动基座惯导系统快速初始对准方案

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动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究
动基座条件下的舰载武器捷联惯导系统是一种在舰船运动状态下，以保持惯性指向和识别目标为目的的系统。

该系统的初始对准过程是指将系统的惯性测量单元与导航系统之间的误差降至最小，从而使系统能够准确识别并跟踪目标。

在动基座条件下，舰船的运动状态变化动态而复杂，因此要想实现良好的初始对准，就需要了解舰船的运动特性，并将这些特性结合进捷联惯导系统的设计中去。

首先，我们需要了解舰船的运动状态，包括船舶的姿态变化、速度变化以及加速度变化等。

在了解了这些运动特性后，我们可以考虑采用多传感器融合技术，以及基于数学模型和运动学原理的方法来实现初始对准。

具体来说，可以采用多传感器融合技术来获得更加准确的位置、姿态和速度信息。

这些传感器包括GPS、陀螺仪、加速度计、速度计等，在运动状态下可以精确地测量船舶的姿态、速度和加速度等信息，并将这些信息传递给捷联惯导系统。

同时，基于数学模型和运动学原理的方法也是实现初始对准的重要手段。

可以采用卡尔曼滤波器等算法，对船舶的运动状态进行估计和校正，并将修正后的位置、姿态和速度信息传递给捷联惯导系统。

在初始对准的过程中，还需要考虑传感器的精度和误差，采用合适的精度控制和误差补偿方法，以确保初始对准的准确性和可靠性。

总之，动基座条件下舰载武器的捷联惯导系统初始对准是一个复杂而又关键的过程，需要综合运用多种技术手段，以确保精度和可靠性。

只有在实现良好的初始对准后，才能使系统更好地识别目标、跟踪目标并准确打击目标。

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。

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究【摘要】本研究旨在探讨动基座条件下舰载武器捷联惯导系统的初始对准问题。

首先介绍了该系统的概述，然后深入分析了初始对准的原理，探讨了影响因素并提出初始对准方法。

通过实验验证及结果分析，评估了系统性能，并展望未来工作的方向。

研究发现，动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准的精度受到影响因素的影响，需要针对性地改进方法与算法。

该研究对提高系统稳定性和精确性具有重要意义，为相关领域的发展提供了理论基础和技术支持。

【关键词】动基座，舰载武器，捷联惯导系统，初始对准，研究背景，研究目的，研究意义，系统概述，原理分析，方法研究，实验验证，结果分析，影响因素，性能评估，展望，未来工作，总结。

1. 引言1.1 研究背景动基座条件下舰载武器捷联惯导系统是一种先进的导航和定位技术，通过联合惯性导航系统和全球定位系统的信息，实现高精度的导航和目标定位。

随着现代战争的发展，对武器系统的精确性和实时性要求越来越高，动基座条件下舰载武器捷联惯导系统的应用变得越来越广泛。

在实际应用中，由于动基座条件下舰载武器捷联惯导系统受到舰船运动和海况等因素的影响，系统的初始对准往往面临挑战。

系统的初始对准不仅关系到导航和定位的准确性，还关系到武器系统的命中精度和作战效果。

研究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准是十分必要和重要的。

本文旨在通过对动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准进行深入研究，分析系统的工作原理和方法，探讨影响因素，并通过实验验证和结果分析，评估系统的性能。

展望未来工作，总结研究成果，为提高武器系统的精确性和实用性提供参考。

1.2 研究目的研究目的是为了探究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准的关键技术问题，提高系统的性能和可靠性。

通过对系统概述、初始对准原理分析以及方法研究等方面的深入研究，旨在解决现有系统在动态环境下初期对准存在的不足之处，改进系统的初始对准精度和速度，提高系统的实用性和适用性。

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究1. 引言1.1 研究背景传统的捷联惯导系统在动基座条件下存在着诸多挑战，如基座的姿态变化、振动等因素会影响系统的捷联性能和初始对准精度。

