捷联式惯导系统误差解析解研究

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捷联惯导零速修正技术中姿态误差反馈方法的比较研究

惯性导航?零速修正?卡尔曼滤波?反馈校正1引言将惯性导航系统与gnss全球卫星定位系统等设备组合起来?限制惯性导航系统随时间积累的各类误差?是目前提升惯性导航系统导航精度与可靠性的主要技术手段?但在陆地上卫星信号受严重遮挡的区域?或是在隧道等完全没有卫星信号的场景下?不依赖于其他系统辅助而仅依靠惯导本身就可以实现的零速修正技术?仍为限制惯导随时间积累误差提高导航精度的有效选择1?2?零速修正技术常用的方法包括曲线拟合法?最小二乘法?卡尔曼滤波方法等?其中?基于卡尔曼滤波的零速修正技术因动态性能好?精度高?在数学模型上也能够维持与sinsgnss组合导航的一致性?成为目前捷联惯导领域最常采用的零速修正方法3?基于卡尔曼滤波的零速修正技术的误差状态通常包括位置误差速度误差失准角陀螺零偏及加速度计零偏等误差项4?5?而如何利用卡尔曼滤波得到的误差状态合理地对系统进行校正?始终是零速修正中的关键问题?在以速度作为外部观测的零速修正中?速度误差及与速度误差直接相关的位置误差通常具备较强的可观测性?它们也恰恰是导航应用中最关心的误差状态?对它们进行闭环的反馈校正?对减小滤波过程中误差积累与维持滤波模型的准确性而言具有积极意义?前人的研究13多是从这一点出发?通过对位置与速度的闭环反馈?达到提高导航精度的目的?然而考虑到姿态误差是导航位置误差的重要来源?在零速修正过程中仅对位置与速度等导航误差进行反馈校正?并不能消除姿态通道上的误差?姿态通道上的失准角误差?在卡尔曼滤波中并不能由外部零速的直接观测得到?因此其可观测性较低?误差收敛速度慢?例如?在同样以零速作为观测量的卡尔曼滤波初始精对准中?天向失准角普遍需要8min10min才缓慢收敛6?而零速修正的停车时间往往更短?此时若将未完全收敛的姿态误差也进行闭环反馈能否达到误差补偿效果?或是会劣化导航结果?关于这一点?尚未有确切的文献明确指出?也是本文进一步需要研究与探讨的问题?针对上述问题?本文通过捷联式imu的车载试验?对短时长卡尔曼滤波估计中是否应将姿态误差进行闭环反馈进行了测试分析?在此基础上?分析了单次零速修正的时长零速修正的频次对导航精度的影响?试验结果表明?尽管零速修正过程中姿态误差估计的时间较短?但将姿态误差进行闭环校正能有效地约束导航位置误差的发散?提高导航精度?此外?同一停车点上?在将姿态误差闭环反馈后?通过多个时长短至30sec的零速修正过程即可将导航精度维持

基于MEMS捷联惯导系统的解算与误差修正方法

基于MEMS捷联惯导系统的解算与误差修正方法
贺元军;卢晓东;吕春红
【摘要】由于微机械惯性器件(MEMS)捷联惯导系统的惯组误差和漂移较大,加之弹体动态性能较高,因此在较短的时间内也会由于器件误差积累和模型算法误差引起很大的导航偏差;针对传统线性拟合方法对惯组建模时无法适应高动态弹体运动的不足,提出了一种基于当前统计模型的惯组运动模型滤波方法,其通过对运动状态的有限转移建模可以较好地描述飞行器的高机动方式;此外采用了时间序列分析方法对惯组的误差和漂移进行了参数估计;最后通过仿真实验证明,采用当前统计滤波模型和时间序列分析方法进行MEMS捷联惯导系统解算结果要优于传统的线性拟合滤波方法.
【期刊名称】《计算机测量与控制》
【年(卷),期】2010(018)006
【总页数】3页(P1364-1366)
【关键词】微机械惯性器件;捷联惯导;当前统计模型;时间序列分析
【作者】贺元军;卢晓东;吕春红
【作者单位】西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072;成都市经济技术开发区博士后科研工作站,四川,成都,610100;四川航天技术研究院,四川,成都,610100;西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072;西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072【正文语种】中文
【中图分类】V241.5。

