捷联惯性测量系统的误差补偿研究
激光陀螺捷联惯性导航系统的误差参数标定

Abstract:In the inertial devices calibration,in general the test equipment must perform north—seeking and
level-adjusting to eliminate the influence of the ground velocity and the acceleration of gravity,but this is not suitable for the environment of shooting range and other fields.According to the error equation of laser gyro strapdown inertial navigation system,using 12-position calibration method to counteract the influence of the ground velocity and the
文章编号:1005-6734(2008)03-0306-04
中国惯性技术学报
Journal of Chinese Inertial Technology
v01.16 No.3 Jun.2008
激光陀螺捷联惯性导航系统的误差参数标定
杨孟兴,徐兵华
(中国航天时代电子公司第十六研究所,西安710100)
摘要:惯性器件标定一般都必须对北和调平,以消除地速及重力加速度的影响,但是不适合在靶场及其它野战
中国惯性技术学报 表1组件误差参数标定位置顺序
Tab.1 Calibration order of error parameter of component,
捷联惯导零速修正技术中姿态误差反馈方法的比较研究

一种新型微惯性姿态测量系统的系统误差补偿及标定方法

Ay - d N) =
Sy Kayl ay
sz 一。二0 _ _Kax] Kg2
其中,力一加速度计输出值;
兔一加速度计漂移;
S—标定因数; K—加速度计安装误差系数;
Q—加速度计的输入值,且单位皆为g,即m/扌。 2、陀螺仪系统误差建模
根据陀螺仪的物理特性建立包含零偏、安装误 差、标度因数误差的陀螺仪系统误差数学模型,由于
同速率及角度,最后利用最小:乘法、六位置标定法分别进行系统误差参数求解,经解算标
定出零位漂移、刻度因子误差和安装误差角。最后通过标定前后对比测试实验,证明了该方
法原理简单、易于实现,能较好地补偿微惯性姿态测量系统的系统误差,提高姿态测量精度。
关键词:微惯性姿态测量系统;系统误差模型;标定补偿
中图分类号:U666.1
规定逆时针旋转为正。且由于微惯性器件的安装位置
传感器世界2019.04
Vol.25 NO.04 Total 286
Signal Process & System I信号与系统
图1安装误差角示意图
是固定的,其产生的安装误差也是确定的,所以通过 相应的微惯性器件标定与误差补偿方法相互结合,便 可以对此种系统误差进行修正。
微小型捷联惯性测量单元标定及补偿方法

惯性 测量 单元 ) 已广 泛 应用 于微 纳 卫 星 的姿 态 稳 定
系统 , j 是未 来航 天领 域最 主 要 的惯 导 系统 之 一 。 由于硅 ME S惯 性 器 件 自身 工作 原 理 、 构 及 制 M 结
维普资讯
第2 9卷 第 3期
20 0 8年 5月
字 航 学 报
J u n lo to u is o r a fAs na tc  ̄
Vo .9 1 2 No. 3 Ma y 20 08
微 小 型 捷 联 惯 性测 量 单 元 标 定 及 补偿 方 法
了 MM I U环境适 应 性及捷 联 惯性 导航 精度 。 1 MI U数学 误差 模型 M MI U角速 度误 差 主要 包 括 零偏 、 度 因数 、 M 标 安 装 误差 和 与 比力 有 关 等 误 差 系 数 , 此 建 立 捷 联 在
机 电系统 ) 螺仪 、 陀 加速 度计 具有 体积 小 、 重量 轻 、 功 耗低 及 易与 电路 集 成 等 优点 … , 于 硅 M M 基 E S惯 性
