧=“身体”捷联式惯性传感器轴平行的坐标系。
N帧=“导航”的坐标系在当地具有Z轴平行地垂直向上定位。
A“漂移方位”N帧有水平的X，Y轴旋转相对于非旋转的惯性空间在本地地球的速度的垂直分量绕Z轴。
“自由方位”N帧的转动惯量为零率X，Y轴的Z轴周围。
“地理”N帧的X，Y轴绕Z轴旋转，以维持当地的真北Y轴平行。
E型=“地球”的引用与固定角几何相对于地球坐标系。
I帧=“惯性”非旋转坐标系。
符号V =向量没有特定的坐标系指定。
向量是一个有长度的参数和方向。
纸中使用的载体，被分类为“免费的矢量”，因此，没有坐标框架中，他们分析描述的理想地点。
V A =列矩阵的元素等于V的坐标系A轴的投影。
“投影V对每个Frame A轴等于与坐标框架的V的点积A轴的单位向量。
V A×=斜对称的（或跨产品）的形式表示的正方形矩阵的V A0 - VZA VYAVZA 0 - VXA- VYA VXA 0VXA，VYA，VZA是V A的组成部分。
§3.9捷联式惯导系统介绍
G G dωie G dr 对上式求导，假定地球旋转角速度是常矢量， = 0且 = ve ，可得 dt dt e G K dv e G G d 2r K K G = + ωie × ve + ωie × [ωie × r ] 2 dt i dt i
而
K G G d 2r = f +G dt 2 i
G G G G G dv e K K G = f − ωie × ve − ωie × [ωie × r ] + G dt i
b 标系 Oe X iYi Z i 的角速度 ωib ，上角标 b 表示该角速度在 b 坐标系上的投 b 进行姿态矩阵 Cbi 计算。由于姿态矩阵 Cbi 中的元素是 影。利用 ωib
OX bYb Z b 相对 OX iYi Z i 的航向角、横滚角、俯仰角的三角函数构成，
所以当求得了姿态矩阵 Cbi 的即时值，便可进行加速度计信息的坐标 变换和提取姿态角的大小。 这三项功能实际上就代替了平台式惯性导 航系统中的稳定平台的功能， 这样计算机中的这三项功能也就是所谓
哥氏校正
fb
比力测量值 的分解
fi
∑
∑
速度v e和 位置的估 计值
i
导航计算
Cbi
固连于载体 的陀螺
ω
b ib
速度和位置的初始估计值 姿态计算
姿态的初始估值
图 捷联式惯导系统——惯性坐标系机械编排
3、当地地理坐标系的机械编排
在这种机械编排中，地理坐标系表示的地速是 vet ，它相对于地理 坐标系的变化率可通过其在惯性坐标系下的变化率表示 G G dv e dv e G G G = − [ wie + wet ] × ve dt t dt i G G G G G G dv e dve 用 ，得 = f − ωie × ve + g1 替代 dt t dt i G G dv e G G G K = f − [2 wie + wet ] × ve + g1 dt t 表示在选定的导航坐标系（地理坐标系）中，有
捷联惯导系统解读
Q cos
u sin
2(q1q2 q0 q3 )
2 2 q0 q12 q22 q3
2(q2 q3 q0 q1 )
2(q1q3 q0 q2 ) 2(q2 q3 q0 q1 ) 2 2 q0 q12 q2 q32
T11 T21 T31 C bn T T T 12 22 32 T13 T23 T33
1 sin (T32 ) T31 1 tan ( ) 主 T 33 1 T 主 tan ( 12 ) T22
b nb x b 0 nby b 1 cos tan nb z 0
cos cos sin
当 90 时，方程退化，故不能全姿态工作。
捷联惯导系统
2.2 方向余弦法（九参数法）
n C n ωbk C b b nb
0 [ G ] Gz Gy
Gz
0 Gx
Gy Gx 0
K x [ K ] 0 0
0
Ky
0
0 0 Kz
捷联惯导系统
捷联惯导系统误差方程
b b b n n ωnb ωib Cn Cnωin
矢量的方向余弦表示姿态矩阵的方法； 可全姿态工作，但需要解含有九个未知量的线性方程组，计算量大， 工程上不实用。
捷联惯导系统
2.3 四元数法（四参数法）
2.3.1 四元数基本概念 四元数是由一个实数单位1和一个虚数单位i、j、k组成的含有四个 元的数。（超复数） Q q0 , q1, q2 , q3 q0 q1i q2 j q3k 四元数的大小——范数
捷联惯性导航系统的解算方法课件
02
CATALOGUE
捷联惯性导航系统组成及工作 原理
主要组成部分介绍
惯性测量单元
包括加速度计和陀螺仪，用于测量载体在三个正交轴上的加速度 和角速度。
导航计算机
用于处理惯性测量单元的测量数据，解算出载体的姿态、速度和 位置信息。
控制与显示单元
用于实现人机交互，包括设置导航参数、显示导航信息等。
工作原理简述
学生自我评价报告
知识掌握情况
学生对捷联惯性导航系统的基本原理、解算 方法和实现技术有了深入的理解和掌握。
实践能力提升
通过实验和仿真，学生的动手实践能力得到了提升 ，能够独立完成相关的实验和仿真验证。
团队协作能力
在课程项目中，学生之间的团队协作能力得 到了锻炼和提升，能够相互协作完成项目任 务。