旋转调制式捷联惯导系统误差分析及仿真

结果。
关键词：旋转调制捷联惯导
０引言
基本原理
仿真提高长时间工作惯导系统
类似，只是多了一步参考系的坐标变换。其原理示意图如图所示：
定位精度是惯性导航领域重要的研究课题。提高惯导系统定位精度一般有两种方法：一是提高制造工艺，研制高精度新型惯性敏感元件（ＩＭＵ），但系统成本较高；－－是通过合理的系统编排，采用误差补偿的方式提高惯导系统精度，这种方法可以以较小的成本投入获得较大的精度提高。捷联惯导旋转调制技术就是将现有精度ＩＭＵ固定在旋转机构上控制其
目前国内外普遍采用的双轴间歇转位旋转方案
其中 ∞ 为陀螺仪的实际角速度输出；占、分
别为陀螺仪的常值漂移和随机漂移误差；（ａ（ｉ：Ｙ，ｚ）陀螺的刻度系数误差；（６Ｇ（＝，Ｙ，）为３个陀螺仪的安装误差角。ｉ和６，４（ｉ＝，ｙ，ｚ）分别为加速度计的刻度系数误差和安装误差角。 △ Ａ和ｎ。
转调制、双轴间歇转位旋转调制和双轴连续旋转调制，并分别在静态、动态两种情况下对各方案进行了误差曲线仿真。通过对比分析得出了一些结论，为
系，初始时刻ｓ系与ｂ系重合，ｓ系随着旋转机构的转动保持正交旋转。未进行旋转调制时捷联惯导系统误差传播方程
的抑制，是在现有元件水平不变的情况下提高系统精度的有效方法。对于不同的误差项，旋转补偿技术具有不同的调制效果。针对目前较为常见的三种旋转调制方案，对被调制后的误差公式进行了推导和分析，给出了各旋转调制方案的调制机理，最后通过计算机仿真验证了分析

弹载捷联惯导系统的圆锥误差分析

３２４部队９．９９１２分队，辽宁葫芦岛１５０２００
摘要分析了导弹在高动态环境下捷联惯导系统圆锥误差形成因素及原因，从理论上对各种
因素进行了误差的定量推理与对比，指出不能正确感测运载体的角运动和姿态更新率过低是引起圆锥
维普资讯
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论文与报告・
《战术导弹控制技术》
２００６年Ｎｏ１总５期）．（２
弹载捷联惯导系统的圆锥误差分析
张绪春１李瑞亮，３周纯杰
４０４７０７
１．华中科技大学控制系，湖北武汉
２２４．９８０部队１分队．山东胶南１
理速率的限制以及惯性器件本身存在的误差等因
中，由于惯性仪表直接安装在导弹上。导弹的动
态环境．即导弹的角运动和线运动直接影响惯性仪表的精度。在平台惯性仪表中，陀螺仪安装在平台上．由于平台对导弹角速度的隔离作用．使
导弹的角运动对惯性仪表基本没有影响，因此．
素，使捷联惯导系统的数学平台不能完全隔离运载体的角运动。发动机的振动影响、空气动力扰
张绪春：１７（９４年～。，）男辽宁省葫芦岛市９９１队９２４部２分队工程师。从事导弹制导与控制研究工作。
ＡｂｔａｔＩｉａａｙｅｈｔｈｗｔｅｃｎｎｒｒｏＩｎｈｇｙａｃｅｖｒｎｎｃｕｓｏｓｒｃ：ｔｓｎｌｚｄｔａｏｈｏｉｇｅｒｆＳＮＳｉｉｈｄｎｍｉｎｉｍｅｔＯｃｒ．Ｓｍｅｏｏｉｏｔｎａｔｒｔａｉｆｅｃｈｏｉｇｅｒｒｒｏａｅ．Ｉｏｎｓｏｔｔａｈｒｏｅｓｎｆｍｐｒｔｆｃｏｓｈｔｎｕｎｅｔｅｃｎｎｒｏａｅｃｍｐｒｄｔｉｔｕｈｔｔｅｅｒｒｓｎｉｇｏａｌｐｃｎｎｔｎａｄｌｗｍｔｕｅｕｄｎａｅａｅｔｅｍｏｔｉｏｔｎａｔｒｏｈｏｉｇｅｒｒ．ｏｉｇｍｏｉｎｏｉｄｐｍｉｇｒｔｒｈｓｍｐｒｔｆｃｏｆｔｅｃｎｎｒｏｓｏｔａ