研究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准成为当前研究领域中的一个重要课题。

为了提高舰载武器系统的精确打击能力和战场生存能力，有必要深入研究动基座条件下捷联惯导系统的初始对准问题，探讨解决方案，优化系统性能。

这不仅对提升我国的军事实力具有重要意义，还对推动捷联惯导技术的发展和应用具有重要意义。

开展动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究具有重要的实践意义和战略意义。

1.2 研究意义本研究旨在探究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准的问题，具有重要的实际意义和军事价值。

通过对捷联惯导系统的研究，可以提高舰载武器的打击精度和命中率，从而提升海军舰队的作战效能。

研究动基座条件下的挑战和解决方案，对于提升我国军事科技水平具有重要意义。

随着军事技术的不断发展和更新换代，对舰载武器系统的研究和改进势在必行，本研究将为我国海军现代化建设提供重要的技术支持。

本研究具有重要的实际意义和战略意义，对于提高海军舰队的作战效能和保障国家安全具有重要意义。

【内容结束】2. 正文2.1 动基座条件下舰载武器捷联惯导系统简介动基座条件下舰载武器捷联惯导系统是一种集成了捷联惯导技术的舰载武器系统，在对抗复杂环境下能够实现高精度打击目标的能力。

该系统由动基座、惯导系统和传感器组成，可以实现对目标的精确识别、跟踪和打击。

动基座可以根据目标的运动状态和环境变化实时调整武器的姿态，从而提高武器的打击精度和生存能力。

捷联惯导系统则能够利用惯性传感器和GPS等技术实现对目标的精确定位和引导，确保武器能够准确命中目标。

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统是一种先进的武器系统，具有高度的精度和灵活性，能够有效应对复杂多变的作战环境，对提高舰载武器的作战效能具有重要意义。

车载惯性导航仪快速初始对准技术

系统, 完成粗对准。 2 精对准方案 2. 1 系统误差传播方程
由于捷联惯性导航仪中惯性器件精度稍低, 通过仿真发现, 静基座下解算出的速度值较大, 若忽略不计, 会导致很大的对准误差。因此, 这里采用速度和姿态误差方程 [4]
Vn = fn
n-
n en
Vn -
(2
n ie
(7)
Zk = HX k + Vk .
(8)
在保证滤波器稳定的前提下, 为了提高收敛的速度, 需
要提高新的观测值在一步状态估计中所占的比重。因此,
利用渐消因子自适应 K a lm an滤波来进行两位置对准。自
适应 K alm an滤波方程如下 [ 8]
X^ k, k- 1 = A X^ k- 1 , Pk, k- 1 = APk- 1AT + BQBT , Kk = Pk, k - 1H T (H P k, k- 1H T + R ) - 1 , X^ k = X^ k, k- 1 + K k ( Zk - H X^ k- 1 ) ,
在转台静止条件下完成粗对准, 粗对准结果示于表 1。水平姿态角在 0. 8 以内, 方位姿态角在 1. 5 以内, 且 3个姿态角标准差都较小, 间接说明失准角为小角度, 从侧面验证了使用小角度误差方程 ( 3) 和式 ( 4) 用于精对准是可行的。
间, 采用自适应 K a lm an滤波器对失准角、惯性器件常值误差和随机误差进行实时估计, 完成初始对准和标定。通过多次水平转台对准试验, 表明在 400 s对准时间内, 方位角误差减小到 0. 7 以内, 水平姿态角误差
减小到 0. 04 以内, 同时对系统中水平惯性器件的常值误差做出了估计, 更加有利于导航精度的提高。关键词: 捷联惯性导航仪; 两位置对准; 标定; 自适应 K alm an滤波