对未来发展趋势的预测和建议
捷联惯性导航系统的解算 方法课件
CATALOGUE
目 录
• 捷联惯性导航系统概述 • 捷联惯性导航系统组成及工作原理 • 捷联惯性导航系统解算方法 • 误差分析及补偿策略 • 实验验证与结果展示 • 总结与展望
01
CATALOGUE
捷联惯性导航系统概述
定义与基本原理
定义
捷联惯性导航系统是一种基于惯性测量元件（加速度计和陀螺仪）来测量载体（如飞机、导弹等）的加速度和角 速度，并通过积分运算得到载体位置、速度和姿态信息的自主导航系统。
01
高精度、高可靠性
02
多传感器融合技术
随着科技的发展和应用需求的提高， 捷联惯性导航系统需要进一步提高精 度和可靠性，以满足更高层次的应用 需求。
为了克服单一传感器的局限性，可以 采用多传感器融合技术，将捷联惯性 导航系统与其他传感器进行融合，提 高导航系统的性能和鲁棒性。
捷联惯导算法与组合导航原理讲义
捷联惯导算法与组合导航原理讲义一、捷联惯导算法捷联惯导（Inertial Navigation System，INS）是一种通过测量惯性传感器的运动参数实现导航定位的技术。
惯性导航系统中包括了加速度计和陀螺仪等传感器，通过测量物体的加速度和角速度，可以推算出物体的位置、速度和姿态等信息。
1.1加速度计加速度计是一种测量物体加速度的传感器。
常见的加速度计有基于压电效应的传感器和基于微机电系统（Microelectromechanical System，MEMS）的传感器。
加速度计的原理是通过测量物体受到的惯性力，推算出物体的加速度。
由于加速度是速度对时间的导数，因此通过对加速度的积分操作，可以计算出物体的速度和位移。
1.2陀螺仪陀螺仪是一种测量物体角速度的传感器。
常见的陀螺仪有机械陀螺仪和MEMS陀螺仪等。
陀螺仪的原理是基于角动量守恒定律，通过测量转动惯量的变化，推算出物体的角速度。
与加速度计类似，通过对角速度的积分操作，可以计算物体的姿态。
1.3捷联惯导算法离散时间模型中，位置、速度和姿态等状态变量通过积分加速度和角速度来更新。
由于加速度计和陀螺仪测量结果存在噪声，因此在积分操作时需要加入误差补偿算法来消除误差。
常见的误差补偿算法有零偏校正和比例积分修正等。
连续时间模型中，位置、速度和姿态等状态变量通过微分方程来描述，并通过求解微分方程来更新状态。
由于计算量较大，通常需要使用数值积分方法来求解微分方程。
常见的数值积分方法有欧拉法、中点法和四阶龙格-库塔法等。
二、组合导航原理组合导航是一种融合多种导航技术的导航方式。
常见的组合导航方式有捷联惯导与GPS组合导航。
组合导航通过融合多种导航系统的测量结果，可以提高导航定位的精度和可靠性。
2.1捷联惯导与GPS组合导航捷联惯导与GPS组合导航是一种常见的组合导航方式。
在这种方式下，捷联惯导提供了高频率的惯导数据，可以提供较高的定位精度，但是由于其测量结果累积误差较大，会逐渐偏离真实轨迹。
车载捷联惯导系统基本原理
车载捷联惯导系统基本原理一、捷联惯导系统基本原理捷联惯导系统基本原理如图2-1所示：图中陀螺和加速度计直接与载体系b固联，用来测量载体的角运动信息和线运动信息。
导航解算的本质是根据初值进行积分的过程，通过求解姿态微分方程完成对姿态和航向角的积分，通过求解比力微分方程完成对速度的积分，通过求解位置微分方程实现对位置的积分。
捷联惯导的姿态矩阵C n 相当于“数学平台”，取代了平台惯导中的实体平台，而ωˆ相当于对数学平台“施矩”的指令角速率。
二、捷联惯导微分方程（一）姿态微分方程在捷联惯导系统中，导航坐标系n 和载体坐标系b 之间的角位置关系通常用姿态矩阵、四元数和欧拉角表示，相应也存在姿态矩阵微分方程、四元数微分方程和欧拉角微分方程三种形式。
姿态矩阵微分方程的表达式为：在欧拉角微分方程式(2.2-7)中，当俯仰角θ趋于90º时，cosθ趋于0，tanθ趋于无穷，方程存在奇异性，所以这种方法不能在全姿态范围内正常工作；姿态矩阵微分方程式(2.2-1)可全姿态工作，但姿态矩阵更新相当于求解包含9个未知量的线性微分方程组，计算量大；四元数微分方程式(2.2-6)同样可以全姿态工作，且更新算法只需求解4个未知量的线性微分方程组，计算量小，算法简单，是较实用的工程算法。
（二）速度微分方程速度微分方程即比力方程，是惯性导航解算的基本关系式：三、捷联惯性导航算法捷联惯导解算的目的是根据惯性器件输出求解载体姿态、速度和位置等导航信息，实际上就是求解三个微分方程的过程，相应存在姿态更新算法、速度更新算法和位置更新算法。
（一）姿态更新算法求解微分方程式(2.2-6)可得四元数姿态更新算法为：在车辆行驶过程中，一般不存在高频大机动环境，并且车载导航系统往往不工作在纯惯性导航方式，而是利用里程仪或零速条件进行组合导航，所以算法误差的影响有限，常用的5ms采样周期和二子样优化算法即可满足要求。
四、捷联惯导误差模型传感器误差、初值误差和算法误差是SINS的主要误差源，其中器件误差和初值误差又是影响导航结果的主要因素。
捷联惯导系统
作业思考题
1、简要说明捷联惯导系统的基本组成和原理。 2、什么是数学平台？它有什么作用？
