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3.7平台式惯导的基本原理

捷联惯导系统粗对准方法比较

捷联惯导系统粗对准方法比较魏春岭张洪钺北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院北京 100083 摘要通过误差分析对三种捷联惯导系统解析粗对准方法进行了比较。指出在相同的传感器精度条件下,利用正交向量计算捷联矩阵比传统方法有更高的对准精度,直接计算法不仅精度高,而且计算简单,更适合工程应用。主题词捷联惯导系统解析粗对准 Comparison of Analytic Coarse Alignment Methods Wei Chunling Zhang Hongyue Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing100083 Abstract Three analytic coarse alignment methods to strapdo wn inertial navigation system are com pared via error analysis.The later two are superior to the traditional one because their east level dri f t misalignment angles are not corrupted b y gyro uncertainty.Due to its high ac- curacy and com putation e ff iciency,the direct method is more suitable for practical applica- tions. Subject terms Strapdown inertial navigation systems Analytic coarse alignment 作为一种航迹推算系统,惯性导航系统对初始解算条件有较高要求,初始对准误差会直接影响导航的精度。对于捷联式惯性导航系统,初始对准的目的就是要确定捷联矩阵C n b。解析粗对准就是利用加速度计和陀螺仪对重力加速度和地球自转角速度的测量值估算C n b,为精对准提供初始条件,因此选择算法简单、精度更高的粗对准方法有其实际意义。本文通过误差分析与计算机仿真比较了三种解析粗对准方法,指出直接计算法更适合工程应用。 1 解析粗对准方法假定当地纬度已知,地理系采用东北天坐标系,则重力加速度g和地球自转角速度收稿日期 1999年12月 16

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

惯导

微惯性测量单元MIMU设计及其误差补偿模型的研究针对微惯性测量单元(MIMU)小体积、低功耗、低成本、高实时性的应用需求，设计了一种基于 ARM和MEMS惯性器件的MIMU系统，并根据实验中得到的惯性器件的误差特性建立了一种惯性器件误差补偿模型，然后在硬件系统上进行了实验验证。利用该模型对惯性器件测量结果进行修正，可以有效抑制误差，提高MIMU的测量精度。整个系统能满足使用精度要求。近年来，随着微机械加工工艺的发展，微惯性器件的生产水平也不断地提高，出现了很多低成本、高可靠性的微惯性器件，为新型惯性测量单元(IMU)的设计提供了技术基础。但是，微惯性器件因制造工艺、材料等因素影响，导致其测量精度较低，受环境因素影响较大。因此，在实际应用中很难长时间保证其测量精度。为了提高系统的测量精度，很多人对MEMS 惯性器件，尤其是MEMS陀螺仪的误差修正问题进行了研究，提出了各种修正方法]，一定程度上提高了测量精度。但是，一些方法不具有实时性，不具有应用价值。为了满足惯性测量的实时陛、低成本等要求，设计了一种基于ARM微处理器的MIMU系统。该系统以ARM微处理器为核心，外围设备包括信号采集电路、信号输出电路及MEMS惯性器件等。然后根据实验中得到的数据，提出了一种实时修正方法，实验结果表明系统能满足实际需求。 1微惯性测量单元设计 MIMU系统由微处理器单元、微机械惯性器件单元(包含MEMS陀螺仪和MEMS加速度计)、A／D转换单元、输出单元以及电源转换模块组成，如图1所示。MIMU以微处理器单元为核心，微机械惯性器件单元的输出作为系统的输入，处理结果存储到存储器并由输出单元输出。系统由两部分组成，它们之间的关系如图2所示。第l部分是微处理器单元，由ARM处理器、SDRAM、NandFlash及复位开关等组成。这是一个包含ARM处理器的最小系统。所选的ARM 处理器是韩国三星的$3C2410，它是一个以ARM9内核为核心的处理器，包含多种外围设备，如UART、SDRAM控制器、NandFlash控制器以及外部中断接口等。用它作为MIMU的核心，可以显著减少外部设备，减小系统体积。SDRAM用作系统的内存，用于运行应用程序。NandFlash用来存储应用程序并记录运行过程中测得的数据，存储处理结果。第2部分是微惯性测量单元，由微惯性器件单元、A／D转换单元和输出单元组成。微惯性器件单元包括3个MEMS陀螺仪和3个MEMS加速度计，按照正交的方位安装，用于测量3个轴的角速率和加速度。A／D转换单元的输入信号包含3个方向的角速率、加速度和陀螺仪的温度传感器输出、参考电压输出。温度输出用于修正陀螺仪和加速度计的温度误差，参考电压输出用于修正因A／D转换芯片的参考电压不准确引起的转换误差。在A／D转换芯片和CPU之问添加缓冲芯片，将对A／D芯片的读写与对SDRAM的读写操作隔离开来，以防止因读写数据引起逻辑混乱。