GPS／SINS组合导航系统的动基座快速初始对准方法

X
Xk=
通过计算机仿真表明, 三个失准角 N , E , D 中, 两个水平失准角 N , E 的估计效果最好, 收敛速度很快, 收敛时间大约为 50s 左右, 而 D 的收敛速度比两水平失准角慢得多, 大约十分钟以上, 如图 1, 2 所示, 就估计精度而言, D 的稳态值约为 6. 5′ 左右, 由东向陀螺漂移的不可观测及东向陀螺漂移的大小决定, 而的收敛速度加快。
D
的可观测度难以提高。通过对N,E,D
卡尔曼滤波仿真结果易知, N、 E 的收敛速度比 D 的要快得多, 能否利用 N、 E 的估计值去直接估计 D 呢? 我们认为是可以的, 当 N 、 E 收敛时, D 必然收敛。基于这种思想, 忽略陀螺漂移, 从系统误差方程可推得如下估计方程
∧
D
=
8N
x a ( t) x b ( t) F O 5×5 T x a ( t) x b ( t) W ( t) O 5×1
=
i
O 5×5
+
= A i x ( t) + W ( t)
( 1)
W ( t ) 为 N (O , Q ) 的高斯白噪声。在此模型中, 采用 (N o rth- Ea st- Dow n ) 北东地座标系为导
C 21 Ti= C 22
0
C 11 C 21 C 31
0
C 12 C 22 C 32
0
C 13 C 23 C 33
C 11
C 12 C 13 C 22 C 23 C 32 C 33
0 0 0 0
0 0 0 28 D 0 0 0 0
T =
C 21 C 31
,
′ ( g - 28 N V E ) ′ - 28 D V N

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究一、动基座条件下的问题分析在海上任何一艘舰船都存在着由于波浪、船体摆动和舰船本身的推进力等因素所导致的运动，而这些运动将直接影响到舰载武器系统的稳定性和精度。

在这种动力基座条件下，捷联惯导系统的初始对准将受到严重干扰，导致其无法准确掌握舰船的运动状态，进而影响到导航和制导的准确性。

动基座条件下的舰载武器捷联惯导系统初始对准问题必须得到解决。

1. 舰船运动状态：舰船在海上运动时受到波浪和风力等自然因素的影响，产生摇摆和滚动等运动状态，这将直接影响到捷联惯导系统的初始对准精度。

2. 推进力对舰船的影响：舰船本身的推进力将会导致舰船产生加速度和角速度的变化，这种加速度和角速度的变化将使得捷联惯导系统对舰船的运动状态无法准确掌握。

3. 舰载武器系统的位置：舰载武器系统的位置对于捷联惯导系统的初始对准精度也有重要影响，因为不同位置的舰载武器系统受到的舰船运动状态影响也各不相同。

在动基座条件下，为了解决舰载武器捷联惯导系统的初始对准问题，可以采取以下几种方法：1. 舰船运动状态补偿：利用传感器和数据融合技术，准确捕捉舰船的运动状态，并将这些状态信息补偿到捷联惯导系统中，以保证其能够准确反映舰船的运动状态。

2. 捷联惯导系统动态校准：通过持续的动态校准，及时修正舰船的运动状态对捷联惯导系统的影响，保证其始终处于准确稳定的状态。

3. 采用惯导系统的组合导航：通过惯导系统的组合导航技术，将GPS/北斗导航系统和惯导系统相结合，降低舰船运动状态对捷联惯导系统的影响。

4. 舰载武器系统位置优化：通过合理设计和布置舰载武器系统的位置，最大限度地减少舰船运动状态对捷联惯导系统的影响。

四、实验验证与效果分析为了对以上提出的动基座条件下的对准方法进行实验验证，我们利用仿真系统进行了一系列的实验验证，并对结果进行了效果分析。

在实验中，通过对不同舰船运动状态的模拟，我们发现采用舰船运动状态补偿和动态校准方法能够有效地提高捷联惯导系统的初始对准精度，较好地解决了舰船运动状态对捷联惯导系统的影响。

