采用卡尔曼滤波器对惯性导航平台快速精对准_最初试验结果
惯性导航初始对准方法研究进展
Vol. 27 No. 12Dec. 2020第27卷第12期2020年12月电光与控制Electronics Optics & Control Key words : inertial navigation ； initial alignment ；o 引言惯性导航是一种对加速度计和陀螺仪输出进行积 分运算从而获得系统瞬时速度、姿态、位置的技术，其不 依赖外部信息，也不向外部辐射能量。
为获得高精度的 惯导输出首先要保证初始对准的准确性,同时在应用的过程中也对初始对准的速度提出了一定的要求。
目前初始对准的方法主要分为3类。
第一类是传引用格式:郭银景,杨文健，刘珍•惯性导航初始对准方法研究进展[J].电光与控制,2020,27( 12) ：63-68. GUO Y J, YANG W J, LIU 乙An over view of initial alignment methods in inertial navigation [ J ]. Electronics Optics & Control, 2020, 27(12) ：63-68.惯性导航初始对准方法研究进展郭银景，杨文健，刘珍(山东科技大学电子信息工程学院，山东青岛266590)摘 要：初始对准是惯导系统中的关键技术之一，其对准的时间和精度直接影响惯导系统的工作性能。
从建模误差、惯性传感器随机误差、环境扰动及不可预测因素3个方面分析了当前惯导系统初始对准的研究难点，然后从传统两阶 段、非线性对准、基于优化的对准3类对准方法以及运动对准方面重点阐述了当前初始对准的研究进展。
在进一步的 研究中，将人为操纵因素表述为扰动融入误差模型，结合新型强跟踪滤波器处理水下非线性非高斯噪肓等方法，有望使惯导系统初始对准的速度、精度和适用性实现新的提升。
关键词：惯性导航；初始对准；运动对准中图分类号：U666.12 文献标志码：A dot ： 10.3969/j. issn. 1671 -637X.2020.12.014An Overview of Initial Alignment Methodsin Inertial NavigationGUO Yinjing, YANG Wenjian, LIU Zhen(College o£ Electronics and Information Engineering, Shandong University o£ Science and Technology, Qingdao 266590, China)Abstract : Initial alignment is one of the key technologies in the inertial navigation system, and the alignedtime and alignment accuracy will directly affect the performance of the inertial navigation system. This paperanalyzes current research difficulties in initial alignment of the inertial navigation system from the following three aspects : Modeling errors, random errors of the inertial sensor, environmental disturbances and other unpredictable factors. Then, this paper focuses on the current research progress of initial alignment in termsof three types of methods : Traditional two-stage alignment, nonlinear alignment and optimization-basedalignment, as well as motion alignment. In future research, the speed, accuracy and applicability of initial alignment of the inertial navigation system will be further improved by taking manipulation factors as disturbances, adding them to the error model, and using a new type of strong tracking filter to deal withunderwater nonlinear non-Gaussian noise.tion alignment统的两阶段方法，将过程分为粗对准和精对准两部分。