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。

捷联惯性导航系统动静态误差特性分析研究

捷联惯性导航系统动静态误差特性分析研究
捷联惯性导航系统动静态误差特性分析研究
捷联惯性导航系统动静态误差特性是基于惯性的组合导航系统的主要误差来源.为此,根据捷联惯性导航系统的.误差状态方程,本文分析了不同动静态情况下的捷联惯导系统的误差漂移特性.针对静基座和动基座的不同特点,分别采用了特征根和基于数值仿真分析的方法,并建立了相应的误差特性分析模型.重点研究了陀螺常值漂移、加速度计零位偏置和随机性误差对惯性导航系统误差漂移特性的影响;全面分析验证了惯性导航系统的动静态误差特性.本文的研究工作将为惯性组合导航系统误差分析建模提供了有益的参考.
作者：郭俊熊智刘建业黄磊 GUO Jun XIONG Zhi LIU Jian-ye HUANG Lei 作者单位：南京航空航天大学导航研究中心,南京,210016 刊名：航空电子技术英文刊名：AVIONICS TECHNOLOGY 年，卷(期)： 2008 39(2) 分类号： V249.32 关键词：捷联惯性导航系统动静态误差特性国仿真。

惯导系统转位条件下的误差特性分析

惯导系统转位条件下的误差特性分析史国荣1,周琪2,田宇彳(1.海军装备部，陕西西安，710065; 2.航空工业西安飞行自动控制研究所，陕西西安，710065; 3.航空工业西安飞行自动控制研究所，陕西西安，710065)摘要：捷联惯导传感器不像平台惯导传感器，固定在选定的坐标系中,需要承受运载体在其全程飞行轨迹上产生的航向和姿态变化，因此捷联惯导性能在很大程度上取决于运载体的动态激励。

本文重点分析了捷联惯导方位转位条件下的误差传播特性，并从时域和频域两个角度阐述了捷联惯性导航系统性能与此类运动的相关性,具体说明了捷联惯导舒拉蹦效应与旋转调制误差抵消效应的内在关系。

关键词：捷联惯导；误差影响分析；惯导转位Error Characteristic Analysis of Inertial Navigation System UnderTransposition ConditionShi Guorong1,Zhou Qi2,Tian Yu3(1.Naval Equipment Department,Xi'an Shaanxi,710065;2.Avic XI’AN Flight Automatic ControlResearch Institute,Xi'an Shaanxi,710065； 3.Avic XI'AN Flight Automatic Control ResearchInstitute,Xi'an Shaanxi,710065)Abstract:Unlike the pla t form irrtertial naviga t ion sensor,the st r apdown iner t ial naviga t ion sensor is fixed in the selected coordinate system.The strapdown inertial navigation system has to bear the course and attitude changes of the carrier in its whole flight path,so the performance of strapdown inertial navigation system depends on the dynamic excita/tion of the carrier to a great extent.This paper mainly analyzes the error propagation characteristics of strapdown inertial navigation system under the condition of azimuth transposition,and expounds the correlation between the performance of strapdown inertial navigation system and such motion from time domain and frequency domain,and specifically explains the internal relationship between Schuler Pump effect and rotation moduletion error cancellation effect.Keywords；strapdown inertial navigation;error influence analysis;inertial navigation transpositiono前言捷联惯性导航系统的性能在很大程度上取决于运载体的运动。

船用捷联惯导系统解析粗对准的误差分析

文章编号:1006-7043(1999)04-0046-05船用捷联惯导系统解析粗对准的误差分析柴卫华,沈晓蓉,张树侠(哈尔滨工程大学自动化学院,黑龙江哈尔滨 150001)摘要:讨论了两种船用捷联惯性导航系统(SDINS)静基座解析粗对准的方法,选择不同的参考矢量求解变换矩阵,将导致不同的失准角误差。

结果对比给出了形象的说明。

关键词:捷联式惯性导航系统;初始对准;误差分析中图分类号:TP15 文献标识码:AError Analysis of Analytic Rough Alignmentfor Marine SDINSCHAI Wei_hua,SHEN Xiao_rong,ZHANG Shu_xia(A utomation Colleg e,Harbin Engineering U niversity,Harbin 150001,China)Abstract:T his paper discusses tw o methods of analytic rough alignment for marine SDINS on stationary base.During solving the transformation matrix,choosing differ ent reference vectors w ill result in different m isalignment angles.T he computation re sults give a visual demonstration.Key words:SDINS;initial alignment;error analysis惯性导航设备的初始对准过程具有重要的理论和实际意义。