G: 【 DA+ z A + D A
式 中 ,G 为 i 。 轴陀 螺输 出转 速 (/) K 为 i 陀螺 。 ; s 轴 标 度 因数 ; 为 i D 轴陀 螺 零偏 (/) 9 为 载体 绕 i 。s ;0
轴 转 动角 速度 (/) 为 . 角 速 度 对 i 陀螺 输 。 ;E s 轴 轴
MM I U角速 度误 差数 学模 型 :
fDh + 0 + E 0y + E船 2 +1 2 , 2 , 0z ,
基于旋转IMU的捷联惯导系统自补偿技术研究的开题报告

基于旋转IMU的捷联惯导系统自补偿技术研究的开
题报告
一、选题背景和意义
惯性导航系统是一种自主导航技术,它可以利用高精度惯性测量单
元(IMU)和精密时钟来测量车辆的运动状态。
自动驾驶、高精度导航等领域都需要惯性导航系统的支持。
但是惯性导航系统存在着误差积累的
问题,需要通过组合导航的方式进行校正,因此需要进行系统自补偿技
术的研究。
二、研究内容和目标
本课题主要针对旋转IMU的捷联惯导系统自补偿技术进行研究。
旋
转IMU的特点是在转动状态下测量姿态和加速度,这种情况下需要进行
自补偿技术的优化,以获得更高的精度和可靠性。
本研究的目标是设计
和实现一种自补偿技术,可以降低系统误差,并提高导航精度和稳定性。
三、研究方法和步骤
1.研究旋转IMU的捷联惯导系统动力学模型,分析误差来源和影响
因素。
2.设计自补偿算法,可以通过对测量数据的处理来降低误差,包括
误差模型、状态估计和观测方案等。
3.设计实验方案,用于验证算法的有效性和性能,包括实验设备的
配置、数据采集、处理和分析等。
4.进行实验验证,评估算法的性能,并通过对比实验评估系统的导
航精度和稳定性。
四、预期成果和意义
本研究一旦成功,将能够设计和实现一种旋转IMU的捷联惯导系统自补偿技术,能够降低系统误差,并提高导航精度和稳定性。
该技术可以广泛应用于自动驾驶、高精度导航等领域,推动相关技术的发展和应用。
捷联惯导动基座对准新方法及导航误差抑制技术研究

捷联惯导动基座对准新方法及导航误差抑制技术研究一、本文概述随着导航技术的不断发展,捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System, SINS)在动基座对准和导航误差抑制方面展现出越来越高的应用价值。
本文旨在探讨一种新型的捷联惯导动基座对准方法,并对导航误差抑制技术进行深入研究。
通过对比分析传统对准方法的不足,本文提出了一种基于多传感器融合的新型对准算法,旨在提高对准精度和效率。
针对导航过程中的误差积累问题,本文还研究了有效的误差抑制策略,以期提高捷联惯导系统的导航精度和可靠性。
本文首先介绍了捷联惯导系统的基本原理和应用背景,阐述了动基座对准和导航误差抑制在惯性导航中的重要性和挑战。
随后,详细介绍了新型对准方法的基本原理和实现过程,包括多传感器数据融合、对准算法设计以及实验验证等方面。
在误差抑制技术研究方面,本文重点探讨了误差来源、误差传播特性和抑制策略,提出了一种基于卡尔曼滤波的误差估计与补偿方法。
本文的研究成果对于提高捷联惯导系统的性能具有重要意义,不仅有助于提升动基座对准的精度和效率,还能有效抑制导航过程中的误差积累,从而提高整个导航系统的可靠性和稳定性。
本文的研究方法和结论也为相关领域的研究人员提供了有益的参考和借鉴。
二、捷联惯导系统概述捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,简称SINS)是一种不依赖外部信息、完全自主式的导航系统。
其核心部件包括陀螺仪和加速度计,分别用于测量载体相对于惯性空间的角速度和线加速度。
通过积分这些测量值,系统能够推算出载体的速度、位置和姿态信息。
捷联惯导系统的最大特点在于它将传统的平台式惯导系统中的实体平台用数学平台来替代,从而大大简化了系统结构,提高了可靠性,并降低了成本。
捷联惯导系统的基本原理是通过载体上安装的陀螺仪和加速度计实时测量载体的角运动和线运动参数,再结合初始对准得到的姿态矩阵,将加速度计测量的比力转换到导航坐标系下,进行积分运算得到速度和位置信息。
基于单轴旋转的光纤捷联惯导系统误差特性与实验分析