中等精度惯性卫星组合导航系统设计
中等精度惯性/卫星组合导航系统设计王超一 ZY1203209张天钧 ZY1203233张鑫 ZY1203234一、系统功能1)惯性/卫星组合系统简介组合导航是弹道导弹等大型空间飞行器导航定位技术主要的发展方向之一。
应用具有完全自主性的惯性导航系统和高精度卫星导航系统构成惯性/ 卫星组合导航系统，是最具有应用前景的组合导航架构。
全球定位系统(Globe Position System，GPS)和捷联惯性导航系统(SINS)都是目前世界上应用广泛的导航方法之一。
GPS易受地形地物的影响而导致定位中断，并且受制于人，而SINS定位误差随时间而积累，若将它们组合起来可形成优势互补并且在短期和长期上都有保证。
随着现代电子信息技术的发展．嵌人式技术的应用越来越广泛，尤其是在导航领域，导航设备正朝小型化、微型化应用发展，而且对系统精度和实时性要求也越来越高。
SINS／GPS组合导航能够增强导航系统容错能力和余度能力，研究高精度、高可靠性、小体积、低成本的SINS／GPS组合导航系统具有重要意义。
在飞机、舰船或其他对导航系统体积和性能有严格要求的领域具有潜在的应用价值。
为克服GPS和SINS各自的缺点，根据SINS和GPS的导航功能互补的特点，取长补短，构成一个有机的整体，提高系统的整体导航精度及导航性能以及空中对准和再对准的能力。
GPS接收机在惯导位置和速度信息的辅助下，也将改善捕获、跟踪和再捕获能力，并在卫星分布条件差或可见星少的情况下导航精度不致下降过大。
由于优点显著，SINS /GPS组合系统被一致认为是飞行载体最理想的组合导航系统。
2)系统基本构成组合导航系统的基本组成如图 1 所示。
在图 1 中，只保留惯性导航系统、卫星导航系统与信息融合系统，就构成惯性/ 卫星组合导航系统的基本组成。
其中惯性导航系统有陀螺稳定平台导航系统与捷联惯性测量组合导航系统 2 种类型。
捷联惯性测量组合精度较低，一般仅在中近程空间飞行器上使用。
《惯性导航系统快速传递对准技术》记录
《惯性导航系统快速传递对准技术》阅读笔记1. 惯性导航系统快速传递对准技术概述惯性导航系统(Inertial Navigation System,简称INS)是一种利用陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器实时测量物体的角速度、加速度和磁场等信息，从而计算出物体的位置、速度和姿态等参数的导航系统。
在军事、航空、海洋、航天等领域，惯导系统具有重要的应用价值。
由于大气层扰动、地球自转引起的误差等因素，惯导系统在实际应用中可能会出现较大的误差。
为了提高惯导系统的精度和稳定性，快速传递对准技术应运而生。
快速传递对准技术是指通过一种特殊的方法，使惯导系统中的参考站与待测站之间的相对位置发生变化，从而实现对惯导系统参数的修正。
这种方法具有操作简便、效率高、精度高等优点，可以有效地减小惯导系统误差，提高导航精度。
快速传递对准技术已经广泛应用于各类惯导系统，如地面空中水下空间惯导系统等。
1.1 研究背景与意义随着科技的飞速发展，惯性导航系统（INS）在各种领域的应用越来越广泛，如航空航天、自动驾驶汽车、机器人等。
惯性导航系统的主要功能是通过陀螺仪和加速度计等惯性测量器件来测量和计算物体在空间中的位置和运动状态。
由于惯性导航系统的自主性较强，且会受到各种环境因素如温度、振动等的影响，使得其初始对准时间较长，精度受到一定程度的影响。
如何提高惯性导航系统的快速传递对准技术，缩短对准时间，提高对准精度，成为了当前研究的热点问题。
快速传递对准技术的提高对于提高惯性导航系统的性能具有重要意义。
它可以有效地缩短系统的初始对准时间，提高系统的快速反应能力。
这对于一些需要快速响应的应用场景，如军事机动、灾难救援等，具有重要的实用价值。
快速传递对准技术可以提高系统的定位精度和导航精度，这对于提高导航系统的可靠性和稳定性至关重要。
随着科技的发展，惯性导航系统正朝着更高精度、更高集成度的方向发展。
研究和发展快速传递对准技术，对于推动惯性导航系统的技术进步和产业升级具有深远的意义。
基于矩阵卡尔曼滤波的捷联惯导初始对准算法
基于矩阵卡尔曼滤波的捷联惯导初始对准算法
捷联惯导初始对准算法是一种基于矩阵卡尔曼滤波的高精度的惯导初始对准算法。
它是一种先进的、高效的应用于初始对准的滤波技术，应用于惯性导航系统初始对准。