捷联式惯导系统误差解析解研究

第22卷　第11期计　算　机　仿　真2005年11月文章编号:1006-9348(2005)11-0042-04 捷联式惯导系统误差解析解研究张宾,刘藻珍 (北京理工大学机电工程学院,北京100081) 摘要:该文在一定的假设条件下利用捷联惯导系统的三维误差状态模型求解出了单通道误差状态方程的解析解,列表给出了各误差源对于某一特定误差状态的动态影响。然后利用某型导弹的弹道数据通过对两种误差模型在同一条件下进行仿真的方法验证了单通道误差状态方程解析解的正确性。单通道误差模型对分析各种误差源对系统的影响,确定在满足系统精度要求的条件下主要误差源的选择范围,进行系统精度分配提供了十分方便直观的方法。关键词:捷联;误差模型;误差分析中图分类号:V249.32 文献标识码:A Research on the Error Ana lyti c Soluti on of Strapdown I nerti a l Nav i ga ti on System ZHANG B in,L I U Zao-zhen (School of Mechanical Electr onic Engineering,Beijing I nstitute of Technol ogy,Beijing100081,China) ABSTRACT:I n this paper,err or state model of strapdown inertial navigati on syste m(SI N S)is educed and analytic s oluti on t o monochannel err or state equati on is worked out under the conditi on of certain hypotheses.The lists of the effect of each err or s ource t o a given err or status are p r ovided when SI N S is in the state of moving.The correctness of analytic s oluti on t o monochannel err or state equati on is validated by the means of t w o err or models’si m ulati on excer p2 ting the same actual traject ory data of a certain type m issile.Monochannel err or model gives a convenient and intu2 iti onistic way t o analyze the effect of all kinds of err or s ources t o the system,deli m it the selective range of main err or s ource which can meet the requirement of the syste m accuracy and all ot syste m accuracy. KE YWO RD S:Strapdown;Err or model;Err or analysis 1　引言在导航过程中,希望惯导系统能准确地提供各种导航信息。但各种误差源的存在,使导航信息具有一定的误差。本文在一定的假设条件下利用捷联惯导系统的三维误差状态模型求解出了单通道误差状态方程的解析解,列表给出了各误差源对于某一特定误差状态的动态影响。然后利用某型导弹的弹道数据通过对两种误差模型在同一条件下进行仿真的方法验证了单通道误差状态方程解析解的正确性。单通道误差模型对分析各种误差源对系统的影响,确定在满足系统精度要求的条件下主要误差源的选择范围,进行系统精度分配提供了十分方便直观的方法。 2　捷联惯导误差模型当地水平坐标系(L)中,捷联惯导系统力学编排方程计算输出的状态变量包括:大地坐标(φ,λ,h),运动速度(V e , V n,V u)及姿态信息(r,p,y)等量。此时相应的误差状态向量 δX(t)=[

指北方位平台惯导系统导航解算报告

指北方位平台惯导系统导航解算报告：森学号：SY1217227 手机：航空航天大学仪器科学与光电工程学院 2012年10月

一目的 1熟悉指北方位平台惯导系统的工作原理； 2根据加速度传感器输出的比力信息编写算法程序实现对东北方向速度及经纬度的解算； 3 进一步掌握惯导的推导及解算技巧，为以后的学习打下基础。二原理分析利用加速度传感器输出的比例信息求解系统加速度的原理如下所示，在指北方位系统中， (1) 写成分量形式， (2) 式中： (3)