第31卷第4期2010年4月 宇 航 学 报Journal of AstronauticsV ol.31April N o.42010基于单轴旋转的光纤捷联惯导系统误差特性与实验分析孙 枫,孙 伟(哈尔滨工程大学自动化学院,哈尔滨150001) 摘 要:针对惯性器件偏差是影响惯导系统导航精度的主要因素,同时考虑到多种误差源对调制型捷联系统的影响,提出了一种利用惯性测量单元(I M U )四位置转停的误差调制方法。
分析了调制型捷联系统的误差特性并建立了四位置转位方案模型。
利用实验室自行研制的光纤捷联惯导系统分别进行I M U 静止和四位置转位运动下的长时间导航实验,实验结果表明了该方法的有效性。
关键词:捷联惯导系统;单轴旋转;误差特性;光纤陀螺;定位误差中图分类号:U666.12 文献标识码:A 文章编号:100021328(2010)0421070208DOI :10.3873Πj.issn.100021328.2010.04.021收稿日期:2009202216; 修回日期:2009212215基金项目:国家自然科学基金(60834005,60775001)0 引言旋转调制型捷联惯导系统中采用的是误差自校正方法[1-2],它可以在不使用外部信息的条件下,通过I MU 的转动调制惯性器件的常值偏差,达到误差补偿的目的。
美国早在20世纪70年代开始此类系统的研究,先后研制出MK 39M od3C 、MK 49、AN/WS N -7A 和AN/WS N -7B[3-6]等高精度惯导系统并得到广泛应用。
国内几家单位在不同程度上开展着旋转捷联系统的研发工作,例如国防科技大学、北京时代电子、北京航空航天大学、天津航海仪器研究所和哈尔滨工程大学等。
考虑到实际工程应用中调制型捷联系统[7]的可靠性及多种误差源对系统导航精度的影响,本文提出了一种基于I MU 单轴四位置转停的误差调制方案。
并采用SG T -3型惯性测试转台及实验室自行研制的光纤捷联惯导系统建立实验环境,进行了多次长时间导航实验。
捷联惯导系统IMU误差特性分析

捷联惯导系统IMU误差特性分析
徐开俊;董韵;杨杨泳;孔令兵;魏阳
【期刊名称】《西安航空学院学报》
【年(卷),期】2024(42)1
【摘要】为了优化捷联惯导系统惯性测量单元性能,首先,从惯性导航系统工作原理出发,细致梳理捷联惯导误差模型,对惯性测量单元常见误差源分类,重点分析主流民航客机机型捷联惯导惯性测量单元的误差特性;然后,对由5个直线段和4个转弯组成的矩形起落航线,在无误差的理想模式和设置导航级捷联惯导惯性测量单元误差参数模式,分别进行轨迹仿真;最后,在飞行轨迹的姿态、速度、位置误差三维方向对比分析。
结果表明,IMU误差诱使飞行轨迹随时间有偏离趋势,高度误差波动始终非常平稳,水平方向误差在一定时间后大幅度发散,表现出惯性导航性能的固有缺陷,即误差随时间的推移逐渐累积,会在一段平稳时间后呈发散趋势。
因此在实际使用惯导中可以使用特殊的算法和硬件平台以延长误差发散之前的时间,也可以通过与GPS等数据进行组合导航的方式抑制其发散趋势。
研究结果为进一步进行组合导航算法优化奠定基础。
【总页数】6页(P1-6)
【作者】徐开俊;董韵;杨杨泳;孔令兵;魏阳
【作者单位】中国民用航空飞行学院飞行技术学院
【正文语种】中文
【中图分类】V249.32
【相关文献】
1.基于单轴旋转的光纤捷联惯导系统误差特性与实验分析
2.一种新的研究捷联惯导系统误差传播特性的方法
3.捷联惯导系统极区导航算法优化设计及误差特性分析
4.激光陀螺捷联惯导系统IMU结构模态分析
5.单兵导弹捷联惯导系统IMU测量误差模型
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根据目前的情况看, 针对捷联惯性导航系统在防空战术导弹中的应用具有以下几点特点: 防空导弹较为恶劣的动态环境。 防空导弹作战反应快、体积小。 导弹承受的旋转角速度和加速度大。 因此, 就必须在惯测组合中考虑温度的变化, 但在惯测组合内装温控装置有些不太方便, 因而改用温 度补偿以缩小体积和快速启动, 但由于快速启动几秒时间内陀螺及组合内部热对流尚未达到平衡, 陀螺工 作在非线性段区域, 这就必须对实测的瞬时工作温度进行温度补偿。因此, 温度补偿方法的研究也是捷联 式惯性导航系统应用于防空导弹上相当重要的一项工作。本文从此角度出发, 进行了补偿方法的研究。 在考虑了温度的因素和实际情况的前提下, 提出了一种简化的数学模型, 并用基于 DSP 系统的特有方法 来实现了该模型。该算法充分挖掘出定点 DSP 系统中一些特有的特点, 弥补了传统定点 DSP 系统在进行