它能够实现与惯导导航系统互补度高的高精度初始对准，能够在最短的时间内完成初始对准过程，而不幸平整受到静止不动传感器环境下初始对准时可能会出现的误差。
捷联惯导初始对准算法使用矩阵卡尔曼滤波器来实现惯性导航系统的初始对准程序。
它通过滤波器的三个输入，即惯性状态在轴的无功力转角，动力转角以及时间戳来更新滤波器内部的状态变量。
经过滤波器的更新，可以更准确的估计出惯性导航系统的部件的状态。
捷联惯导初始对准算法采用的是自适应滤波器以得到最佳的估计结果，滤波器使用不同参数，依据惯性状态变化进行更新，以实现最佳估计效果。
算法采用时间戳与惯性状态变化来校正滤波器估计值，以提高算法的准确度，这使得捷联惯导初始对准算法成为高效的惯性导航系统初始对准方法。
从整个初始对准过程来看，捷联惯导初始对准算法比传统惯性导航系统的初始对准方法提供了更高精度的估计结果，并且能够在较短的时间内完成初始对准工作，在很大程度上减少了初始对准所耗费的时间，有效地缩短了惯性导航系统可用性时间。
卡尔曼滤波在捷联惯导系统初始对准中的应用
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捷联惯性导航系统中。 关键词 ： 卡尔曼滤波 ； 捷联惯导系统 ； 初始对准； 加速度计
中 图 分 类 号 ： ２９ ３ Ｖ ４ ．２ 文 献标 识码 ： Ａ
Ａｐ ｌ ａ ｉ ｎ ｏ ｌ ａ ｉ ｅ ｎ ｔ ｌ ｉ ｎ ｅ ｔｏ ｔ ａ ｄ ｗｎ Ｉ ｐ ｉ ｔ ｆＫａｍ ｎ Ｆ ｌ ｒ ｉ Ｉ ｉ ａ ｇ ｍ ｎ ｆＳ ｒ ｐ ｏ ＮＳ ｃ ｏ ｔ ｎ ｉ Ａｌ
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维普资讯
第２ 卷 第９ ５ 期
文 章 编 号 ：０ ６－９４ （ ０ ８ ０ ０ ４ １０ ３ ８ ２ ０ ）９－ ０ ６—０ ４
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卡 尔曼 滤 波在 捷 联 导 系 始 对 准 中 的应 用 惯 统初
周 亢 ， 闫建 国
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定位定向设备纯惯性导航下的高精度输出设计
定位定向设备纯惯性导航下的高精度输出设计摘要:本文阐述了定位定向设备在纯惯导环境下的工作原理及性能缺陷，通过在传统惯性导航系统基础上增加高程计、高精度气压传感器、设置惯性导航定位信息的权重，提高定位定向设备在天向速度和海拔高度方向上输出的稳定性和有效性，为定位定向设备适应复杂环境作战提供了实现途径。
关键词:定位定向设备高程计光纤陀螺仪加速度计1引言定位定向设备是一种通过多信息融合技术实现对方位、姿态、速度、位置和时间信息的高精度终端测量设备,对于武器系统间主从作战、精密武器的追踪投放等有重大意义[1]。
目前，定位定向设备常见的导航技术包括卫星导航和纯惯导导航。
卫星导航是目前常用的导航技术，但是，卫星导航是脆弱的，在战争时期容易受到敌方操控而受到欺骗、因为地理环境而定位失灵。
在此环境下，纯惯导导航技术成为最可靠的导航方式[2]。
纯惯性导航是一种基于定位定向设备自身的完全自主化导航方式，不受卫星信号和收星情况的干扰。
在实际的工程应用中，定位定向设备的纯惯导导航技术存在输出误差随时间而累积的问题[3]。
2定位定向设备组成定位定向设备是以牛顿力学定律为基本原理，利用惯性测量元件（光纤陀螺仪和加速度计）建立参考坐标系后测量战车运动参数，再由导航计算机进行积分运算，获得战车姿态[4]。
其中，光纤陀螺仪通过测量地球自转角速率在其敏感轴上的与北向之间的夹角，获得战车航向角信息。
由于陀螺仪的漂移将使测角误差随时间成正比地增大、高度定位误差呈现发散态[5]，为解决此问题，本系统在传统惯性导航系统基础上增加高程计、高精度气压传感器、设置惯性导航定位信息的权重，以望实现定位定向设备在纯惯导情况下的高精度输出。
高程计是利用大气压力的变化规律，来测量所在地的海拔高度和所在地的大气压变化，以及测量因地域变化发生的相对高度变化。
借助于气压高度计的阻尼作用，经过温度等大气参数补偿，气压数据校准，数据滤波等处理，能有效抑制定位定向设备在高度方向的发散态。
高精度卫星定位技术误差分析与改进策略
高精度卫星定位技术误差分析与改进策略高精度卫星定位技术是现代导航和地理信息系统中的关键技术之一，它通过接收卫星信号来确定接收器在地球上的精确位置。
随着科技的发展，高精度卫星定位技术在各个领域，如测绘、交通、农业、事等，都发挥着越来越重要的作用。
然而，这项技术在实际应用中仍然面临着多种误差源，这些误差源可能会影响到定位的精度和可靠性。