惯性导航系统
第四十四讲 捷联惯导系统 力学编排方程（一）
捷联式惯导系统（SINS）
加速度计
fb
数学平台
姿态矩阵 Cbp
f p 导航 速度、位置
计算机 姿态、航向
姿态矩阵计算
陀螺
ibb
pbb
b ip
姿态航向
-
C11 C21 C31
Cep 1 Cep T
C12 C13 1 C11 C21
C22
C23
C12
C22
C32 C33 C13 C23
C11 C22C33 C23C32 C21 C13C32 C12C33 C31 C12C23 C22C13
C31
C32
C33
位置矩阵微分方程组
Cep 0 f 0,0,0
1
p p epx epy
g g egx egy
R VeggxVeggy
VeppxVeppy
三、位置速率方程
11
p p epx epy
g g egx egy
RN RE
捷联惯导的发展
1、1950年起，德雷珀实验室捷联系统得到成熟的探索； 2、1969年，在“阿波罗-13”宇宙飞船，备份捷联惯导系统； 3、20世纪80~90年代，波音757/767、A310民机以及F-20战 斗机上使用激光陀螺惯导系统，精度达到1.85km/h的量级； 4、20世纪90年代，美国军用捷联式惯导系统已占有90% 。光 纤陀螺的捷联航姿系统已用于战斗机的机载武器系统中及波 音777飞机上。 5、国内由90年代挠性捷联惯导到现在激光捷联惯导、光纤陀 螺捷联航姿系统。
《2024年捷联惯性导航系统关键技术研究》范文
《捷联惯性导航系统关键技术研究》篇一一、引言捷联惯性导航系统（SINS）是一种利用惯性测量单元（IMU）来获取和解析导航信息的先进技术。
它以其高精度、高动态性以及全自主工作的特性，在航空、航天、航海、车辆导航等领域中发挥着重要的作用。
本文将深入探讨捷联惯性导航系统的关键技术研究，从系统组成、工作原理、技术难点到解决方案等方面进行详细阐述。
二、系统组成与工作原理捷联惯性导航系统主要由惯性测量单元（IMU）、导航计算机、算法处理软件等部分组成。
其中，IMU是系统的核心，它包括加速度计和陀螺仪，用于实时测量载体在三维空间中的运动状态。
导航计算机则负责采集IMU的数据，通过算法处理软件进行数据解析和处理，最终输出导航信息。
捷联惯性导航系统的工作原理主要依赖于牛顿第二定律和角动量守恒定律。
通过测量载体的加速度和角速度，系统可以推算出载体的运动轨迹和姿态信息，从而实现导航定位。
三、关键技术研究1. 高精度IMU技术研究IMU的精度直接影响到整个系统的导航精度，因此提高IMU 的精度是捷联惯性导航系统的关键技术之一。
当前，研究者们正在通过优化加速度计和陀螺仪的设计和制造工艺，提高其测量精度和稳定性。
此外，采用先进的滤波算法和校准技术，也可以有效提高IMU的精度。
2. 算法优化技术研究算法是捷联惯性导航系统的核心，其优化程度直接影响到系统的性能。
目前，研究者们正在致力于开发更加高效的算法，以实现更快的数据处理速度和更高的导航精度。
同时，针对不同应用场景，如高动态、强干扰等环境，研究者们也在进行相应的算法优化工作。
3. 系统误差校正技术研究由于惯性器件的误差积累和环境干扰等因素的影响，捷联惯性导航系统在长时间工作时会产生较大的误差。
因此，系统误差校正是捷联惯性导航系统的另一个关键技术。
研究者们正在通过建立更加精确的误差模型，采用先进的校正算法和技术手段，对系统误差进行实时校正，以保证系统的导航精度和稳定性。
四、结论捷联惯性导航系统是一种重要的导航技术，具有广泛的应用前景。
2.捷联式惯导系统概述——【惯性导航系统】
加速度计
fb
数学平台
? 姿态矩阵 Cbp
姿态矩阵计算
fp
导航 计算机
速度、位置 姿态、航向
陀螺
ibb
pbb
b ip
姿态航向
-姿态计算Fra bibliotek飞行器
方向余弦元素
‹#
激光捷联惯导系统
‹#
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捷联惯导系统特点
优点： 便于维护、更换 体积小、重量轻、成本低 便于采用余度技术，进一步提高可靠性 缺点： 陀螺动态范围要求大 惯性器件误差补偿要求高 算法复杂，计算量大
‹#
捷联惯导系统分类
按使用的陀螺仪分为：
速率捷联惯导系统：液浮、动调、激光、光纤 位置捷联惯导系统：静电
按选择的导航坐标系分为： 指北方位惯导系统：地理系 游移方位惯导系统：游移方位坐标系 自由方位惯导系统：自由方位坐标系
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捷联惯导的发展
1、1950年起，德雷珀实验室捷联系统得到成熟的探索； 2、1969年，在“阿波罗-13”宇宙飞船，备份捷联惯导系统； 3、20世纪80~90年代，波音757/767、A310民机以及F-20战 斗机上使用激光陀螺惯导系统，精度达到1.85km/h的量级； 4、20世纪90年代，美国军用捷联式惯导系统已占有90% 。光 纤陀螺的捷联航姿系统已用于战斗机的机载武器系统中及波 音777飞机上。 5、国内由90年代挠性捷联惯导到现在激光捷联惯导、光纤陀 螺捷联航姿系统。