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究摘要：在舰载武器系统中，捷联惯导系统具有重要的作用。

捷联惯导系统的初始对准是系统正常工作的关键。

本文通过分析捷联惯导系统的工作原理，介绍了动基座条件下捷联惯导系统的初始对准方法，并对其影响因素进行了研究。

1. 引言舰载武器系统中的捷联惯导系统是一种通过惯性测量单元和全局导航卫星系统接收机联合工作，使武器系统能够在没有外界参考的情况下进行精确定位、导航和打击的系统。

捷联惯导系统的初始对准是保证系统有效工作的重要环节。

2. 捷联惯导系统的工作原理捷联惯导系统由惯性导航单元、全球定位系统接收机以及姿态传感器等部件组成。

惯性导航单元通过测量加速度和角速度信息来计算舰艇的位置和姿态。

全球定位系统接收机通过接收卫星信号，确定舰艇的位置。

姿态传感器用于检测舰艇的姿态角。

3. 动基座条件下捷联惯导系统的初始对准方法在动基座条件下，舰载武器系统的捷联惯导系统初始对准可以通过以下步骤完成：步骤一：舰艇静止时，进行GPS和惯性泌言的初始对准。

通过接收全球定位系统的信号，确定舰艇的粗略位置，并使用惯性传感器测量舰艇的加速度和角速度信息。

步骤二：舰艇开始运动后，启动捷联惯导系统，并利用姿态传感器获取舰艇的姿态角。

然后，通过惯性导航单元计算舰艇在初始位置的惯性坐标系中的位置。

步骤三：根据舰艇的惯性坐标系和全球定位系统的坐标系之间的坐标变换关系，可以确定舰艇在全局坐标系中的位置。

然后，将舰艇的位置信息与导航指令进行比较，利用闭环控制算法对舰艇进行修正。

4. 影响因素分析动基座条件下捷联惯导系统的初始对准精度受多个因素影响，主要有以下几点：舰艇运动状态：舰艇运动过程中，加速度和角速度的变化会对捷联惯导系统的初始对准精度产生影响。

舰艇运动越大，精度越低。

姿态传感器精度：姿态传感器用于检测舰艇的姿态角，其精度将直接影响到捷联惯导系统的初始对准精度。

全球定位系统精度：全球定位系统接收机的精度也是影响捷联惯导系统初始对准精度的一个重要因素。

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究

VE RN h
VE RN
h
tan
L
T
(4)
且有陀螺仪的输出关系可知:
n ib
Cbnibb
Cbnibn
n nb
(5)
陀螺仪的实际测量值
b ib
中含有陀螺仪漂移误差 b
:
b ib
b ib
b
(6)
式中, RE 、RN 分别为地球子午圈及子午圈垂直平面的主曲率
半径, L 为当地纬度,ie 为地球自转角速率。 2.2 速度误差方程
考虑姿态误差角 n ,且认为角度不大,当地重力加速度误差不
计情况下的速度误差方程如下:
V n
f
n
( n) f
n
(2ine
n en
)
V
n
(2ine
enn ) V n
(7)
式中:
0 U N
n U
0
E
(8)
N E 0
2.3 位置误差方程
位置误差方程如下[3]:
L
VN RE h
h
VN (RE
图2(a) 失准角曲线
图2(b) 速度误差曲线 220
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陈春歌刘文超: 动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究
2020年第 1 期
到子惯导的加速度、角速度测量精度,文献[1]中研究,舰船杆
臂效应误差引起的系统水平对准误差可达2°～3°,目前常用
的初始对准方法有:测量参数匹配法、计算参数匹配法,由于
舰船杆臂效应、挠曲变形误差的存在,对测量参数的影响不容
忽视,因此常采用计算参数匹配法,计算参数匹配法按照参数