捷联式惯性导航系统中,捷联矩阵起着物理平台的作用,即我们所熟知的数学平台。

如何在较短的时间内以一定的精度确定捷联矩阵的初始值是非常有意义的。

微小型捷联惯导系统解析式对准方法研究

Aug12005 Vol123,No.4航　天　控　制Aer ospace Contr ol微小型捷联惯导系统解析式对准方法研究3陈令刚　刘建业　孙永荣　岳　淼南京航空航天大学自动化学院,南京210016摘　要　对静基座下微小型捷联惯导系统对准技术进行了研究。

给出了6种解析式粗对准的对准方法,通过对这6种方法的理论对准误差进行推导,得出对应的理论对准误差结果,其中2种方法误差较小,同时进行仿真,仿真结果验证了理论对准误差推导的正确性。

因此,在传感器精度相同的条件下,本文为静基座下微小型捷联惯导系统的粗对准的实现确定了效果较好的2种方法。

最后采用了其中的4种方法对实测的微小型I M U数据分别进行了对准验证分析,获得了很好的效果。

主题词　捷联惯导系统　粗对准　参考矢量中图分类号:T N966 文献标识码:A文章编号:100623242(2005)0420009204Study of Ana lyti c Coarse A li gnm en t M ethods to M i cro S I NSChen L inggang　L iu J ianye　Sun Yongr ong　Yue M iaoThe Aut omati on College,Nanjing University of Aer onautics and A str onautics,Nanjing210016Abstract　This paper stud ies static base coa rse alignm ent techn ique of strapdo w n inertial naviga tion syste m (SI N S).M isalignm ent angles of six coarse alignm ent m ethods a re got through ana lytic error calcula ting.A t the sam e ti m e,the si m ulations verify the exactness of analytic calculating of m isa lignm ent angles.It isconcluded that t w o coarse alignm ent m ethods have higher accuracy in all coarse alignm en t m ethods of SI N S on stationary base under the sam e sensors precision.F inally,fourm ethods are used to align the real data of m icro I M U respectively,and good effects are achieved.Subject ter m s　S trapdo w n inertial navigation syste m s(SI N S)　Coarse alignm ent　R eference vector 3国防预研基金(514090301)和航空科学基金(04D52030)资助收稿日期:2004211203作者简介:陈令刚(1980～),男,江苏省南京市人,硕士研究生,主要从事惯导系统初始对准技术研究;刘建业(1957～),男,江苏省桐乡市人,教授(博士研究生导师),从事惯性技术、卫星定位、组合导航系统研究;孙永荣(1969～),男,江苏省南通市人,副教授,从事GPS、惯性导航以及测控技术方面的研究;岳　淼(1981～),女,辽宁省沈阳市人,在读硕士研究生,从事导航、制导与控制专业研究。

机载安装误差对捷联惯导系统的综合影响研究.

机载安装误差对捷联惯导系统的综合影响研究0引言捷联式惯导系统(strapdowninertialnavigationsystem，SINS)省掉了机电式的惯性平台，所以，体积、重量、成本都大大降低。

现在，SINS被广泛应用于各类飞行器上，随着计算机技术的飞速发展，捷联式系统的应用也越来越广泛。

按照工作原理，惯性测量组件(IMU)—陀螺仪和加速度计的组合体应该安装在飞行器的质心位置，并且，3只加速度计和3只陀螺仪的3个测量轴应该和机体坐标系的3个轴完全一致，但是，实际的安装过程中总会存在安0 引言捷联式惯导系统(strapdown inertial navigation system，SINS)省掉了机电式的惯性平台，所以，体积、重量、成本都大大降低。

现在，SINS被广泛应用于各类飞行器上，随着计算机技术的飞速发展，捷联式系统的应用也越来越广泛。

按照工作原理，惯性测量组件(IMU)—陀螺仪和加速度计的组合体应该安装在飞行器的质心位置，并且，3只加速度计和3只陀螺仪的3个测量轴应该和机体坐标系的3个轴完全一致，但是，实际的安装过程中总会存在安装误差，这必将对惯导系统的精度产生影响。