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作业思考题
1、简要说明捷联惯导系统的基本组成和原理。 2、什么是数学平台？它有什么作用？
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本节内容结束
教学内容
一、捷联惯导基本原理
二、捷联惯本导节系内统容的结特点束
三、捷联惯导系统的分类 四、捷联惯导系统的发展
捷联惯导系统设计和分析
1 概述
本文将简略讨论捷联惯导系统设计。 尽管不同的应用中所采用的具体方法和设计重点常 常很不相同，但对任何捷联系统，一般都需要下面的设计步骤。 对于应用于战术导弹上的捷联惯导系统， 应重点评估和分析惯导系统在动态飞行条件下 的性能。惯导系统将受飞行机动、大加速度和恶劣的振动环境的影响，所有这些都将大大影 响惯性器件的选择以及它们在飞行中能够提供的测量精度。 另外， 从运动平台上发射的导弹 也会影响导弹反射前进行的导航初始对准精度。因此，在整个系统设计过程中，对影响系统 性能的所有可能的误差源之间进行合理的平衡折中非常重要。 作为系统设计过程的一部分，必须首先考虑选择对应用最合适的系统机械编排。然后， 通过误差预估分析评估可接受的对准误差、 惯性器件误差和导航解算误差的大小。 误差预估 要求的评估可在不同的水平上进行， 从相对简单的单通道误差模型到应用仿真进行更严格的 分析， 其中后者可以考虑到动态运动的影响进而进行更精确的评估。 对于此处讨论的战术导 弹应用，动态影响较大，简化的计算很难适用，因此，需采用更复杂的计算，或更常用的误 差预估分配仿真。一般地，在确定既实际又可行的一组误差参数值之前，需要误差预估分析 过程的几次迭代。 在确定了惯性器件工作特性和对准精度以及任何可能潜在的计算困难后， 就可以开始确 定适用的惯性器件以及导航解算算法。 在这个过程中， 可能需要根据惯性器件的类型对误差 预估计算进行更多的迭代，以得到更满意的设计。
以损失一个参数为代价而放宽另一些参数对误差预估的影响的做法， 其作用通常相当有 限。例如，在基于常规陀螺的设计中，固定零偏项对误差预估的影响允许增加一些，而将与
g 有关的零偏调整到在实际应用中更容易实现的水平。分析表明，在这类的应用中系统性能
对与 g 有关的零偏系数特别敏感。同时还可见，与陀螺仪和加速度计有关的某些交叉耦合项 需要为小量，以便达到所需的性能。 当然无论什么时候都应确保任何一项误差的影响都不会超过总误差预估。 通常需要对参 数选择过程进行几次迭代， 才能获得一组合理的设置值。 表 2 给出了一组误差参数值以及它 们各自对总位置和姿态误差预估的影响。 表 2 清楚地表明， 主要的误差源是姿态对准误差以及某些与 g 有关的陀螺零偏和加速度 计交叉耦合，在导弹存在纵向加速度时后两者会引起较大的位置误差。此外，在导弹飞行的 助推阶段有俯仰转弯机动时，陀螺交叉耦合误差对总误差预估也产生显著影响。 利用表 2 给出的对准误差和惯性器件误差， 沿航迹的位置误差、 横滚误差和速度误差 （在 该表没有给出）可计算： 1) 沿航迹位置误差 RSS 41m ； 2) 横滚误差 RSS 0.3 ； 3) 沿航迹速度误差 RSS 0.7 m s ； 4) 横向速度误差 RSS 3.7 m s ； 5) 垂直速度误差 RSS 3.8 m s 。 由上述误差可知，每项都在技术指标要求规定的范围内。 确定了惯性器件的性能指标之后， 重要的是评估在一组典型弹道上的系统性能。 许多误 差对总导航性能的影响， 常常与飞行期间系统承受的精确运动密切相关。 为了更好地设计系 统，在设计阶段可能需要进一步细化某些误差参数值。 在按上述的过程设计时，设计可能希望把某些误差合并，尤其是那些传播方式类似，对 惯导系统性能的影响类似的误差。例如： 1) 陀螺仪非等弹性:当存在周期运动时，由于轴承变形不相等，在常规陀螺仪输出中会造 成零偏。 2) 加速度计振摆误差：当存在振动时，在摆式加速度计输出中会存在附加的零偏。 3) 圆锥和划桨运动： 如果惯性器件处于圆锥和划桨运动状态， 会分别出现附加的角速率和 线加速度零偏。 为了考虑这些影响，在误差预估分析中所采用的陀螺仪和加速度计零偏可能需要增加。
捷联惯性导航原理概要
捷联惯性导航原理概要捷联惯性导航（Inertial Navigation System，简称INS）是一种基于惯性力学原理运行的导航系统，用于测量和跟踪物体的位置、速度和加速度。
它通过内部的陀螺仪和加速度计来测量物体在空间中的运动状态，并根据质量、力和运动的基本原理来计算物体的位置和速度。
通过将陀螺仪和加速度计的输出信号转换为数字信号，并通过计算机处理，可以获得物体相对于初始参考点的位置和速度。
这些数据可以通过与地图或导航系统的集成来确定物体的位置和方向。
捷联惯性导航系统的原理是基于牛顿运动定律和旋转不变性原理。
根据牛顿第一定律，当物体处于惯性坐标系中且不受任何力的作用时，它将保持静止或匀速直线运动。
根据牛顿第二定律，当物体受到外力作用时，它将产生加速度。
根据旋转不变性原理，即物理量在不同坐标系下具有相同的数值，陀螺仪和加速度计可以测量物体的角速度和加速度，从而得到物体的位置和速度。