本文将探讨高精度卫星定位技术中的误差分析，并提出相应的改进策略。
一、高精度卫星定位技术概述高精度卫星定位技术主要依赖于全球导航卫星系统（GNSS），如的全球定位系统（GPS）、俄罗斯的格洛纳斯（GLONASS）、欧洲的伽利略（Galileo）和中国的北斗导航系统（BDS）。
这些系统通过发射卫星信号，使得地面接收器能够计算出其位置、速度和时间。
1.1 卫星定位技术原理卫星定位技术基于三角测量原理，即通过测量接收器与至少四颗卫星之间的距离，来确定接收器在三维空间中的位置。
接收器通过计算信号传播时间来确定距离，而信号的传播时间与卫星和接收器之间的距离成正比。
1.2 定位技术的应用场景高精度卫星定位技术在多个领域有着广泛的应用，包括但不限于：- 测绘工程：用于地形测绘、土地规划和工程建设。
- 交通导航：提供车辆定位、路线规划和实时导航服务。
- 精准农业：指导农业机械进行精确播种、施肥和收割。
- 事应用：用于定位、导航和武器制导。
二、高精度卫星定位技术的误差分析尽管高精度卫星定位技术在理论上可以提供非常精确的位置信息，但在实际应用中，多种误差源会影响定位的精度。
2.1 卫星误差卫星误差主要包括卫星轨道误差和卫星钟差。
卫星轨道误差是由于卫星轨道模型与实际轨道之间的偏差造成的，而卫星钟差则是由于卫星时钟与标准时间之间的偏差造成的。
2.2 信号传播误差信号传播误差主要包括电离层延迟和对流层延迟。
电离层延迟是由于卫星信号在通过电离层时受到电子密度变化的影响，导致信号传播速度的变化。
对流层延迟则是由于信号在通过对流层时受到温度、湿度和大气压力变化的影响。
北航卡尔曼滤波课程-捷联惯导静基座初始对准试验
卡尔曼滤波实验报告捷联惯导静基座初始对准实验一、实验目的①掌握捷联惯导的构成和基本工作原理；②掌握捷联惯导静基座对准的基本工作原理；③了解捷联惯导静基座对准时的每个系统状态的可观测性；④了解双位置对准时系统状态的可观测性的变化。
二、实验原理选取状态变量为：X = [6匕5匕+E+N乎U v x \ e X£y£J，其中导航坐标系选为东北天坐标系，5V 为东向速度误差，5V 为北向速度误差，乎 为东 向姿态误差角，*, 为北向姿态误差角,乎〃为天向姿态误差角,V ,为北向加速度偏置，£x 为东向陀螺漂移，8,为北向陀螺漂移，£Z为天向陀螺漂移。
则 系统的状态模型为：X = AX + W(1)其中0 2。
sin L0 - g 0 C C 00 0 1112-2。
sin L0 g 0 0 C C 0 021 22 00 0。
sin L -。
cos L 0 0 C C C 1112 13 0 0 -。
sin L 0 00 0 C C C 21 22 230 0 。
cos L 0 0 0 0 C C C A =31 32330 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 00 0 0 0 0 0 0 0 0 00 0 0 0 0 0 0 0 0 0_0 _W = [W W W W W 0 0 0 0 0]T ，W ……W 为零均值高斯55* + 45乎白噪声，分别为加速度计误差和陀螺漂移的噪声成分，。
为地球自转角速度，C 为姿态矩阵C 中的元素，L 为当地纬度。
量测量选取两个水平速度误差：Z = [5V 5V ]叽 则量测方程为: E N即 Z = HX +n斯白噪声。
要利用基本卡尔曼滤波方程进行状态估计，需要将状态方程和量测方程进行离散化。
系统转移矩阵为:工 T 2 , T 3 ,① =I + TA + — A 2 + — A 3 + ♦…k / k -1k -1 2! k -13! k -1V x 为东向加速度偏置，5 V ]E5 V0 0 1000 0000 00(2)其中，H 为量测矩阵，“=%丑N 》为量测方程的随机噪声状态矢量，为零均值高« Tn/ =工——A k -1其中，T为采样间隔。
北航惯性导航综合实验五实验报告
惯性导航技术综合实验实验五惯性基组合导航及应用技术实验惯性/卫星组合导航系统车载实验一、实验目的①掌握捷联惯导/GPS组合导航系统的构成和基本工作原理；②掌握采用卡尔曼滤波方法进行捷联惯导/GPS组合的基本原理；③掌握捷联惯导/GPS组合导航系统静态性能；④掌握动态情况下捷联惯导/GPS组合导航系统的性能。
二、实验内容①复习卡尔曼滤波的基本原理（参考《卡尔曼滤波与组合导航原理》第二、五章）；②复习捷联惯导/GPS组合导航系统的基本工作原理（参考以光衢编著的《惯性导航原理》第七章）；三、实验系统组成①捷联惯导/GPS组合导航实验系统一套；②监控计算机一台。
③差分GPS接收机一套；④实验车一辆；⑤车载大理石平台；⑥车载电源系统。