随着人们对SINS的精度的要求不断提高，对机载安装误差的研究已经成为捷联惯性技术领域中的重要研究方向。

目前，国内外一些大学和科研机构针对机载安装误差的研究工作取得了不少进展，这些工作主要集中在对机载位置安装误差(杆臂效应)的研究上。

本文深入研究了SINS安装误差对导航系统精度的影响，推导出角安装误差和位置安装误差同时存在时系统的误差模型，并结合惯导基本方程和误差传播方程，针对飞机平飞和匀加速偏航圆周飞行以及按某一复杂航迹飞行这3种情况开展了研究。

仿真结果表明：机载安装误差对SINS产生影响的大小取决于飞机的机动状态和安装误差的大小，所得结果能为动基座惯导初始对准和系统进行补偿与修正的研究提供有效的依据。

1 机载安装误差影响分析在机载IMU的安装过程中，由于机体的质心位置已经安装有其他机载设备，使IMU的安装位置一般不得不偏离飞机质心一段距离，或者在安装过程时出现人为的偏差，这些都会导致安装误差的出现，可归纳为以下3种情况：1) 加速度计和陀螺仪的安装位置偏离飞行器质心一小段距离；2) 3只加速度计和3只陀螺仪的测量轴坐标系非正交，并和壳体坐标系(标定的IMU坐标系)存在角误差。

捷联惯导系统误差系数动态标定方法探究

捷联惯性导航系统以其特有的优良特性广泛的应用于航空、天、航军事等领域，惯性器件（速度计和陀螺仪）其加的误差在很大程度上直 பைடு நூலகம் 影响了导航系统的可达精度，故
目前，然ＧＳ具有精确制导能力，由于大气电离虽Ｐ但
（ｈｅｏｄＡｒｌｒｎｉｅｒｎｏｌｅＸｉａ１０５ＣｉａＴｅＳｃｎｔｌｙＥｇｅｉｇＣｌｇ， ’ ｎ７０２，ｈｎ）ｉｅｎｅ
ＡｂｔａｔＴｈｒｒｐｒｍｅｅｆｎｒｉｓｒｍｅｔｎｉｅｉａｕｅｎｅｉｅｍａｈｎｅｗｉｏｋｎｍｅｓｒｃ：ｅｅｒａａｔｒｅｔｉｔｏｏｉａｎｕｎｒａｍｅｓｒｍｅｔｖｃｙｃａｇｔｗｒｉｇｔ，ｉｎｔｄｈｉ
摘
要：随着工作时间的推移，捷联惯性导航系统中的惯性器件测量精度会因为误差参数发生变化而降
低，误差逐渐被积累，而降低系统导航精度。针对此问题，进提出了一种基于ＧＳ速度、Ｐ位置信息的捷联惯导系统惯性测量装置输出误差系数动态标定的方法。首先采用Ｓｇ－ｕａ自适应滤波实现组合导航状ａｅＨｓ态最优估计，然后引入迭代最小二乘法，用导航误差对系统惯性器件的误差系数进行标定。经计算机仿利
情况、气折射以及美国军方人为的误差干扰，Ｐ空ＧＳ只能作为辅助导航设备。ＩＳＧＳ是最先进的全天候自主式制导Ｎ／Ｐ

惯导原理捷联惯导基本算法与误差课件

惯导原理捷联惯导基本算法与误差课件
目录
惯导系统概述捷联惯导系统惯导系统的误差补偿技术惯导系统在各领域的应用未来惯导技术的发展趋势总结与展望
01
CHAPTER
惯导系统概述
惯性导航系统（INS）是一种自主式导航系统，通过测量载体在三个轴上的加速度和角速度，结合初始位置、速度和姿态信息，计算出载体当前的位置、速度和姿态。
总结与展望
随着科技的进步，提高惯导系统的精度是未来的重要发展方向。
更高精度
多模融合
微型化与集成化
人工智能优化
将惯导与其他导航手段（如GPS、北斗等）进行融合，以提高导航定位的可靠性和精度。
随着微电子和集成电路技术的发展，实现小型化、低功耗的惯导系统是未来的趋势。
利用人工智能技术对惯导系统进行优化，提高其性能和适应性。
THANKS
感谢您的观看。
定义
不依赖外部信息，隐蔽性好；可在各种复杂环境中工作；导航信息连续性好；但误差随时间积累，长时间工作导航精度较低。
特点
02
CHAPTER
捷联惯导系统
捷联惯导系统是一种基于陀螺仪和加速度计的导航系统，通过测量载体相对惯性空间的角速度和加速度，计算出载体相对于地球的位置、速度和姿态信息。
陀螺仪能够测量载体相对惯性空间的角速度，加速度计能够测量载体相对于地球的加速度，通过积分运算，可以得到载体的位置、速度和姿态信息。
地球模型误差主要包括地球赤道隆起、地球重力场模型误差等，可以采用高精度地球模型进行减小或消除。
加速度计误差主要包括零点误差、刻度因数误差和非线性误差等，可以采用数字补偿或离线校准等方法进行减小或消除。
捷联惯导系统的误差主要包括陀螺仪误差、加速度计误差、地球模型误差和信号处理误差等。