捷联惯性导航系统具有高精度和高稳定性的优势，尤其适用于无法使用其他导航系统（如GPS）或需要高精度导航的环境。
然而，它也存在一些局限性。
首先，由于陀螺仪和加速度计的测量误差和漂移，容易导致导航误差的累积。
其次，捷联惯性导航系统无法提供绝对位置信息，需要与其他导航系统集成才能获得绝对位置。
为了提高捷联惯性导航系统的性能，可以采用多传感器融合技术。
通过将多种导航系统（例如GPS、地图、惯性导航）的输出数据进行融合，可以提高导航的精度和可靠性，同时减少漂移和误差的影响。
总之，捷联惯性导航系统是一种基于惯性力学原理运行的导航系统，利用陀螺仪和加速度计测量物体的运动状态，并根据质量、力和运动的基本原理计算物体的位置和速度。
它具有高精度和高稳定性的优势，但也存在一些局限性，需要与其他导航系统集成才能获得绝对位置信息。
通过多传感器融合技术的应用，可以进一步提高捷联惯性导航系统的性能。
6.7 捷联式惯性导航系统
加速度信息
位置信息
导航计算机
陀螺旋矩信息
速度信息
陀螺输出信息
控制平台 信息
稳定回路
变态信息
捷联式惯性导航系统
捷联式惯性导航系统特点
• 由于将陀螺仪和加速度计直接固连于运载体，省去复杂的框架系 统、电气稳定系统及接触滑环等，所以其可靠性高于平台式惯导 系统。
• 由于直接将惯性元件固连在运载体上，所以惯性元件测量范围大， 工作环境恶劣，要求苛刻，要求惯性元件的动态特性要好。
cos
0
sin
0
1 0
H
sin
纵摇横摇航向角
H
1 cos
sin
sin sin
0 0 cos
cos x
sin cos
y
载体相对地理坐标系角速度
H y0
捷联式惯性导航系统
捷联姿态矩阵
cos cos H sin sin sin H
Tbt cos sin H sin sin cos H
sin cos
cos sin H cos cos H
sin
sin cos H cos sin sin H
3
捷联式惯性导航系统
从算法的角度看，捷联式惯导系统必须根据陀螺输出的角速度或 角增量计算维持一个数学平台。
sin cos z
3
捷联式惯导系统工作原理
加速度计
载体
陀螺
由机体坐标系至 平台坐标系的方
向余弦矩阵
沿平台坐标系 的比力分量 导航
捷联惯导详细讲解
捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来，在1969年，捷联惯导系统作为"阿波罗"-13号登月飞船的应急备份装置，在其服务舱发生爆炸时将飞船成功地引导到返回地球的轨道上时起到了决定性作用，成为捷联式惯导系统发展中的一个里程碑。
捷联式惯性导航(strap-downinertialnavigation)，捷联（strap-down）的英语原义是“捆绑”的意思。
因此捷联式惯性导航也就是将惯性测量元件（陀螺仪和加速度计）直接装在导弹需要诸如姿态、速度、航向等导航信息的主体上，用计算机把测量信号变换为导航参数的一种导航技术。
一、捷联惯导系统工作原理及特点惯导系统基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，之后将其变换到导航坐标系，得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置信息等。
捷联惯导系统（SINS）是一种无框架系统，由三个速率陀螺、三个线加速度计和微型计算机组成。
由于惯性元器件有固定漂移率，会造成导航误差，因此导弹通常采用指令、GPS或其组合等方式对惯导进行定时修正，以获取持续准确的位置参数。
如采用指令+捷联式惯导捷联惯导系统能精确提供载体的姿态、地速、经纬度等导航参数，是利用惯性敏感器、基准方向及最初的位置信息来确定运载体的方位、位置和速度的自主式航位推算导航系统。
在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰破坏。
它完全是依靠载体自身设备独立自主地进行导航，它与外界不发生任何光、声、磁、电的联系，从而实现了与外界条件隔绝的假想的“封闭”空间内实现精确导航。
所以它具有隐蔽性好，工作不受气象条件和人为的外界干扰等一系列的优点。
除此以外捷联惯导系统的最大特点是没有实体平台，即将陀螺仪和加速度计直接安装在机动载体上，在计算机中实时的计算姿态矩阵，通过姿态矩阵把导航加速度计测量的载体沿机体坐标系轴向的加速度信息变换到导航坐标系，然后进行导航计算。
《2024年捷联惯性导航系统关键技术研究》范文
《捷联惯性导航系统关键技术研究》篇一一、引言捷联惯性导航系统（SINS）是现代导航技术的重要组成部分，其利用惯性测量单元（IMU）来感知和计算导航信息，具有自主性强、抗干扰能力强等优点。
随着科技的发展，SINS在军事、民用等领域的应用越来越广泛，对其关键技术的研究也显得尤为重要。
本文将针对捷联惯性导航系统的关键技术进行研究，旨在为相关研究与应用提供参考。
二、SINS基本原理与组成SINS主要由惯性测量单元（IMU）、导航算法和数据处理单元等部分组成。
其中，IMU是SINS的核心部件，包括加速度计和陀螺仪等传感器，用于测量载体的加速度和角速度。