0 引言
捷联惯性导航系统由捷联惯性测量组合系统( 简称惯性测量系统) 和弹载计算机系统组成。当导弹按 照给定的导引规律控制飞行制导段期间, 由捷联惯性导航系统提供其准确的位置和姿态信息, 以此为基 础, 再加上目标测量信息形成控制信号, 将导引头天线控制在预定方向上, 才能确保导弹对目标的可靠截 获, 实现转入末制导段的交班。因此捷联惯性导航技术是武器系统的五大关键技术之一。
一种惯性测量系统的数学模型方程。
下面建立的模型中, 为了突出仪表实际承受的角速度、线加速度, 不考虑标度因数中的误差。对于其 误差上面在分析误差源中已经详细的说明过, 在此略去。 3 1 测量角速度的模型方程
假如捷联系统采用两自由度陀螺仪作为测量角速度的仪表, 考虑到陀螺仪有与线运动、角运动有关的 误差, 略去由于失调角等项的影响, 可写出系统常用的简化了的角速度输出数学模型如下:
bX
bZ
-
JY pg0
bX + aY ]
A Z( f ) = K a( Z) [ K 0( Z ) + abZ + k1X( Z )
abX + k 1Y( Z)
abY + k 2Z( Z)
a
2 bZ
+
JZ - JX pg 0
bZ
bY
-
JY pg0
bX + aZ]
( 3 2)
4 本文的补偿方法[ 1] [ 4] [ 6]
DX (f ) = Kg ( X ) [ DF( X ) + bX + EXY
bY + EXZ
bZ +
CH
A
bX
bZ -
A H
bY
+ DX ( X ) abX + D Y( X ) abY D Z( X ) abZ + DXZ( X ) abX abZ + gX ]
D Y( f ) = K g( Y) [ DF( X ) + bY + EYX bX + EYZ + DX ( Y ) abX + DY ( Y ) abY D Z( Y )
bZ +
C- A H
bY
abZ + DYZ( Y ) abY
bZ -
A H
bX
abZ + gY ]
( 3 1)
D Z(f ) = Kg ( Z ) [ DF( Z ) + bZ + EZX
bX + EZY
bY +
CH
A
bY
bZ -
A H
bX
+ DX ( Z) abX + D Y( Z ) abY D Z( Z) abZ + D YZ ( Z) abY abZ + bZ]
abY + k 1Z ( X )
abZ + k 2X ( X )
a
2 bX
+
JZ - JX pg 0
bX
bZ
-
JY pg0
bY + aX ]
A Y (f ) = Ka ( Y) [ K0( Y) + abY + k1Z( Y)
abZ + k1X ( ห้องสมุดไป่ตู้ )
abX + k 2Y( Y)
a
2 bY
+
JZ - JX pg0
1 76
贵州大学学报( 自然科学版)
第 20 卷
4 1 全温范围的误差补偿数学模型 由于防空导弹工作在较为恶劣的动态环境中, 因此就必须在惯测组合中考虑温度的变化, 但在惯测组
合内安装温控装置有些不太方便, 因而改用温度补偿以缩小体积和快速启动, 但由于快速启动几秒时间内 陀螺及组合内部热对流尚未达到平衡, 陀螺工作在非线性段区域, 这就必须对实测的瞬时工作温度进行温 度补偿。因此, 就必须提出一种既考虑到温度的变化又能满足系统要求的误差补偿数学模型。在参考了 一些数学模型和实验的基础上, 提出了下面的一种简化的误差补偿数学模型。 4 1 1 几种简化的假设条件
在实际的应用中, 具体到究竟选择多少项的误差补偿数学模型, 主要根据陀螺仪和加速度计的精度和 使用条件而定。
根据我们系统的具体应用情况, 我们对一般补偿数学模型式( 3 1) 、( 3 2) 做了简化, 其简化的假设条 件是:
( 1) 不考虑由于式( 2 1) 导弹角运动引起的陀螺仪动态误差项和式( 3 2) 加速度计的动态误差项; ( 2) 略去式( 3 1) 角速度二阶以上的高次项; ( 3) 略去式( 3 2) 视加速度二阶以上的高次项对陀螺仪引起的漂移误差项; 这样, 我们所使用的误差模型就成为一个简化了的静态误差补偿模型。 4 2 误差补偿模型的 DSP 实现 对于上面提出的数学模型, 在浮点型的计算机上是十分容易实现的。考虑到实时性和其它的一些实 际情况的限制, 因此, 在整个测量系统的硬件实现中, 采用了专用的某种定点数字信号处理器件。 4 2 1 数的定标 由于上述的误差补偿是在定点 DSP 中进行的, 因此必须考虑到运算时的精度。这就涉及到数值的定 标问题。在定点 DSP 芯片中, 采用定点数进行数值运算, 其操作数一般采用整型数来表示, 显然, DSP 所给 定的字长越长, 所能表示的数的范围越大, 精度也越高。但运算时不一定都是整数, 这时就涉及到数的定 标, 即小数点处于 DSP 表示位中的哪一位。 4 2 2 非线性运算的方法 4 2 2 1 查表法 在实时 DSP 应用中实现非线性运算, 一般都采取适当降低运算精度来提高程序的运算速度。查表法 是快速实现非线性运算最常用的方法。采用这种方法必须根据自变量的范围和精度要求制作一张表格。 显然输入的范围越大, 精度要求越高, 则所需的表格就越大, 即存储量也越大。查表法求值所需的计算就 是根据输入值确定表的地址, 根据地址就可得到相应的值, 因而运算量较小。但查表法比较适合于非线性 函数是周期函数或已知非线性函数输入值范围这两种情况。但在惯性导航系统中误差系数的变化趋势是 不定的, 同时又不可能在每一点温度下都标定一次, 以求得到该温度下的误差系数, 从而获取一张表格。 因此, 单纯运用该方法是不可行的。 4 2 2 2 混合法 查表法所得结果的精度随表的大小而变化, 表越大, 则精度越高, 但存储量也越大, 这对于有限的 DSP 存储量来讲, 查表法就不太适合。这时, 我们必须寻求一种新的方法, 既减少运算量, 又能提高精度。经过 多方考虑, 我们运用了查表法结合少量运算的方法来计算全温范围的非线性误差补偿的混合法, 当然这种 方法只适用于在输入变量的范围内函数呈单调变化的情形。但我们在进行非线性误差补偿时尽量在单调 变化的区域范围内。这种方法已在标度因数的相对误差的标定中述说过, 在此不作详细说明。 4 2 3 相应误差系数的定点算法及算法描述 通过理论的计算和大量的实践证明, 误差系数在转化为定点的 32 位数时, 主要有以下两类: ( 当然, 如 果不是这两类, 也可乘相应的比例因于变化为这两类) 32 位定点数( 全为小数) 32 位定点数( 16 位整数, 16 位小数) 这样, 进行运算时, 上述两类数只有三种乘法运算:
表级误差已在上面的部分说明过, 在此不在说明。 惯性测量装置主要是由陀螺仪、加速度计组成, 如果不考虑误差, 其输出可分别列写为:
D = Kg b
A = K a ab
式中 D、A ! ! ! 陀螺仪、加速度计的输出; Kg 、K a ! ! ! 陀螺仪、加速度计的标度因数;
b ! ! ! 弹的运动角速度;
捷联式惯性测量系统的主要误差源, 我们考虑有以下几种: ( 1) 惯性仪表的安装误差和标度因数误差。 ( 2) 陀螺的漂移和加速度计的零位误差。 ( 3) 导弹的角运动所引起的动态误差。 ( 4) 导弹的线运动所引起的静态误差。 ( 5) 数学平台的计算误差。 下面分别介绍这几种误差源引起的原因。
3 捷联惯性测量系统的仪表误差数学模型[ 3] [ 4]
图 1 捷联惯导系统简化原理图 Tig 1 Predigest principle of inertial navigation system
2 捷联惯性测量系统的误差源
在捷联惯性测量系统中, 由于惯性仪表直接安装在弹体上, 导弹的动态环境, 特别是弹体的角运动, 直 接影响惯性仪表; 在平台式惯性测量系统中, 惯性仪表是安装在平台上, 由于平台对弹体角运动的隔离作 用, 使弹体角运动对惯性仪表基本没有影响。而在捷联式惯性测量系统中, 惯性仪表直接承受弹体的角运 动, 因此, 惯性仪表的动态误差要比平台惯性测量系统大得多。另外, 捷联式系统采用数学平台, 即由计算 机的计算来完成导航平台的功能, 由于计算方法的近似和计算机的有限字长, 必然存在着数学平台的计算 误差。