基于GPS的捷联惯导系统误差校正研究_徐梓峰

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舰船捷联式惯性导航系统传递对准误差的一种补偿方法

舰船捷联式惯性导航系统传递对准误差的一种补偿方法
朱玲;陈宏
【期刊名称】《舰船导航》
【年(卷),期】2003(000)006
【摘要】本文涉及捷联惯性导航系统的传递对准问题，特别是减少由测量时间延迟和船体挠曲所引起的对准误差。

推导出了一种基于延迟状态增强和DCM(方向余弦矩阵)部分匹配的误差补偿方法。

通过把非线性测量方程相对于时间进行线性化和给常规线性状态方程添加延迟状态，先推导出速度和姿态匹配传递对准系统的线性化误差模型；然后适当结合DCM部分匹配方法到以减少船舶Y轴挠曲效应，仿真结果表明本方法能够大大减少姿态对准误差。

【总页数】9页(P20-28)
【作者】朱玲;陈宏
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】U666.12
【相关文献】
1.捷联式惯性导航系统误差处理技术的新进展
2.磁航向误差对空投惯性导航系统传递对准精度的影响
3.基于逆向导航算法的捷联式惯性导航系统改进优化对准方法
4.船用惯性导航系统姿态测量误差辨识及其补偿方法研究
5.激光陀螺捷联惯性导航系统中惯性器件误差补偿技术
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捷联惯导系统中补偿安装误差的优化算法研究

捷联惯导系统中补偿安装误差的优化算法研究
张慧;曹咏弘;马铁华;范锦彪
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2009(029)002
【摘要】在无陀螺捷联惯导系统中,以高自旋弹丸运动姿态测试为研究背景,针对以往解算载体角速度精度不高,导航误差随时间积累较快的问题,提出一种新的十二加速度计配置方案.并在此方案下采用了一种提高角速度解算精度的优化算法,该方法运用阻尼高斯牛顿迭代法对加速度计的安装误差进行补偿修正.进行相应的仿真试验,并与理论值进行误差分析,证实了该方案的可行性和算法的有效性.
【总页数】3页(P31-33)
【作者】张慧;曹咏弘;马铁华;范锦彪
【作者单位】中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室,太原,030051;中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室,太原,030051;中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室,太原,030051;中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室,太原,030051
【正文语种】中文
【中图分类】V249.322
【相关文献】
1.捷联惯导系统的圆锥误差补偿算法研究 [J], 刘危;解旭辉;李圣怡
2.半捷联惯导系统轴向角度安装误差分析与补偿 [J], 张樨;李杰;侯利朋;祝敬德;秦
丽
3.一种新的捷联惯导系统圆锥误差补偿算法研究 [J], 程承;潘泉;李汉舟
4.捷联惯导系统划桨效应补偿算法研究 [J], 舒东亮;秦永元;孙丽
5.超音速捷联惯导系统圆锥误差补偿算法研究 [J], 仝浩;于云峰;郝福建;蔡毅因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

捷联惯导系统加速度计标度因数和安装误差的试验标定

捷联惯导系统加速度计标度因数和安装误差的试验标定
杨常松;徐晓苏
【期刊名称】《测控技术》
【年(卷),期】2005(024)012
【摘要】研究了捷联惯导系统惯性测量组合中加速度计标度因数和安装误差的标定问题.对捷联惯性测量组合中3路加速度计建立了输出模型,提出了在三轴转台上采用多位置试验对加速度计标度因数和安装误差进行标定的方法.实验表明,本方法能够有效地标定出惯性测量组合中加速度计的标度因数和安装误差,具有较高的精度,对提高捷联惯导系统的精度有着重要的作用.
【总页数】3页(P57-59)
【作者】杨常松;徐晓苏
【作者单位】东南大学,仪器科学与工程系,江苏,南京,210096;东南大学,仪器科学与工程系,江苏,南京,210096
【正文语种】中文
【中图分类】U666.16
【相关文献】
1.基于谐波分析的捷联惯导系统加速度计组件标定技术 [J], 杨鹏翔;秦永元;李旦;周琪
2.一种捷联惯导系统加速度计时间延迟参数标定方法 [J], 邵会兵;王彬;申亮亮
3.无陀螺捷联惯导系统加速度计安装误差研究 [J], 汪小娜;王树宗;朱华兵
4.捷联惯导系统陀螺安装误差的精确标定方法 [J], 万彦辉;裴听国;秦永元
5.光纤捷联惯导系统加速度计内杆臂标定方法 [J], 周广涛;许伟通;叶攀
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捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究

捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究引言捷联惯导与组合导航系统是一种集捷联惯导和其他导航传感器（如GPS、气压计、陀螺仪等）的优势于一体的导航系统，具有在惯导滞后情况下实现导航信息快速、准确更新的优势。

为了确保导航精度和可靠性，捷联惯导与组合导航系统的初始对准是不可或缺的关键技术之一。

本文将重点探讨捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术的研究。

一、捷联惯导与组合导航系统概述捷联惯导与组合导航系统是一种通过融合多种导航传感器测量数据来计算导航解的导航系统。

其中，捷联惯导通过惯性导航算法利用加速度计和陀螺仪提供的姿态、速度和位移信息进行导航计算，而组合导航则通过融合GPS和其它传感器的信息来修正惯导的误差，提供更准确的导航结果。

二、初始对准技术的研究现状初始对准技术在捷联惯导与组合导航系统中起到了决定性的作用，对其精度和可靠性具有重大影响。

目前，针对初始对准技术的研究主要集中在以下几个方面：1. 惯性传感器标定：惯导系统的精度和准确性直接依赖于惯性传感器的性能。

因此，对于惯导系统而言，惯性传感器的标定至关重要。

传感器标定主要涉及惯性传感器的误差估计、参数校准和标定方法等。

2. 导航状态估计算法：捷联惯导与组合导航系统的核心是导航状态估计算法。

目前常用的算法包括扩展卡尔曼滤波（EKF）、无迹卡尔曼滤波（UKF）以及粒子滤波（PF）等。

这些算法通过融合多种传感器的信息，实现对导航状态的准确估计。

3. 高精度传感器融合：为了提高初始对准的精度和可靠性，可以考虑使用更高精度的传感器，如高精度的加速度计和陀螺仪。

此外，对于GPS系统而言，使用双频技术和高精度的差分GPS技术可以进一步提高导航精度。

三、捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究在捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术的研究中，可以采用以下方法来提高初始对准的精度和可靠性：1. 多目标标定方法：采用多目标标定方法来标定捷联惯导系统中的惯性传感器。

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MEMS的捷联式惯导的初始对准研究的开题报告

基于MEMS的捷联式惯导的初始对准研究的开题报告一、课题名称:基于MEMS的捷联式惯导的初始对准研究二、课题背景:捷联式惯性导航系统（INS）是一种能够确定飞行器位置、姿态和速度等参数的关键技术。

INS通常由陀螺仪和加速度计组成，通过测量飞行器在空间中的旋转和加速度来估计其位置和姿态。

传统的INS采用了机械式陀螺仪和加速度计，具有高精度和可靠性，但是成本昂贵且体积庞大。

近年来，基于MEMS技术的惯性传感器因其小型化、低成本和低功耗等优点而越来越受到关注。

因此，开发基于MEMS的捷联式INS在轻型飞行器中的应用具有重要意义。

初始对准是INS的一个重要过程，是使INS能够在没有先验信息的情况下确定其位置、速度和姿态的过程。

在初始对准中，通常需要使用地面测量设备或GPS等辅助手段来提供先验信息。

但是，在某些环境下，这些手段可能无法使用或精度不够高。

因此，开发无需外部辅助手段的初始对准算法，对于实现高精度的INS非常重要。

三、研究内容:本课题旨在研究基于MEMS技术的捷联式INS的初始对准问题，具体内容包括：1. 设计基于MEMS技术的捷联式INS硬件平台，包括陀螺仪、加速度计和数据采集系统等组件。

2. 提出基于MEMS技术的捷联式INS的初始对准算法，包括零偏校正、初始校正和姿态校正等环节。

3. 搭建实验平台，进行基于MEMS的捷联式INS初始对准算法的验证和实现。

四、研究意义:本课题的主要意义在于：1. 开发基于MEMS技术的捷联式INS对轻型飞行器进行导航和定位。

2. 通过研究基于MEMS的捷联式INS初始对准算法，降低INS对外部辅助手段的依赖，提高其精度和可靠性。

3. 探索MEMS技术在惯性导航领域的应用，促进相关技术的发展和应用。

五、研究方法和技术路线:本课题的研究方法和技术路线包括：1. 理论分析：通过分析MEMS技术的优点和缺点，结合已有的初始对准算法，提出基于MEMS技术的初始对准算法。