导航算法则根据IMU测量的数据，通过积分运算和坐标变换等手段，实现载体的姿态、速度和位置的解算。
数据处理单元则负责对导航算法输出的数据进行处理和优化，以提高导航精度和稳定性。
三、SINS关键技术研究1. IMU技术研究IMU是SINS的核心部件，其性能直接影响到SINS的导航精度和稳定性。
因此，IMU技术的研究是SINS关键技术之一。
目前，高精度、小型化、低功耗的IMU是研究的重点。
其中，光纤陀螺仪和微机电系统（MEMS）技术的发展，为IMU的小型化和低成本化提供了可能。
此外，为了提高IMU的测量精度和稳定性，还需要研究高性能的传感器技术和信号处理技术。
2. 导航算法研究导航算法是SINS的核心技术之一，其性能直接影响到SINS 的导航精度和实时性。
目前，常用的导航算法包括经典的最小二乘法、卡尔曼滤波算法等。
然而，这些算法在处理复杂环境下的导航问题时，往往存在精度不高、实时性差等问题。
因此，研究更加高效、精确的导航算法是SINS研究的重点。
例如，基于神经网络、深度学习等人工智能技术的导航算法，具有较高的应用潜力。
3. 数据处理与优化技术研究数据处理与优化技术是提高SINS导航精度和稳定性的重要手段。
目前，常用的数据处理技术包括数据滤波、数据融合等。
其中，数据滤波可以消除测量数据中的噪声和干扰，提高数据的信噪比；数据融合则可以将多种传感器数据进行融合，提高导航信息的可靠性和精度。
捷联惯性导航系统的解算方法
CC
RP
0 0
H.
C
R
P0. 0
R0.
0
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整理课件
Yb'' Yb Yb' H
N
17
b nbx b nby
cos
0
R
b nbz
sin R
P. cos R 0
R.
0
1
H. sin R 0
0 sin R cos P P.
1
sin P R.
kb jn
ib j
kn k
b n kb kn
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整理课件
固定矢量的坐标变换
矢量的坐标变换
固定矢量的坐标变换是一个在空间大小和方向都不 变的矢量在两个不同方位的坐标系轴向分量之间的变 换关系，也即同一个矢量在两个不同的坐标系轴向投 影之间的变换关系。
旋转矢量的坐标变换
是指一个矢量大小不变，但在方向上转动了一个位 置，这个矢量转动前和转动后在同一个坐标系轴向 分量之间的变换关系。
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整理课件
固定矢量的坐标变换
一个矢量r，写成载体坐标系轴向分量形式：
r X bib Yb jb Z b kb r bT b
rb
X Y
b
b
ib j
b
Zb
kbb
b:载体坐标系 n:地理坐标系
同一个矢量r，如果写成地理坐标系轴向分量形式：
r X nin Yn jn Z n k n r nT n 由于r是同一个矢量，故
惯性导航系统原理
1
整理课件
3 捷联式惯导系统
第1讲：捷联惯导系统(1-1)Allan方差
捷联惯导系统 的关键问题捷联系统的导航任务关键问题（光学陀螺捷联惯导系统）： （一）惯性器件误差的分析与补偿1．随机误差2．温度漂移误差（二）初始对准初始对准的任务是确定捷联矩阵的初始值。
初始对准的误差将会对捷联惯导系统的工作造成难以消除的影响，导致对准误差的主要因素：1．惯性器件误差；2．干扰运动。
因此，滤波技术对捷联系统尤为重要。
（三）姿态解算中的动态误差补偿高频动态环境下，必须补偿如下的整流误差：1．圆锥误差（姿态误差）2．划船误差（速度误差）3．涡卷误差（位置误差）第一部分惯性器件误差的 分析与补偿1．光学陀螺的数学模型与主要性能指标 1.1 光学陀螺的工作原理Sagnac环形干涉仪1.2 数学模型与性能指标由IEEE 标准给出的光学陀螺输入输出模型为160]101][[)/(−−+++=∆∆K D E I t N S ε （1-1）式中：为标称的标度因子，单位：（角秒/脉冲数）；0S /P "t N ∆∆/为输出脉冲速率，单位：（脉冲数/秒）； s /P I 为输入角速度，单位：（角秒/秒）；s /"E 为环境敏感误差，主要由温度变化引起，单位：； s /"D 为漂移误差，单位：；s /"k ε为标度因子误差，单位：。
ppm 表征光学陀螺的主要性能指标有标度因数、零偏、零漂、随机游走系数，其中后三项用于描述光学陀螺输出中的漂移误差。
标度因数：陀螺仪输出量与输入角速度的比值，通常取/P′′（脉冲数/角秒）的量纲。
零偏：是当输入角速度为零时陀螺仪的输出，以规定时间内测得的输出量平均值相应的等效输入角速度表示，习惯上取（度/小时）的量纲。
h/o零漂：又称为零偏稳定性。
通常，静态情况下光学陀螺长时间稳态输出是一个平稳随机过程，即稳态输出将围绕零偏起伏和波动，表示这种起伏和波动的标准差被定义为零漂，其单位用表示。
h/o随机游走系数：由白噪声产生的随时间积累的输出误差系数，其量纲为h/o，它反映了光学陀螺输出随机噪声的强度。