捷联惯导系统的算法研究及其仿真实现(捷联惯导系统的发展趋势初始对准技术的发展与研究现状)

捷联惯导系统的算法研究及其仿真实现Study and Simulation of Strapdown Inertial Navigation System1.1.3捷联惯导系统的发展趋势捷联式惯导系统是从20世纪60年代初开始发展起来的。

20世纪70年代以来，作为捷联系统的核心部件—惯性测量装置和计算机技术有了很大发展，而电子技术、计算机技术、现代控制理论的不断进步，为捷联惯性技术的发展创造了有利条件。

在硬件方面，新一代惯性器件如激光陀螺、光纤陀螺的成功研制，为捷联惯导的飞速发展打下了物质基础。

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。

其中激光陀螺和光纤式陀螺是捷联惯导系统的理想器件。

激光陀螺具有角速率动态范围宽、对加速度和震动不敏感、不需温控、启动时间特别短和可靠性高等优点。

激光陀螺惯导系统己在波音757/767、A310民机以及F-20战斗机上试用，精度达到 1.85km/h 的量级。

20世纪90年代，激光陀螺惯导系统估计占到全部惯导系统的一半以上，其价格与普通惯导系统差不多，但由于增加了平均故障间隔时间，其寿命期费用只有普通惯导系统的15%-20%。

光纤陀螺实际上是激光陀螺中的一种，其原理与环型激光陀螺相同，它克服了由激光陀螺闭锁带来的负效应，具有检测灵敏度和分辨率极高、启动时间极短、动态范围极宽、结构简单、零部件少体积小、造价低、可靠性高等优点。

采用光纤陀螺的捷联航姿系统已用于战斗机的机载武器系统及波音777飞机中。

波音777由于采用了光纤陀螺的捷联惯导系统，其平均故障间隔时间可高达20000h。

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。

而随着航空航天技术的发展及新型惯性器件关键技术的陆续突破，捷联惯导系统的可靠性、精度将会更高。

捷联式惯导安装误差测量、补偿方法

link appraisement 中国直升机设计研究所中国科技信息2021年第8期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Apr.2021◎航空航天画线法航向误差测量的操作流程如下：将直升机顶水平，保证直升机的水平基准与地理系水平面重合；在前后机身中轴线定位孔分别吊铅垂线；在地理系水平面上分别作出两条铅垂线在水平面上的投影；将两个铅垂线在水平面上的投影点连成直线；用角度测量工具测量投影点连线与正北的夹角α；启动捷联式惯导，记录捷联式惯导输出的真航向角β；计算航向误差θ，θ=α-β。

激光跟踪仪测量法激光跟踪仪是可跟踪测量空间中点的坐标的高精度测量设备。

激光跟踪仪测量法是通过测量捷联式惯导安装支架上的航向基准工艺孔的坐标，通过计算得到航向误差的测量方法。

图2为捷联式惯导安装支架，捷联式惯导安装时航向基准与安装支架的航向基准贴靠，测量安装支架的航向基准面与直升机纵轴面的夹角即可代表捷联惯导与直升机的航向误差。

为测量方便，在安装支架上加工两个工艺孔，工艺孔圆心的连线与安装支架的航向基准面平行。

激光跟踪仪测量法的操作流程如下：将直升机顶水平，保证直升机的水平基准与地理系水平面重合；以直升机上预制的工艺基准孔为基准建立激光跟踪仪测量坐标系；将反射器分别放置在捷联式惯导安装支架上的工艺孔1和工艺孔2的位置，分别测量捷联式惯导安装支架上的工艺孔1、工艺孔2的坐标，记为（X 1、Y 1）、（X 2、Y 2）；计算航向误差角θ，θ=arctan[（X 2-X 1）/（Y 2-Y 1）]。