四、实验内容1）实验准备①将IMU紧固在车载大理石减振平台上，确认IMU的安装基准面紧靠实验平台；②将IMU与导航计算机、导航计算机与车载电源、导航计算机与监控计算机、GPS接收机与导航计算机、GPS天线与GPS接收机、GPS接收机与GPS电池之间的连接线正确连接；③ 打开GPS 接收机电源，确认可以接收到4颗以上卫星； ④ 打开电源，启动实验系统。
2） 捷联惯导/GPS 组合导航实验① 进入捷联惯导初始对准状态，记录IMU 的原始输出，注意5分钟内严禁移动实验车和IMU ；② 实验系统经过5分钟初始对准之后，进入导航状态； ③ 移动实验车，按设计实验路线行驶；④ 利用监控计算机中的导航软件进行导航解算，并显示导航结果。
五、 实验结果及分析(一) 理论推导捷联惯导短时段（1分钟）位置误差，并用1分钟惯导实验数据验证。
1、一分钟惯导位置误差理论推导：短时段内（t<5min ），忽略地球自转0ie ω=，运动轨迹近似为平面1/0R =，此时的位置误差分析可简化为：（1） 加速度计零偏∇引起的位置误差：210.88022t x δ∇==m （2） 失准角0φ引起的误差：202 0.92182g t x φδ==m （3） 陀螺漂移ε引起的误差：330.01376g t x εδ==m 可得1min 后的位置误差值123 1.8157m x x x x δδδδ=++= 2、一分钟惯导实验数据验证结果：（1）纯惯导解算1min 的位置及位置误差图：lat0.01s 度lon0.01s度北向位移误差0.01sm 东向位移误差0.01sm（2）纯惯导解算1min 的速度及速度误差图：-100-50050Vx0.01s m /s020406080Vy0.01sm /s100020003000400050006000-0.4-0.3-0.2-0.10Vx 误差0.01s m /s100020003000400050006000-0.1-0.0500.050.1Vy 误差0.01sm /s实验结果分析：纯惯导解算短时间内精度很高，1min 的惯导解算的北向最大位移误差-2.668m ，东向最大位移误差-8.231m ，可见实验数据所得位置误差与理论推导的位置误差在同一数量级，结果不完全相同是因为理论推导时做了大量简化，而且实验时视GPS 为真实值也会带来误差；另外，可见1min 内纯惯导解算的东向速度最大误差-0.2754m/s ，北向速度最大误差-0.08027m/s 。
kalman复习题【秘籍】
9、静基座对准通常选取哪几个状态变量，哪几个可观测度低，如何提高它们的可观测度？ 静基座初始对准方案？ 答： 1）在惯到系统进入导航工作状态前建立起导航坐标系
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εE，▽x ，▽y 不可观测，εz 可观测度很小 0.0005 三轴摇摆提高了两个水平加计的可观测度 匀速运动各个状态变量的可观测度与静基座基本相同 线加速运动可大大提高方位失准角的可观测度，不能提高▽x ， ▽y 计偏置的可观测 度 三轴摇摆与线加速运动组合各个状态的可观测度都得到提高 航向变化与线加速运动组合各个状态的可观测度最高 2）采用 KALMAN 滤波进行初始对准，就是将平台误差角 ΨN，ΨE，ΨD 从随机误差和 随机干扰中估计出来， 通过系统的校正使平台坐标系与导航坐标系对准；同时，尽可能估 计出陀螺漂移和加速度计偏置；时间不长，因此陀螺漂移和加速度计偏置可看作常值；根据 分离定理，对随机系统和最优估计和最优控制 可以分开单独考虑，故可用卡尔曼滤波器对 平台误差角及惯性仪表的误差进行单独研究。 10、 为什么要进行动基座对准？动基座对准的最优机动方式？ 静基座初始对准适用于线性定常系统，分析和研究简单。而对于非线性时变系统，存在 不确定性随机干扰、噪声统计模型不准的情况下，就要采用动基座对准。 S 机动为动基座对准的最优机动方式；全部状态变量都能得到较好的估计；估计精度还 与载体 S 机动的机动程度有关。 动基座可观测性：惯导动基座对准为线性时变系统，可观测性分析十分复杂；PWCS 可 观测性分析理论与方法可确定状态是否可观测， 无法确定状态的可观测程度； 状态的可观测 程度才是真正反映卡尔曼滤波中状态变量估计的速度和精度； 基于特征值和特征向量的可观 测度分析方法， 可以确定 状态变量的可观测程度， 但是必须在滤波解算之后， 计算量巨大； 基于奇异值的可观测度分析方法，直接利用可观测矩阵实现系统的可观测度分析。 11、什么是捷联惯性导航系统(SINS)初始对准？2)按照对准阶段 SINS 初始对准可分为哪两 类，各自的含义是什么？3)采用卡尔曼滤波进行 SINS 静基座初始对准时(导航坐标系为东 北天地理坐标系)，状态变量通常包含哪些内容？ 答：1）SINS 初始对准就是获得载体的初始速度、初始位置和初始姿态； 2） 按对准的阶段 SINS 初始对准可分为粗对准和精对准。 粗对准是利用陀螺与加速度计 的信息，通过解析的方法快速计算出粗略的初始姿态；而精对准是在粗对准的基础上，以加 速度计信息或零速为观测量， 采用状态估计器估计粗对准的误差， 进而精确的确定初始姿态； 3）采用卡尔曼滤波进行 SINS 静基座初始对准时，状态变量通常包含 10 个变量，具体 为： 状态变量