捷联式惯性导航原理
捷联式惯性导航原理捷联式惯性导航（Inertial Navigation System，简称INS）是一种基于惯性测量装置的导航系统。
它通过测量线性加速度和角速度来得出加速度、速度和位置信息，从而实现航海、航空和航天等领域的精确导航和定位。
捷联式惯性导航系统由多个惯性传感器组成，包括加速度计和陀螺仪。
加速度计用于测量线性加速度，而陀螺仪则用于测量角速度。
这些传感器安装在导航系统的载体上，并与导航系统的计算单元相连。
捷联式惯性导航系统的原理可分为两个主要步骤：传感器测量和姿态解算。
传感器测量是指测量加速度计和陀螺仪输出的信号。
加速度计通过测量导航系统相对于载体的线性加速度来估计速度和位移。
陀螺仪则通过测量导航系统相对于载体的角速度来估计转角和航向。
这些测量值由传感器输出，并发送给导航系统的计算单元进一步处理。
姿态解算是指根据传感器测量值计算导航系统相对于载体的三维方向。
这个过程基于四元数算法和方向余弦矩阵等数学模型。
根据加速度计的测量值，可以得到系统的重力矢量，从而计算出系统相对于地球的姿态。
陀螺仪的测量值则用于校正角速度误差和姿态的漂移。
通过不断地积分和更新测量值，导航系统可以保持准确的姿态信息。
捷联式惯性导航系统的优势在于其自主性和抗干扰能力。
由于不依赖于外部信号源，如卫星或地面控制点，INS可以在任何环境中进行导航。
同时，由于惯性传感器对外部扰动的响应速度很快，导航系统可以及时纠正估计误差，从而实现高精度的导航和定位。
然而，捷联式惯性导航系统也存在一些缺点。
由于惯性传感器存在漂移和积分误差，INS的导航信息随着时间的推移会变得不准确。
此外，惯性传感器的准确性和稳定性也会受到温度、振动和电磁干扰等因素的影响。
为了解决这些问题，通常需要与其他导航系统，如全球定位系统（GPS）或地面测量系统（如激光测距仪），进行组合导航。
总的来说，捷联式惯性导航系统是一种基于惯性传感器测量的导航系统。
它通过测量线性加速度和角速度，计算出加速度、速度和位置信息。
惯导原理捷联惯导基本算法与误差课件
由于陀螺仪和加速度计随时间变 化的稳定性问题导致的偏差，这 种误差通常需要通过实时滤波和 数据融合技术来减小。
05
提高捷联惯性导航精度的策
略
采用高性能的惯性传感器
陀螺仪
陀螺仪是惯性导航系统中的重要组成部分，能够测量载体在三个轴向的角速度。 采用高性能的陀螺仪可以提高捷联惯性导航系统的精度。
粒子滤波是一种基于贝叶斯推断的非线性滤波算法，能够处理非线性、非高斯系统。采用粒子滤波可以提高捷联 惯性导航系统在复杂环境下的性能。
利用外部信息进行修正
GPS修正
全球定位系统（GPS）是一种高精度的导航系统，能够提供准确的位置和时间信息。利用GPS信息对 捷联惯性导航系统进行修正可以提高其精度。
无线通信修正
利用无线通信网络，接收外部信息对捷联惯性导航系统进行修正可以提高其精度。例如，接收差分 GPS信号、无线电导航信号等。
06
捷联惯性导航发展趋势与挑
战
技术升级与改进
器件性能提升
随着微电子、精密制造等技术的 进步，捷联惯性导航系统的器件 性能得到不断提升，为实现更高
精度的导航提供了基础保障。
算法优化
04
捷联惯性导航误差分析
系统误差
零偏误差
由于陀螺仪和加速度计的 制造和安装偏差导致的固 定偏差，这种误差通常很 难通过校准消除。
刻度系数偏差
由于陀螺仪和加速度计的 刻度系数不准确导致的误 差，需要通过校准消除。
安装误差
由于陀螺仪和加速度计在 系统中的安装位置不准确 导致的误差，这种误差通 常很难通过校准消除。
随机误差
陀螺仪随机漂移误差
由于陀螺仪内部的热噪声和机械噪声导致的随机偏差，这种误差通常需要通过 滤波和数据融合技术来减小。
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缺点：
但是，由于在捷联惯导系统中，惯性元件与载体直接固连， 其工作环境恶劣，对惯性元件及机（弹）载计算机等部件也 提出了较高的要求。
（1）要求加速度表在宽动态范围内具有高性能、高可靠性， 且能数字输出。
（2）因为要保证大攻角下的计算精度，对计算机的速度和 容量都提出了较高的要求。
1.2 捷联惯导系统现状及发展趋势
“数学解析平台”的原理简图
捷联惯导优点：
捷联惯导系统和平台式惯导系统一样，能精确提供载体的姿态、地 速、经纬度等导航参数。但平台式惯导系统结构较复杂、可靠性较 低、故障间隔时间较短、造价较高，为可靠起见，通常在一个运载 体上要配用两套惯导装置，这就增加了维修和购置费用。在捷联惯 导系统中，由于计算机中存储的方向余弦解析参考系取代了平台系 统以物理形式实现的参考系，因此，捷联惯导系统有以下独特优点。
1.1 捷联惯导系统工作原理及特点
惯导系统主要分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统两大类。 惯导系统（INS）是一种不依赖于任何外部信息、也不向外部 辐射能量的自主式导航系统，具有隐蔽性好，可在空中、地 面、水下等各种复杂环境下工作的特点。