该误差测量方法借助高精度的激光跟踪仪进行测量，与画线法相比，减少了误差测量过程中人的参与，因此具有操作简单的优点，同时也具有更高的测量精度，推荐使用该误差测量方法。

高精度捷联式惯导测量法高精度捷联式惯导测量法是在捷联式惯导安装位置处安装比直升机上的捷联式惯导更高精度等级的捷联式惯导，利用该高精度捷联式惯导测量处于水平状态、机身中轴线与真北重合直升机的俯仰角、横滚角和真航向角，该俯仰角、横滚角和真航向角即为捷联式惯导的安装误差。

基于潜器空间运动的捷联式惯导系统误差仿真算法研究

（．尔滨工程大学自动化学院，龙江哈尔滨１００；１哈黑５０１２北京航天时代激光导航技术有限责任公司，京１０４）．北０１３
摘
要：针对捷联式惯性导航系统的导航定位误差受运载体运动特征影响的问题，先以潜器空问六自首
０ＤＯＦｍｏｉｎｑｔｏｆｔｅｕｄｅｗａｅｅｃｅ．ｅｃｏｄｎｔｒｎｓｏｍｅａｉｎｈｐｏｈｙａｉｖｈｉｌｆ６－ｔｏｅｕａｉｎｏｈｎｒｔｒｖｈｉｌＴｈｏｒｉａｅｔａｆｒｒｌｔｏｓｉｆｔｅｄｎｍｃ，ｅｃｅ
２１００年第２９卷第ｌ２期
传感器与微系统（ｒｎｄｃｒａｄＭｉｒｙｔｅｈｏｏｉｓＴａｓｕｅｎｃｏｓｍＴｃｎｌｅ）ｓｅｇ
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基于潜器空间运动的捷联式惯导系统误差仿真算法研究
程建华，时俊宇，荣文婷晏亮，
２ＢｉｎｅｏｐｃｉｓａｅｅｔｌｅｈｏｏｙＣｍｐｎｔ，ｅｉｇ１０４Ｃｉａ。ｅｉｇＡｒｓａｅＴｍｅｓｒＩｒａＴｃｎｌｏａｙＬｄＢｉｎ０１３，ｈｎ）ｊＬｎｉｇｊ
ＡｂｓｒｔＳｅｃａｖｉｌｍｏｌｍｏｅｎｔｃｎａｓｄｙａｃｒｏｆｓｒｐｏｉｅｔａｎｖｇｔｏｓｓｅｔａｃ：ｐｉｌｅｈｃｅｂｉｅｖｍｅａｃｕｅｎｍｉｅｒｒｏｔａｄｗｎｎｒｉｌａｉａｉｎｙｔｍ

捷联惯导系统

（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。
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。
1.4捷联惯导系统的精度

惯性导航和制导系统对陀螺仪和加速度计的精度要求极高，如加速度计分辨率通常为0.0001g～0.00001g，陀螺随机漂移率为0.01°/小时甚至更低，并且要求其有大的测量范围，如军用飞机所要求的测速范围应达10的9次方（0.01°/小时～400°/秒）。因此，陀螺仪和加速度计属于精密仪表范畴。

“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臵，这就增加了维修和购臵费用。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）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。

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臵参数。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。