(4) 在本次作业中，飞机的高度不发生改变，因此，则上式可改写为， (5) 将上式分别作积分可得到飞机在东、北方向的速度为， (6) 再次积分可得到系统的经度为， (7) 根据得到的经纬度及速度信息计算平台的指令角速度为， (8) 三解算结果及程序流程图通过程序解算得到系统的经纬度坐标曲线如图1所示，

图1 系统的警卫度坐标曲线系统东、北方向的指令角速度与文件中的指令角速度误差曲线分别如图2、图3所示，

图2 飞机绕x轴方向指令角速度误差曲线图3 飞机绕y轴方向指令角速度误差曲线通过程序解算的最终结果如表1所示，经纬度及东向、北向速度解算结果表1 项目数据纬度/°116.72 经度/°40.6338 东向速度(m/s)-63.0409 北向速度(m/s)63.4300 本次作业分别用matlab与C语言编程实现了对指北方位平台惯导系统速度、经纬度以及指令角速度的解算，其程序流程图如图4所示，

图4 解算程序流程图通过C语言解算的最终结果如图5所示

弹载捷联惯导系统的在线标定方法

弹箭与制导学报收稿日期：2010-05-18 基金项目：国防科工委基础科研项目(C1420080224) 作者简介：周本川(1984－),男,江苏徐州人,博士研究生,研究方向:组合导航系统理论与工程应用。弹载捷联惯导系统的在线标定方法周本川，程向红，陆源 (东南大学仪器科学与工程学院，南京，210096) 摘要：针对弹载捷联惯导系统的在线标定问题，提出基于H ∞滤波技术的“速度+姿态”匹配方法对陀螺仪和加速度计的误差进行在线标定。分析了主子惯导系统的时间不同步因素对H ∞滤波估计的影响，并提出了一种新的时间延迟补偿方法。某型捷联惯导系统机载数据的半物理仿真试验结果表明，经在线标定补偿后弹载惯导系统的纯惯性导航定位误差降低了82.6%，从而有效实现了弹载捷联惯导系统的在线标定。关键词：在线标定；“速度+姿态”匹配；H ∞滤波；时间延迟中图分类号：U666.1 文献标志码:A Missile-borne SINS Online Calibration ZHOU Benchuan ，CHENG Xianghong ，LU Yuan (School of Instrument Science and Engineering ，Southeast University ，Nanjing 210096,China) Abstract : In order to solve the online calibration problem of missile strapdown inertial navigation system (SINS), velocity and attitude matching method based on H ∞ filtering was designed to calibrate the errors of gyroscope and accelerometer online. The effect of time unsynchronized information between SINS and master inertial navigation system (MINS) on H ∞ filtering estimation was analyzed, and a new method of time synchronization was proposed. The simulation using airborne test data shows that the free inertial navigation position errors of missile SINS are greatly reduced by 82.6% through online calibration and compensation, the online calibration method can estimate SINS errors effectively. Keywords : strapdown inertial navigation; online calibration ；velocity and attitude matching ；H ∞ filtering ；time-delay 0 引言弹载捷联惯导系统的误差主要来源于陀螺仪和加速度计的零位误差、标定因数误差和安装误差。一般情况下，转台标定补偿后若不重新拆装，安装角基本保持不变，但零位和标定因数存在随机启动不确定性误差，特别是随着库存时间的增长，相对转台标定值将产生很大差异。传统做法需要定期进行系统重新标定，费时费力。因此，应用滤波技术对传感器误差进行在线标定对于提高系统精度具有重要的应用价值。文献[1]和文献[2]应用Kalman 滤波技术分别采用速度匹配和“位置+速度”匹配实现了传感器误差的在线标定。在弹载捷联惯导系统在线标定的实际应用中，如果挠曲变形、杆臂等建模不准或者环境干扰较大，存在Kalman 滤波性能恶化的问题。同时，在线标定的另一个关键问题是主子惯导系统的时间延迟问题。子惯导系统的滤波器接收到的主惯导信息存在大概40~120ms 的时间延迟[3]，时间延迟引起的误差降低了基准信息的精度，影响滤波估计效果，从而影响在线标定精度。目前，时间同步方法主要有硬件方法[4-5]和软件方法[6-7]。硬件方法需要专用的硬件电路，在一定程度上增加了系统的成本和复杂性。软件方法通过补偿时间延迟实现时间同步，文献[6]将时间延迟作为卡尔曼滤波器的状态变量对其进行滤波估计补偿，文献[7]给出了基于拉格朗日插值的同步方法，外推阶数越大，计算量越大，而且当时间延迟较大时，外推精度难以满足应用要求。针对上述问题，本文首先建立基于“速度+姿态”匹配的在线标定H ∞滤波模型，然后在分析时间延迟对H ∞滤波估计影响的基础上进行软件方法补偿，最后通过机载试验数据的半物理试验加以验证。 1 在线标定滤波模型建立 1.1 状态方程应用H ∞滤波技术在线估计传感器的误差项，考 DOI ：CNKI:61-1234/TJ.20101223.1554.003 网络出版时间：2010-12-23 15:54网络出版地址：https://www.wendangku.net/doc/0712913714.html,/kcms/detail/61.1234.tj.20101223.1554.003.html