《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。

捷联惯导系统的自动对准方法和组合导航装置[发明专利]

专利名称：捷联惯导系统的自动对准方法和组合导航装置专利类型：发明专利
发明人：谭伟强,王杰德
申请号：CN201810381482.8
申请日：20180425
公开号：CN109579870A
公开日：
20190405
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：一种捷联惯导系统的自动对准方法，包括以下步骤：S100：通过加速度计，测量出加速度计坐标系上的三个坐标轴上的重力分量；S200：比较加速度计的三个坐标轴上的重力分量的大小，并将重力分量最大值所在的坐标轴视作车辆坐标系Z轴；S300：将加速度计和陀螺仪测量出的数据进行坐标转换矩阵的转换，得到四个待选坐标系；S400：将GNSS模块获取的初始姿态信息赋予为惯导方程的初始值，并将四个待选坐标系分别代入惯导方程解算后，得到四个位置估算值；S500：将四个位置估算值与GNSS模块获取的位置信息做比较，其中比较后差异最小的结果所对应的待选坐标系为对准坐标系。

可简化校准过程，并且校准精度高。

申请人：广州市泰斗鑫信息科技有限公司
地址：510663 广东省广州市高新技术产业开发区科学城彩频路7号4010、401S
国籍：CN
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《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，其核心利用惯性测量单元（IMU）来感知和测量载体的运动状态，从而实现对载体的导航和定位。

随着科技的不断进步，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日益深入。

本文将重点探讨捷联惯性导航系统的关键技术研究，以期为相关领域的研究和应用提供参考。

二、SINS的基本原理与构成SINS主要由惯性测量单元（IMU）、导航算法和数据处理模块等部分构成。

其中，IMU是SINS的核心部件，包括加速度计和陀螺仪等传感器，用于测量载体的运动状态。

导航算法则根据IMU测量的数据，通过一定的算法计算出载体的姿态、速度和位置等信息。

数据处理模块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的关键技术研究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关键技术研究的重点。

目前，IMU技术的研究主要集中在提高传感器的精度、降低噪声、增强抗干扰能力等方面。

此外，多传感器融合技术也是IMU技术研究的热点，通过将多种传感器数据进行融合，可以提高SINS的导航精度和稳定性。

2. 导航算法研究导航算法是SINS的核心，其性能直接影响到SINS的导航精度和响应速度。

目前，常用的SINS导航算法包括经典的最小二乘法、卡尔曼滤波算法等。

然而，这些算法在复杂环境下的性能受到限制。

因此，研究新型的、适用于复杂环境的SINS导航算法具有重要意义。

例如，基于神经网络的导航算法、基于深度学习的导航算法等都是当前研究的热点。

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性能的重要手段。

通过对导航算法输出的数据进行处理和优化，可以提高SINS的导航精度和稳定性。

目前，常用的数据处理与优化技术包括数据滤波、数据融合、误差补偿等。

一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法[发明专利]

(10)申请公布号 CN 102721417 A(43)申请公布日 2012.10.10C N 102721417 A *CN102721417A*(21)申请号 201110439167.4(22)申请日 2011.12.23G01C 21/18(2006.01)G01C 21/20(2006.01)(71)申请人北京理工大学地址100081 北京市海淀区中关村南大街5号(72)发明人付梦印邓志红王博汪顺亭周元(54)发明名称一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法(57)摘要本发明涉及一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法，属于惯性导航技术领域。

根据载体所在的经度、纬度，地球坐标系到导航坐标系的转换；使旋转式惯导系统的双轴按一定旋转方案周期性地旋转；利用粗对准过程中陀螺输出的角速度信息，通过求矩阵微分方程数值解，更新IMU 坐标系相对于p0坐标系姿态变化的方向余弦矩阵；并依次求解矩阵从而得到载体姿态矩阵完成粗对准。

本方法通过粗对准过程中的积分运算补偿舰船在风浪作用下摇摆、震荡运动的对准环境下加速度计输出中由摇摆、震荡引起的误差分量，同时通过IMU 双轴旋转调制以抑制加速度计零偏随时间积累而引起的误差，从而提高了凝固惯性系粗对准方法的精度。