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

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

GPS辅助捷联惯导系统动基座初始对准新方法_马建萍

lation o f initial a lignm en t direction cosine m atrix ( DCM ) is expanded into three parts wh ich are g iven in deta i.l
M oveover, the alignm ent errors are ana lyzed and the conclusion is draw n that the zero velocity of veh icular stopping
提高初始对准精度。可以证明上述对准方法达到了
捷联惯导系统静基座初始对准的极限精度 [ 2, 14] 。
3 动基座初始对准方法
在动基座初始对准中, 捷联姿态矩阵 Cnb ( t)是一个时变的矩阵, 将 t时刻的 Cnb ( t)用如下两个矩阵相乘形式表述
Cnb
(
t)
=
Cn i0
(
t)
C i0 b
(
K ey w ord s: S INS; in-m ovem ent in it ia l alignm en;t GPS; vehicu lar test
EEACC: 7630
do:i 10. 3969 / j. issn. 1004- 1699. 2010. 11. 028
GPS辅助捷联惯导系统动基座初始对准新方法
座对准进行了误差分析 , 指出了利用停车零速信息可以提高初始对准精度的思路。最后, 载车运动环境下的初始对准试验结
果表明, 航向角对准精度达到了 0. 081b ( 1R )。
关键词: 捷联惯导系统; 动基座初始对准; G PS; 载车试验
中图分类号: V 249. 3

一种视觉辅助的惯性导航系统动基座初始对准方法

一种视觉辅助的惯性导航系统动基座初始对准方法张红良;郭鹏宇;李壮【摘要】Inertial navigation system(INS) alignment on moving base is a difficult task. This paper proposes a vision aided alignment method for INS on moving base. The measurement model of vision aided INS is established. Considering the two cases that the positions of the vision character points are known or not, the relationships between the attitude and position measurements for the vision system and the INS are deduced respectively An extended kalman filter(EKF) is designed for the alignment, and the EKF observations for both cases are given separately. Alignment simulations on swinging base were performed. Results show that in both cases the states converge and the convergence times are less than 30 s and about 300 s respectively. In the simulations the INS is supposed to be consisted of gyroscopes with bias 0.01 (°)/h and accelerometers with bias 50μg, and the INS alignment acquire results with precision of 0.004° for the level attitude and 0.06° for the azimuth. The pr oposed method gives a new and feasible way for the INS alignment on moving base.%针对惯性导航系统动基座初始对准问题，提出了一种视觉辅助的惯导系统动基座初始对准方法。

一种适用于SINS动基座初始对准的新算法

估计方法多种多样[ 1 4] 。但是这些估计方法都是假设在具备初始粗略姿态矩阵的基础上进行的。初始粗略姿态矩阵的获取可以人工装订或由捷联惯组利用对地球自转角速率和重力加速度的测量自主确定。由于地球自转角速率很小, 自主确定初始姿态矩阵时, 在运载体晃动干扰或者运动环境下, 传统初始粗对准误差很大, 甚至不可用。如何使捷
cos ( + ie t )
0
- sin L cos ( + ie t ) - sin L sin ( + ie t ) co s L
cos L cos ( + ie t ) cos L sin ( + ie t ) sin L
关键词: 捷联惯导系统; 运动基座; 初始对准; 惯性坐标系; 载车试验
中图分类号: V 249. 3
文献标志码: A
New initial alignment algorithm for SINS on moving base
Y A N Go ng m in1 , Q IN Y ong yuan2 , WEI Y u x in3 , ZH A N G L i chuan1 , X U De min1, 4 , Y A N Wei sheng1, 4
可以证明上述对准方法达到了捷联惯导系统静基座初始对准的极限精度动基座初始对准算法初始对准姿态矩阵可用如下两个矩阵相乘形式表述n0e0n0e0可由运载体所在点的经度和纬度求得可由初始对准时间t实时确定sinl0n0e0sinl0cosl0分别为对准起始t0时刻捷联惯组的经度和纬度分别为初始对准t时刻的实时经度和纬度经过合并整理容易得i0之后姿态矩阵转换为求解ci0表示捷联惯组相对于初始时刻惯性空间的变换矩阵