捷联式惯性导航系统
1 绪论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]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。
惯性导航系统：导航不再非卫星不可
FPGA作为主控制器进行实时数据采集和通信，以NIOSII软核处理器进行 惯性传感器的数据采集和处理。描述了系统的总体结构和利用六位置法 争转台实验对惯性器件进行了补偿算法的研究。通过六位置法和转台实 验的测试，对应原理样机的实测数据与补偿后的结果，验征了惯
惯性导航技术的理论技术是什么？ 惯性导航系统的工作机理是建立在牛顿经典力学的基础上的。牛顿定律告诉
人们：一个物体如果没有外力作用，将保持静止或匀速直线运动；而且 ，物体的加速度正比于作用在物体上的外力。如果能够测量得到加速度 ，那么通过加速度对时间的连续数学积分就可计算得到物体的速度和位 置的变化。
惯性导航技术的特点是什么？ 不同于其他类型的导航系统，惯性导航系统是完全自主的，它既不向外部发
射信号，也不从外部接收信号。惯性导航系统必须精确地知道在导航起 始时运载体的位置，惯性测量值用来估算在启动之后所发生的位置变化
除了改进惯导系统中的陀螺仪等设备，还有没有其它办法解决惯性导航长时 间工作的精度问题？
惯性导航统有什么缺点？ 其缺点是：1、由于导航信息经过积分而产生，定位误差随时间而增大，长
期精度差；2、每次使用之前需要较长的初始对准时间；3、设备的价格 较昂贵；4、不能给出时间信息。
惯性导航系统的工作原理是什么？ 惯性导航系统属于推算导航方式，即从一已知点的位置根据连续测得的运动
体航向角和速度推算出其下一点的位置，因而可连续测出运动体的当前 位置。惯性导航系统中的陀螺仪用来形成一个导航坐标系，使加速度计 的测量轴稳定在该坐标系中，并给出航向和姿态角；加速度计用来测量 运动体的加速度，经过对时间的一次积分得到速度，速度再经过对时间 的一次积分即可得到距离
无迹卡尔曼滤波器在惯导初始对准中的应用研究
均值 和方 差 的估计 精度与 二阶泰勒级 数展开相 当 ， 而 Ｅ Ｆ只能达 到一阶 的精度 。 Ｋ Ｋ Ｕ Ｆ算法实现 见图 ｌ 。
幂 ，这是 一件计算 复杂 、极 易 出错 的工作 。 自上世 纪９ Ｏ年代 中期 以来 ， 非线性估 计理论 出现 了重大 突 破 ，人们抛弃 了传统 的非线性 模型 Ｔ ｙｏ 展 开近似 ａ ｌｒ
采 用 传统 的线性 对 准模 型 就 会产 生 无 法 忽 略 的误
差 ，因此需要 建立非线 性对 准模型 。 虽然 把 扩展 卡尔 曼 滤 波器 （ ｘｅ ｄｄ Ｋ ｌ ｎ Ｅ ｔ ｅ ａｍａ ｎ Ｆｌ ｒ Ｋ ｉｅ，Ｅ Ｆ）应用于 非线性 系统 的状 态估计 已经得 ｔ
摘 要 ：滤波技 术在惯导 系统 初始对 准中的应用 是一 项重要的研究内容 ，随着非线性滤波技术的发展 ，如何 通
过新的滤波技术来提高初 始对 准的性能 近年来得 到了广泛 关注。文章针对可扩展卡尔曼滤波器存在着计算复杂 和滤波不稳定的缺点 ，尝试了一种 新的非线性滤波器——无迹卡尔曼滤波器 。针对所采用的非线性初始对准模 型的特点 ，对无迹 卡尔 曼滤波 器进行 了简化 ，将 简化后 的无迹 卡尔曼滤波器应用 于非线性 初始对准中 ，得到了
始对 准的效果 是提高快 速反应 能力 的重 要保证 【 ｌ ｌ。 也
力学模 型在 当前状态估 计值处进 行 Ｔ ｙｏ 展 开线性 ａ ｌｒ
化 ，并将量测 模 型在状态 一步预测处 进行 Ｔ ｙｏ 展 ａ ｌｒ
初始 对准过程 可 以分 为 自对准 和传递 对准 。两 种方
法都存 在各种 系统误差 和随机误差 ，限制惯性 导航 系统 的对准精度 。这些误 差包括 惯性敏感 器误差 、 由传输延 迟引起 的数据延 迟误差 、 信号 的量化 误差 、
惯性卫星导航系统实际导航性能评估算法
0 引言随着航空产业蓬勃发展，空中交通日益繁忙。
为了提高空域利用率并降低飞行成本，国际民航组织提出了基于性能的导航（Performance Based Navigation，PBN）的概念，发布了基于性能导航手册（ICAO 9613）用以规范区域导航的命名、技术标准等[1]。