车载捷联惯导系统基本原理

车载捷联惯导系统基本原理一、捷联惯导系统基本原理捷联惯导系统基本原理如图2-1所示：图中陀螺和加速度计直接与载体系b固联，用来测量载体的角运动信息和线运动信息。导航解算的本质是根据初值进行积分的过程，通过求解姿态微分方程完成对姿态和航向角的积分，通过求解比力微分方程完成对速度的积分，通过求解位置微分方程实现对位置的积分。捷联惯导的姿态矩阵C n 相当于“数学平台”，取代了平台惯导中的实体平台，而ω?相当于对数学平台“施矩”的指令角速率。

二、捷联惯导微分方程（一）姿态微分方程在捷联惯导系统中，导航坐标系n 和载体坐标系b 之间的角位置关系通常用姿态矩阵、四元数和欧拉角表示，相应也存在姿态矩阵微分方程、四元数微分方程和欧拉角微分方程三种形式。姿态矩阵微分方程的表达式为：

在欧拉角微分方程式(2.2-7)中，当俯仰角θ趋于90o时，cosθ趋于0，tanθ趋于无穷，方程存在奇异性，所以这种方法不能在全姿态范围内正常工作；姿态矩阵微分方程式(2.2-1)可全姿态工作，但姿态矩阵更新相当于求解包含9个未知量的线性微分方程组，计算量大；四元数微分方程式(2.2-6)同样可以全姿态工作，且更新算法只需求解4个未知量的线性微分方程组，计算量小，算法简单，是较实用的工程算法。（二）速度微分方程速度微分方程即比力方程，是惯性导航解算的基本关系式：三、捷联惯性导航算法捷联惯导解算的目的是根据惯性器件输出求解载体姿

态、速度和位置等导航信息，实际上就是求解三个微分方程的过程，相应存在姿态更新算法、速度更新算法和位置更新算法。（一）姿态更新算法求解微分方程式(2.2-6)可得四元数姿态更新算法为：

惯导

惯导系统概述惯性导航系统的概念惯性导航系统（IN S，以下简称惯导）是利用惯性元件和惯性测量原理来测量飞机的飞行参数的一种导航系统。惯导的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，且把它变换到导航坐标系中，就能够得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置等信息。惯性导航系统的分类从结构上来说，以惯性导航系统中有无惯性平台为依据，可将惯性导航分成以下几种：平台式惯性导航系统——系统的主要特征就是具有由稳定回路隔离运载器使其不受运载器机动干扰的平台，在平台式系统中，由于平台不跟随运载器转动，陀螺的动态范围可以比较小，并且由于由稳定回路隔离运载器的机动干扰，也就易于保证系统的工作精度如图1。图 1 平台式惯导又可分为指北方位惯导系统、自由方位惯导系统和游动方位惯导系统。指北方位惯导系统，主要指陀螺平台建立的理想平台坐标与地理坐标系完全重合的惯导系统。这种系统平台台面在水平面内，且有一轴始终指向北方。指北方位导航系统的特点：（1）由于平台是指北方位的水平平面，因此，它相当于一个高精度的全姿态传感器，可以直接提供俯仰、倾斜和航向信号，取代了用普通陀螺做成的姿态系统、航向系统、速率脱落传感器等。（2）由于平台稳定在地理坐标系内，加速度计测出沿地理系两个轴的分力，用它们求解导航参数以及指令角速率方程比较简单，因而对计算机要求较低。