(51)Int.Cl.权利要求书3页说明书10页附图5页(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书 3 页说明书 10 页附图 5 页1.一种捷联惯性导航系统凝固惯性系粗对准误差抑制方法，其特征在于：具体实现过程如下：步骤一、通过全球导航卫星系统或其他途径获得载体所在位置的经度λ、纬度L ；步骤二、根据步骤一得到的载体所在的经度、纬度，计算从地球坐标系e 到导航坐标系n 的方向余弦矩阵步骤三、使旋转式惯导系统的双轴按一定旋转方案周期性地旋转；旋转方案选择下述方案之一：a.内环轴、外环轴单向连续旋转；b.内环轴、外环轴连续旋转，每旋转一周改变转向；c.内环轴、外环轴单向交替旋转，每个轴旋转一周则停止同时开始旋转另一轴，如此循环往复；d.内环轴、外环轴变向交替旋转，第一轴旋转一周后停止，然后由第二轴旋转一周，然后再由第一轴在反向旋转一周，然后再由第二轴反向旋转一周，如此循环往复；e.内环轴、外环轴变向交替旋转，第一轴旋转一周后再反向旋转一周，然后停止，然后由第二轴旋转一周后再反向旋转一周，如此循环往复；步骤四、在步骤三确定旋转方案的同时，利用粗对准过程中陀螺输出的角速度信息，通过求矩阵微分方程数值解，更新IMU 坐标系相对于p0坐标系姿态变化的方向余弦矩阵其中，p0坐标系为与起始时刻t 0时的IMU 坐标系重合的惯性坐标系，粗对准起始时刻为单位矩阵I ；为IMU 坐标系相对于p0坐标系的旋转角速度的反对称矩阵形式；其中，ωx 、ωy 、ωz 分别为沿IMU 坐标系x ，y ，z 轴的分量；同时根据更新的积分求解式中t 0为步骤三或者步骤四的起始时刻；步骤五、在完成步骤三确定的双轴旋转方案的一个完整旋转周期后，选取两个时刻t 1，t 2，其中t 2为一次粗对准结果求解的时刻，分别计算两个时刻的V i ：式中Δt 1＝t 1-t 0，Δt 2＝t 2-t 0，为粗对准从起始时刻t 0到当前时刻所经历的时间，ωie 为地球自转角速度；步骤六、求解矩阵为从地心惯性坐标系i 到地球坐标系e 之间的变换矩阵；为地心惯性坐标系i 到与起始时刻IMU 坐标系重合的惯性坐标系p0的坐标变换矩阵；为从IMU 坐标系p 到载体坐标系b 的坐标变换矩阵，简称旋转矩阵；旋转矩阵可由双轴旋转惯导系统转轴的旋转角度传感器输出值计算获得，不同结构的IMU 旋转系统对应不同的旋转矩阵，的值可根据t 2时刻内、外环转轴角位置传感器输出αi ，αj (i ，j ＝x ，y ，z)求解，当z 轴为内环轴，x 轴为外环轴时：步骤七、根据步骤二，以及步骤四到步骤六得到的t 2时刻的各矩阵值求解载体姿态矩阵完成粗对准。