在这一体系下，飞机由传统的依靠地面导航设施逐个导航点向台、背台飞行，转变为实施区域导航（Area Navigation，RNAV），即在导航信号范围内按照优化的航迹进行飞行，从而减少了对陆基导航设施的依赖，提高了空域容量。
在RNAV 的基础上增加监视和告警功能，即为所需导航性能（Required Navigation Performance，RNP）。
传统导航、RNAV、RNP 的对比如图1所示[2]。
在RNP 运行体系下，导航由对特定导航设备的要求转变为对导航系统的性能要求。
其中对精度要求为：在至少95%概率下，导航系统的误差不大于RNP 规定的门限值[3-4]。
因此，为了保证飞机安全飞行，要对其导航系统的性能进行评估,指标为实际导航性能（Actual Navigation Performance, ANP）。
图1 传统导航、RNAV 和RNP目前飞机主流的导航设施有惯性导航、卫星导航、测距仪、甚高频全向信标等。
在RNP 精度、完好性、连续性、可用性的相关要求下，单一导航系统无法满足要求，因而常将不同体制的导航系统进行组合。
其中惯性导航不需要外来信息，也不向外辐射信息，可自主隐蔽工作，且输出信息齐全，但是其导航误差随时间积累。
卫星导航根据接收到的导航信号解算载体的位置速度，长期稳定性好，但是易受干扰和认为控制。
惯性/navigation satellite system(GNSS) integrated navigation is the key to ensure the required navigation performance (RNP) of aircraft and aviation operation safety. In this paper, the Actual Navigation Performance algorithm of the INS/GNSS integrated navigation is proposed. The position covariance matrix of the Kalman Filter is analyzed, and the error ellipse is solved by combing the two-dimensional Gaussian distribution characteristics of navigation data. According to the characteristics of the probability distribution, the error ellipse is converted into a 95% probability error circle, and then the ANP value is calculated. Finally, the INS/GNSS integrated navigation data is used to implement a simulation. The result shows that this method is feasible and convenient for engineering practice. Keywords ：INS/GNSS integrated navigation;Kalman Filter;Gaussian distribution; 95% probability error circle;actual navigation performanceˆ[,,,,,,,,,,,]T VE VN E N U bx by bz x y L δδλδδφφφεεε∇∇x式中，,L δδλ为纬度误差、经度误差，,VE VN δδ为东向速度误差、北向速度误差，,,E N U φφφ为平台误差角，,,bx by bz εεε为陀螺随机漂移，,x y ∇∇为加速度计零偏。
北航惯性导航综合实验五实验报告
惯性导航技术综合实验实验五惯性基组合导航及应用技术实验惯性/卫星组合导航系统车载实验一、实验目的①掌握捷联惯导/GPS组合导航系统的构成和基本工作原理；②掌握采用卡尔曼滤波方法进行捷联惯导/GPS组合的基本原理；③掌握捷联惯导 /GPS组合导航系统静态性能；④掌握动态情况下捷联惯导 /GPS组合导航系统的性能。
二、实验内容①复习卡尔曼滤波的基本原理（参考《卡尔曼滤波与组合导航原理》第二、五章）；②复习捷联惯导/GPS组合导航系统的基本工作原理（参考以光衢编著的《惯性导航原理》第七章）；三、实验系统组成①捷联惯导/GPS组合导航实验系统一套；②监控计算机一台。
③差分GPS接收机一套；④实验车一辆；⑤车载大理石平台；⑥车载电源系统。