（3）系统的缺点是不能在高纬度区工作，这是因为飞机在高纬度地区飞行时，可能引起方位迅速变化，这样给陀螺力矩器的设计和平台稳定回路的设计带来较大的困难，另外计算机在计算方位指令速率时，当纬度接近90o时，计算机会溢出；此外，在极区进行起始对准也很困难。上述因素限制了指北方位惯导系统的使用范围。自由方位惯导系统，指陀螺平台保持在当地水平面内，其方位轴指向惯性空间的某一个方向，并保持稳定的惯导系统。这样的平台系统上的方位陀螺将不施加控制信号，只能对控制平台保持在当地水平面内的陀螺施加控制指令。该平台系统克服了指北方为惯导系统中方位控制的困难，但因其平台坐标系的方位与地理坐标系的方位存在一个自由角度，这样在导航计算中必须进行坐标转换，所以导航参数计算要比指北方为惯导系统更复杂。游动方位惯导系统是使建立的平台台面仍处于当地水平面内，但方位轴只加跟踪地球自转的分量，其游动方位惯导平台虽在水平面内，但它的方位既不指北，也不指惯性空间，好像在“游动”，称该系统为游动方位惯导系统。游动方位惯导系统的特点：（1）游动方位惯导系统克服了指北方位惯导系统方位回路设计、方位指令计算的困难。（2）游动方位惯导系统可以进行全球导航，基本上不受极区影响。捷联式惯性导航系统——这是把陀螺仪和加速度计直接与运载体固联的惯性导航系统，它的各种导航与制导信息都由计算机提供的。这种系统中的陀螺仪和加速度计要跟运载体一起转动，因而动态范围要比平台式系统的大得多。由于没有平台，所以结构简单，工作可靠如图2。图 2 捷联式惯导现在应用于大多数民航客机，其工作原理及特点将在后面进行详细介绍。混合式惯性导航系统——这种系统是介于平台式和捷联式系统之间的导航系统，也就是根据不同情况使平台具有一条或两条稳定回路的惯性导航系统，或者也可以说是双轴捷联式或单轴捷联式系统。

导航原理_捷联惯导系统

导航原理作业（惯性导航部分）

一枚导弹采用捷联惯性导航系统，三个速率陀螺仪Gx, Gy, Gz 和三个加速度计Ax, Ay, Az 的敏感轴分别沿着着弹体坐标系的Xb, Yb, Zb轴。初始时刻该导弹处在北纬 45.75度，东经126.63度。第一种情形：正对导弹进行地面静态测试（导弹质心相对地面静止）。初始时刻弹体坐标系和地理坐标系重合，如图所示，弹体的Xb轴指东，Yb轴指北，Zb轴指天。此后弹体坐标系Xb-Yb-Zb 相对地理坐标系的转动如下：首先，弹体绕Zb（方位轴）转过-10 度；接着，弹体绕Xb（俯仰轴）转过15 度；然后，弹体绕Yb（滚动轴）转过20 度；最后弹体相对地面停止旋转。请分别用方向余弦矩阵和四元数两种方法计算：弹体经过三次旋转并停止之后，弹体上三个加速度计Ax, Ay, Az的输出。取重力加速度的大小g = 9.8m/s2。第二种情形：导弹正在飞行中。初始时刻弹体坐标系仍和地理坐标系重合；且导弹初始高度200m，初始北向速度1800 m/s，初始东向速度和垂直速度都为零。陀螺仪和加速度计的输出都为脉冲数形式，陀螺输出的每个脉冲代表0.00001弧度的角增量。加速度计输出的每个脉冲代表1μg，1g = 9.8m/s2。陀螺仪和加速度计输出的采样频率都为10Hz，在200秒内三个陀螺仪和三个加速度计的输出存在了数据文件gaout.mat中，内含一矩阵变量ga，有2000行，6列。每一行中的数据代表每个采样时刻三个陀螺Gx, Gy, Gz和三个加速度计Ax, Ay, Az 的输出的脉冲数。格式如下表（前10行）