捷联式惯导系统工具误差模型及处理技术研究进展

ｏｔｉｅｒａｒｇｅｓｉｅｅｔｅｒ．ｏｅｔｅｒｓｍｅｈｄｎｅｈｏｏｉｓｈｖｍｅｇｄｏｅａｔｒａｏｈｒＴｈｉｎｅｒｒｂａｎｄｇｅｔｏｒｓｒｃｎａｓＳｍｅｎｗｏｅ，ｔｏｓａｄｔｃｎｌｇｅａｅｅｒｅｎｆｔｅ．ｅｍａｒｏｐｎｙｈｉｅｎｓｕｃｆＳＮＳｉｃｕｉｇｔｅｅｒｒｆｅｒｒｍｏｅｓａｄｄｍａｃｔｏｔｏｓｏｈｏｏｅｔｉｉｔｏｕｅｉｔ，ａｄｔｅｅｏｒｅｏＩｎｌｄｎｈｒｏｓｏｒｏｄｌｎｅｒａｉｎｍｅｈｄｆｔｅｃｍｐｎｎｓｓｎｒｄｃｄｆｓｌｒｙｎｎｔｈｈｒｓａｃｆｔｅｅｏｒｐｇｔｎｍｏｅｎｒｏｏｅｓｔｇａｐｏｃｆＳＳａｅｃｎｌｄｄａｄｓｍｍａｉｅ、ｓ，ｅｍａｎｅｅｈｏｒｒｐｏａａｉｄｌａｄｅｒｃｍｐｎａｉｐｒａｈｏＩｏｃｕｅｕｒｈｏｎＮｒｎｒｚｄＡｔｌｔｔｉａｈｒｓａｃｉｅｔｎｏｏｒｏｄｌｎｒｃｓｉｇｔｃｎｌｇｆＩｅｆｔｒｒｐｓｄｅｅｈｄｒｃｉｆｔｌｒｏｏｅｒｍｏｅｄｐｏｅｓｎｅｈｏｏｙｏＮＳｉｔｕｅｉｐｏｏｅ．ａＳｎｈｕｓＫｅｏｄ：ｌｈｏｔｏｙｔｍ；ＳｒｐｏｅｔａａｉａｉｎＴｏｌｒｏｄｌｙＷｒｓＦｉｔｎｒｌｓｅｇｃｓｔｄｗｎｉｒｌｖｇｔｏ；ａｎｉｎｏｓｅｒｍｏｅ

4捷联惯导系统算法及误差分析

q qqC1
q qqC1 qqC1
1 b b q q( ib iE ) 2 1 b b qC qC ( ibm iEC ) 2
得
1 1 b b 1 b b q q( ib iE )qC q( ibm iEC )qC1 2 2
q 1 AIE q q 1AIE q
b E E qC AIm qC1 AIE AIE Φ (iE E ) VrE ( iE E ) VrE
1 C
q bIA Cq 1 q bIA Cq C
1 C
b q mIA Cq
V N
V T
速度误差
b E E qC AIm qC1 AIE AIE Φ (iE E ) VrE ( iE E ) VrE
第四项： V N R V E E IE e sin R VE V E tg sec2 e cos R R 0 E e sin e cos
速度误差
展开得
V (V N tg ) V (VE tg 2 sin ) V (VE 2 cos ) V VE E e N e R R R R
VEV N sec2 2 e cos V N 2 e sin V AN A AE R
Φ
T
E iE
VN R V E e cos R V E R tg e sin
0 E e cos e sin
VIE VE

捷联惯导系统的误差角关系与推导

更加精确。
设载体姿态角为｛“ “，｝ＳＮＳ解算的姿态角０Ｙｌ，ＩＩ “ 为｛。。ｌ｝因存在解算误差，所以解算出的导航０Ｙ、，，。系与真实的导航系并不重合，该坐标系称为ｃ系（数
学平台坐标系）从ｃ系到ｂ系的坐标变换矩阵ｃ，是计算姿态阵。计算姿态角与真实姿态角在数值上不同，定义姿态误差角为：
ＡｎｌｓＥｒｏｌｔｏｓｉｎｄｃｉｎｏＩｇｅｒｒＲｅａｉｎｈｐａｄＤｅｕｔｏｆＳＮＳ
ＤＩＮＧｏＺＴａ，ＨＡＯｏｇＺｈｎ
（ｌｅｅｏＡｕｏｔ，ｒｈｓｌｔｃｎｃｌＵｎｖｒｉｙＸｉａ０７，ｉａＣｏｌｇｆｔｍａｉＮｏｔｗｅｔｙｅｈｉａｉｅｓｔ， ’ｎ７１０２Ｃｈｎ）ｃＰｏ
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ｏ．．ｕｏａｉｎＩＡｔｍｔｏ
２００７年第２６卷第ｌ２期
文章编号：１０ — ５６（０７２０６ — ２０６１７２０）１－０６０
ＡｓａｔＴｅｄｆｒｎｅｏｅｐａｆｒｎｌｓｅｒｒｎｅａｔｕｅｅｒｒｎｓａｄｗｅｔｌａｉａｉｎｉａａｙｅｂｔｃ：ｈｉｅｅｃｆｈｌｔｍａｇｅｒｄｔｔｔｄｒｏｔｐｏｎｉｒａｎｖｇｔｓｎｌｚｄｒｆｔｏｏａｈｉｉｒｎｉｏ