四、实验内容1）实验准备①将IMU紧固在车载大理石减振平台上，确认IMU的安装基准面紧靠实验平台；② 将IMU 与导航计算机、导航计算机与车载电源、导航计算机与监控计算机、GPS 接收机与导航计算机、GPS 天线与GPS 接收机、GPS 接收机与GPS 电池之间的连接线正确连接；③ 打开GPS 接收机电源，确认可以接收到4颗以上卫星； ④ 打开电源，启动实验系统。
2） 捷联惯导/GPS 组合导航实验① 进入捷联惯导初始对准状态，记录IMU 的原始输出，注意5分钟内严禁移动实验车和IMU ；② 实验系统经过5分钟初始对准之后，进入导航状态； ③ 移动实验车，按设计实验路线行驶；④ 利用监控计算机中的导航软件进行导航解算，并显示导航结果。
五、 实验结果及分析(一) 理论推导捷联惯导短时段（1分钟）位置误差，并用1分钟惯导实验数据验证。
1、一分钟惯导位置误差理论推导：短时段内（t<5min ），忽略地球自转0ie ω=，运动轨迹近似为平面1/0R =，此时的位置误差分析可简化为：（1） 加速度计零偏∇引起的位置误差：210.88022t x δ∇==m （2） 失准角0φ引起的误差：202 0.92182g t x φδ==m （3） 陀螺漂移ε引起的误差：330.01376g t x εδ==m 可得1min 后的位置误差值123 1.8157m x x x x δδδδ=++= 2、一分钟惯导实验数据验证结果：（1）纯惯导解算1min 的位置及位置误差图：lat0.01s 度lon0.01s度北向位移误差0.01sm 东向位移误差0.01sm（2）纯惯导解算1min 的速度及速度误差图：-100-50050Vx0.01s m /s020406080Vy0.01sm /s100020003000400050006000-0.4-0.3-0.2-0.10Vx 误差0.01s m /s100020003000400050006000-0.1-0.0500.050.1Vy 误差0.01sm /s实验结果分析：纯惯导解算短时间内精度很高，1min 的惯导解算的北向最大位移误差-2.668m ，东向最大位移误差-8.231m ，可见实验数据所得位置误差与理论推导的位置误差在同一数量级，结果不完全相同是因为理论推导时做了大量简化，而且实验时视GPS 为真实值也会带来误差；另外，可见1min 内纯惯导解算的东向速度最大误差-0.2754m/s ，北向速度最大误差-0.08027m/s 。
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
新一代精确制导武器用的卫星定位惯性导航组合
新一代精确制导武器用的卫星定位/惯性导航组合卫星定位/惯性导航（GPS/INS）组合制导技术，是目前最先进的、全天候、自主式制导技术，有广泛应用前景，是国外正在发展的第四代中/远距精确制导空地武器、尤其是第四代精确制导炸弹普遍采用的一项关键技术。
最早采用GPS/INS组合制导技术的机载精确制导武器，是美国海军的舰载攻击机A-7E装备使用的“斯拉姆”（SLAM）AGM-84E空舰导弹。
该弹采用GPS/INS组合制导为中段制导，红外成像加视频数据链遥控为末段制导，在1991年初爆发的海湾战争中，以其很高的命中精度取得引人注目的战绩。
海湾战争之后该弹的改进型——“增敏斯拉姆”（SLAM-ER）AGM-84H和“大斯拉姆”（Grand SLAM）空舰导弹，中段制导均采用GPS/INS组合制导。
目前已经采用GPS/INS组合制导技术的新一代机载精确制导空地武器有：美国的AGM-86C空射巡航导弹、AGM-130空地导弹、 AGM-142空地导弹、CBU-97/B传感器引爆（SFW）子母炸弹和GBU-29/31“杰达姆”（JDAM）制导炸弹。
“杰达姆”由B-2A隐身战略轰炸机携带，首次大量用于1999年3月24日至6月10日对南联盟持续78天的狂轰滥炸中，并于5月8日野蛮轰炸我驻南使馆。
计划加装该组合制导的机载精确制导武器有：AGM-154“杰索伍”（JSOW）联合防区外发射武器、“贾斯姆”（JASSM）联合防区外空地导弹和“杰达姆”（JDAM）第2、3阶段制导炸弹等。
一、全球定位系统（GPS）技术美国1993年建成的“全球定位系统”（GPS），是美国国防部管理的军民两用的天基无线电导航系统。
它由导航星座、地面控制站和用户定位接收机组成。
导航星座目前由24颗卫星组成，其中有21颗工作卫星和3颗备用卫星，在离地高度约20183千米处有6个椭圆形轨道平面，轨道倾角55°，均匀分布4颗卫星，运行周期12小时/转，3颗卫星的覆盖区域超过全球，故使全球各地用户至少可同时接收到6颗卫星播发的导航信号，最多可同时接收11颗卫星播发的导航信号。