捷联惯导系统（SINS）是在平台式惯导系统基础上发展而来 的，它是一种无框架系统，由三个速率陀螺、三个线加速度 计和微型计算机组成。平台式惯导系统和捷联式惯导系统的 主要区别是：前者有实体的物理平台，陀螺和加速度计置于 陀螺稳定的平台上，该平台跟踪导航坐标系，以实现速度和 位置解算，姿态数据直接取自于平台的环架；后者的陀螺和 加速度计直接固连在载体上作
为测量基准，它不再采用机电平台，惯性平台的功能由计算 机完成，即在计算机内建立一个数学平台取代机电平台的功 能，其飞行器姿态数据通过计算机计算得到，故有时也称其 为"数学平台"，这是捷联惯导系统区别于平台式惯导系统的 根本点。由于惯性元器件有固定漂移率，会造成导航误差， 因此，远程导弹、飞机等武器平台通常采用指令、GPS或其 组合等方式对惯导进行定时修正，以获取持续准确的位置参 数。如采用指令+捷联式惯导、GPS+惯导（GPS/INS）。美国 的战斧巡航导弹采用了GPS+INS +地形匹配组合导航。
随着航空航天技术的发展及新型惯性器件的关键技术的陆续 突破进而被大量应用，捷联惯导系统的可靠性、精度将会更 高，成本将更低，同时，随着机（弹）载计算机容量和处理 速度的提高，许多惯性器件的误差技术也可走向实用，它可 进一步提高捷联惯导系统的精度。此外，随着以绕飞行体轴 旋转角增量为输出的新型高精度捷联式陀螺的出现，用以描 述刚体姿态运动的数学方法也有了新的发展，将以经典的欧 拉角表示法向四元素表示法发展。
捷联惯导系统
——22011316 罗优
一、捷联式惯性导航系统介 二、捷联惯导系统仿真 三、捷联式惯性导航系统的误差分析
一、捷联式惯性导航系统简介
随着计算机和微电子技术的迅猛发展，利用计算机的强大解 算和控制功能代替机电稳定系统成为可能。于是，一种新型 惯导系统--捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来， 尤其在1969年，捷联惯导系统作为"阿波罗"-13号登月飞船的 应急备份装置，在其服务舱发生爆炸时将飞船成功地引导到 返回地球的轨道上时起到了决定性作用，成为捷联式惯导系 统发展中的一个里程碑。
捷联式惯性导航(strap-down inertial navigation) ，捷联 （strap-down）的英语原义是“捆绑”的意思。因此捷联式 惯性导航也就是将惯性测量元件（陀螺仪和加速度计）直接 装在飞行器、舰艇、导弹等需要诸如姿态、速度、航向等导 航信息的主体上，用计算机把测量信号变换为导航参数的一 种导航技术。现代电子计算机技术的迅速发展为捷联式惯性 导航系统创造了条件。
惯性导航系统是利用惯性敏感器、基准方向及最初的位置信 息来确定运载体的方位、位置和速度的自主式航位推算导航 系统。在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不 易受到干扰破坏。它完全是依靠载体自身设备独立自主地进 行导航，它与外界不发生任何光、声、磁、电的联系，从而 实现了与外界条件隔绝的假想的“封闭”空间内实现精确导 航。所以它具有隐蔽性好，工作不受气象条件和人为的外界 干扰等一系列的优点，这些优点使得惯性导航在航天、航空、 航海和测量上都得到了广泛的运用
（1）去掉了复杂的平台机械系统，系统结构极为简单，减小了系统 的体积和重量，同时降低了成本，简化了维修，提高了可靠性。
（2）无常用的机械平台，缩短了整个系统的启动准备时间，也消除 了与平台系统有关的误差。
（3）无框架锁定系统，允许全方位（全姿态）工作。
（4）除能提供平台式系统所能提供的所有参数外，还可以提供沿弹 体三个轴的速度和加速度信息。
目前，捷联惯导系统已在军民领域被广泛应用。进入20世纪 80~90年代，在航天飞机、宇宙飞船、卫星等民用领域及在 各种战略、战术导弹、军用飞机、反潜武器、作战舰艇等军 事领域开始采用动力调谐式陀螺、激光陀螺和光纤式陀螺的 捷联惯导系统，尤其是激光陀螺和光纤式陀螺是捷联惯导系 统的理想器件。
采用光纤陀螺的捷联惯导系统被认为是一种极有发展前途的 导航系统。我国惯性导航与惯性仪表队伍已经初具规模，具 备了一定的自行设计、研制和生产能力，基本拥有了迅速发 展的物质和技术基础。尽管如此，我国和国外先进技术相比， 还有相当的差距。
工作原理
惯导系统基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量 载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，之后将 其变换到导航坐标系，得到在导航坐标系中的速度、偏航角 和位置信息等。对捷联惯导系统而言，平台的作用和概念体 现在计算机中，它是写在计算机中的方向余弦阵。直接安装 在载体上的惯性元件测得相对惯性空间的加速度和角加速度 是沿载体轴的分量，将这些分量经过一个坐标转换方向余弦 阵，可以转换到要求的计算机坐标系内的分量。如果这个矩 阵可以描述载体和地理坐标系之间的关系，那么载体坐标系 测得的相对惯性空间的加速度和角速度，经过转换后便可得 到沿地理坐标系的加速度和角速度分量，有了已知方位的加 速度和角速度分量之后，导航计算机便可根据相应的力学方 程解出要求的导航和姿态参数来。