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］１－２。对惯导误差进行校正［
陀螺仪在捷联系统中起测量器件的作用，陀螺漂移引起的数学平台漂移率与陀螺漂移方向相反，刻度系数误差引起载体角速度测量误差，经姿态更新引入系统，捷联惯导系统误差还受载体加速度和角加速度的影响，其中陀螺仪的漂移误差对系统的影响是最大的。１．１捷联惯导系统的误差模型导航坐标系选取为东北天地理坐标系，不考虑刻度因子误
：，ＡｂｓｔｒａｃｔＳｔｒａ－ｄｏｗｎＩｎｅｒｔｉａｌＮａｖｉａｔｉｏｎＳｓｔｅｍｅｒｒｏｒｏｖｅｒｔｉｍｅａｎｄｃｏｎｔｉｎｕｅｓｔｏｉｎｃｒｅａｓｅａｎｄｅｖｅｎｔｕａｌｌｌｅａｄｓｔｏｎａｖｉａｔｉｏｎｆａｉｌｕｒｅ．ｐｇｙｙｇ，ＩｎｔｈｉｓａｒｔｉｃｌｅａｃｃｏｒｄｉｎｔｏｔｈｅＳＩＮＳｅｒｒｏｒｅｕａｔｉｏｎｓｔｈｅｉｍａｃｔｏｆｔｈｅｍａｏｒｅｒｒｏｒｓｏｕｒｃｅｓｆｏｒＳＩＮＳａｎｄｅｒｒｏｒｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｒｅａｎａｌｚｅｄ．ｇｑｐｊｙＴｈｅｒｅａｔｅｒａｎａｌｓｉｓｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｅｒｒｏｒｓｈａｖｅａｉｍａｃｔｏｎｔｈｅａｃｃｕｒａｃｏｆｔｈｅｓｓｔｅｍ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｒｅｄｕｃｅｔｈｉｓｅｒｒｏｒｉｍａｃｔｏｎｔｈｅｓｓｔｅｍ，ｇｙｐｙｙｐｙｅｒｆｏｒｍ－ＳＩＮＳｅｒｒｏｒｉｓｃｏｒｒｅｃｔｅｄｗｉｔｈＧＰＳｎａｖｉａｔｉｏｎｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎｔｈｏｕｈｔｈｅｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎｏｆＧＰＳａｎｄＳＩＮＳｂＫａｌｍａｎＦｉｌｔｅｒ．Ｔｈｅｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎｐｇｇｙａｎｃｅｉｓｓｔｕｄｉｅｄｂｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ．ＴｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｍｅｔｈｏｄｃａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｃｏｒｒｅｃｔｔｈｅｅｒｒｏｒｏｆＳＩＮＳａｎｄｉｍｒｏｖｅｔｈｅｒｅｃｉ－ｙｙｐｐｓｉｏｎ．：；Ｇ；ｅ；ＫＫｅｗｏｒｄｓＳＩＮＳＰＳ；ｅｒｒｏｒａｎａｌｓｉｓｒｒｏｒｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎａｌｍａｎｆｉｌｔｅｒｙｙ
３］：差和安装误差，捷联惯导的姿态误差方程为［
ＧＰＳ定位精度高，误差不随时间的增长而累积，可全天候的在全球范围内精确导航。因而可以用ＧＰＳ导航信息作为惯导的校正信息，使两者实现优势互补。
ＶＥ珔ｓｉｎＬ＋ｔａｎＬ）－ ω Ｅ＝φ Ｎ（ｉｅ φ ＲＮ＋ｈＶＥ） δ ＶＮＶＮｃｏｓＬ＋ｈ－＋δ ω ε Ｕ（ｉｅＥ２－ φ （ＲＮ＋ｈＲＭ＋ｈＲＭ＋ｈ）ＶＥＶＮ珔Ｎ＝－φ ｓｉｎＬ＋ｔａｎＬ）－φ － ω Ｅ（ｉｅＵ φ ＲＮ＋ｈＲＭ＋ｈＶＥＶＥ δ ＬｓｉｎＬ＋ｈ－δ δ ω ε ｉｅＮ２－（ＲＮ＋ｈＲＮ＋ｈ）ＶＥ）ＶＮ珔ｃｏｓＬ＋Ｌ（ｃｏｓＬ＋＋Ｕ－δ ω ω Ｕ＝φ Ｅ（ｉｅｉｅ φ ＲＮ＋ｈ φ ＲＭ＋ｈＶＥＶＥＶＥｔａｎＬ δ ２）ｓｅｃＬ＋ｔａｎＬ－δ ｈ ε Ｕ２－（ＲＮ＋ｈＲＮ＋ｈＲＮ＋ｈ）速度误差方程为：ＶＮｔａｎＬ－ＶＵＶＥ＝ φ ＶＥＶＮ（２ｓｉｎＬ＋＋δ δ ω ＵｉｅｆＮ－φＮｆＵ＋δ ＲＮ＋ｈＶＥＶＥｔａｎＬ）ＶＵ（２ｃｏｓＬ＋ｔａｎＬ）－δ ＋ ω ｉｅＲＮ＋ｈＲＮ＋ｈ
０引言
捷联惯性导航系统（ＳｔｒａｏｗｎＩｎｅｒｔｉａｌＮａｖｉａｔｉｏｎＳｓ－ｐ－ｄｇｙ，），，是一种自主式导航系统工作时不受外界干扰ｔｅｍＳＩＮＳ同时能提供比较完备的导航信息，而且又具有数据更新频率高和稳定性好的优点，因此在军事和航空航天领域有着不可替代的作用。但是捷联惯导系统也有突出的缺点，其核心部件陀螺仪存在漂移误差，使导航精度随时间的增长而降低，长时间工作，误差会超出允许范围。因此必须利用其它导航系统的信息
第９期
徐梓峰，等：基于ＧＰＳ的捷联惯导系统误差校正研究
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Ｌ［２ＶＵｓｉｎＬ＋ＶＮｃｏｓＬ）＋ δ ω ｉｅ（ＶＥＶＮ２ｓｅｃＬ］＋ＲＮ＋ｈ
ＶＥ（ＶＮ＝－φＮｆＥ＋φ ＶＥ ·２ｓｉｎＬ＋ｔａｎＬ）－ δ ω ＥｉｅｆＵ＋δ ＲＮ＋ｈＶＮ δ
２ＶＵ２ＶＵＶＵＬ（２ＶＥｃｏｓＬ＋－δ －δ ω ｉｅＲＭ＋ｈＲＭ＋ｈ
安装在各个轴向上的陀螺仪和加速度计对各导航参量产生、（的误差也不尽相同，这里采用四阶龙格库塔法解式（１）２）来分析惯性器件对导航参量的影响。仿真条件为： ε ε ε Ｅ＝Ｎ＝Ｕ，，／（）（）（）０．０５ ° ｈ５ｅ５０００＝＝φＮ＝φ ＝Ｅ＝Ｅ＝－ｇ φ ＥＵ）＝δ ）＝０／２ ′，ＶＥ（０ＶＮ（０．０１ｍｓ。 δ 东向陀螺引起经度和方位角的常值误差，对其他导航参数产生振荡误差，图１只给出经度和方位角误差曲线，其他误差曲线成振荡型。北向陀螺和天向陀螺引起的系统误差相似，均产生经
，Ｌ，ＰＸｕＺｉｆｅｎｕＹａｎｅａｎＣｈｕｎｌｅｉｇｇ
（，Ａ，Ｘ ’ａ）ＣｏｌｌｅｅｏｆＩｎｆｏｒｍａｔｉｏｎａｎｄＮａｖｉａｔｉｏｎｉｒＦｏｒｃｅｅｎｉｎｅｅｒｉｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｉｎ１００７７，Ｃｈｉｎａ７ｇｇｇｇｙ
· ２５１８·
计算机测量与控制．２０１３．２１（９）ＣｏｍｕｔｅｒＭｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆Ｃｏｎｔｒｏｌｐ
文献标识码：Ａ
算法、设计与应用

ＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＥｒｒｏｒＥｍｅｎｄａｔｉｏｎｏｆＳｔｒａｏｗｎＩｎｅｒｔｉａｌＮａｖｉａｔｉｏｎｐ－ｄｇＢａｓｅｄｏｎＧＰＳＳｓｔｅｍｙ
荡，频率为 ω ｓｉｎＬ，周期随纬度的变化而变化，纬度越低，ｉｅ周期越长，纬度越高，周期越短，特别的，在赤道上傅科频率
］４－５。为零，在两极傅科振荡为地球振荡［
ａｎＬＶＥＶＵ－ＶＥＶＮｔｈ＋Ｅ δ ２（ＲＮ＋ｈ）
１捷联惯性导航系统的误差
惯性导航系统分为捷联惯导系统和平台惯导系统，二者主要区别在于前者用数学方式对平台进行构造，后者则采用物理方式，但是捷联惯导系统和平台惯导系统在本质上是相同的。
；。收稿日期：２０１３３６２０１３５０－０－０修回日期：－０－１）。基金项目：国家自然科学基金（６１２７３０４９，作者简介：徐梓峰（男，陕西西安人，硕士研究生，主要从事１９８９－）惯性导航、卫星导航方向的研究。，卢艳娥（女，湖北天门人，博士，副教授，主要从事卫星导航１９６３－）及信号处理、惯性导航方向的研究。
摘要：捷联惯性导航系统的误差随着时间累积而不断增大，最终会导致导航失效；文章根据捷联惯导系统的误差方程，分析了捷联惯导系统的主要误差源对系统的影响及误差特性，说明各误差对系统的精度影响较大；为减小这种误差对导航系统的影响，通过卡尔曼滤波将ＧＰＳ与捷联惯导系统组合，用ＧＰＳ的导航信息对捷联惯导系统的误差进行校正，并对其校正的性能进行了仿真，仿真结果说明该方法可以有效的校正捷联惯导系统的误差，提高系统的精度。；误差分析；误差校正；卡尔曼滤波关键词：捷联惯性导航；ＧＰＳ