将地球视为理想的球体，半径6371.00公里，且不考虑仪表误差，也不考虑弹体高度对重力加速度的影响。选取弹体的姿态计算周期为0.1秒，速度和位置的计算周期为1秒。（1）请计算200秒后弹体到达的经纬度和高度，东向和北向速度；（2）请计算200秒后弹体相对当地地理坐标系的姿态四元数；（3）请绘制出200秒内导弹的经、纬度变化曲线（以经度为横轴，纬度为纵轴）；（4）请绘制出200秒内导弹的高度变化曲线（以时间为横轴，高度为纵轴）。二、程序设计说明及代码 1.第一种情形（1）方向余弦矩阵法 1)程序代码 clear;clc; thetax=15*pi/180;thetay=20*pi/180;thetaz=(-10)*pi/180; A0=[0;0;-9.8]; Theta=[0,-thetaz,thetay;thetaz,0,-thetax;-thetay,thetax,0]; theta0=sqrt(thetax^2+thetay^2+thetaz^2); S=(sin(theta0))/theta0;C=(1-cos(theta0))/theta0^2; CT=eye(3)+S*Theta+C*(Theta^2); CTN=inv(CT); A1=CTN*A0 2)输出结果（2）四元数法 1)程序代码

捷联惯导详细讲解

捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来，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臵，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-downinertialnavigation)，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）直接装在导弹需要诸如姿态、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。一、捷联惯导系统工作原理及特点惯导系统基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，之后将其变换到导航坐标系，得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位臵信息等。捷联惯导系统（SINS）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。由于惯性元器件有固定漂移率，会造成导航误差，因此导弹通常采用指令、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+捷联式惯导捷联惯导系统能精确提供载体的姿态、地速、经纬度等导航参数，是利用惯性敏感器、基准方向及最初的位臵信息

来确定运载体的方位、位臵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。除此以外捷联惯导系统的最大特点是没有实体平台，即将陀螺仪和加速度计直接安装在机动载体上，在计算机中实时的计算姿态矩阵，通过姿态矩阵把导航加速度计测量的载体沿机体坐标系轴向的加速度信息变换到导航坐标系，然后进行导航计算。同时，从姿态矩阵的元素中提取姿态和航向信息．由此可见，在捷联惯导系统中平台的作用已由计算机及其软件的作用代替了，捷联式惯导系统采用的是数学平台。力学编排就是按照合适的数学模型由观测量计算出导航定位参数。具体地讲，利用陀螺仪测得的载体相对于惯性参照系的旋转角速度，计算出载体坐标系至导航计算坐标系之问的坐标转换矩阵；将测量的比力(加速度计测量载体相对于惯性空间的线加速度)变换至导航坐标系，并经过两次积分得到所需的速度位臵信息。二、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，

捷联惯导作业

一、原理分析：捷联式惯导系统是将惯性器件（陀螺仪和加速度计）直接固连在载体上的系统。图1为捷联式惯导系统的原理图，陀螺仪和加速度计输出分别送入姿态矩阵计算和由载体坐标系至平台坐标系的方向余弦矩阵的计算。有了姿态矩阵，其一可以实现把载体坐标系轴向加速度信息变换到导航坐标系轴，进而可以进行所需的导航参数计算，其二利用姿态矩阵的元素，提取方位和姿态信息。图1. 捷联式惯导系统的原理图姿态速率微分方程为: 12b tb ωΛ=Λ (1) 其中； () b b b t t tb ib t ie et C ωωωω=-- (2) b ib ω为陀螺仪测量经补偿后的值；

0cos sin t iex t t ie iey ie t ie iez L L ωωωωωω?? ? ????? ??==???????????? ，为地球自转角速率； tan t ety t yt etx t t t etx et ety xt t etz t etx xt V R V R V L R ωωωω??-?? ? ???? ????? ??==?????????????????? ，为地理坐标系相对地球坐标系的转动角速率；导航坐标系到载体坐标系的姿态矩阵为： cos cos sin sin sin sin cos cos sin sin cos sin sin cos cos cos sin cos sin sin sin cos sin sin cos sin cos cos cos t t C ψ?ψθ? ψ?ψθ? θ?ψθ ψθ θ ψ?ψθ? ψ?ψθ? θ?-+-?? ?? =-?? ??+-?? (3) 对应的四元素初值为: 0123cos cos cos sin sin sin 2 2 2 22 2 cos sin cos sin cos sin 2 2 2 2 2 2 cos cos sin sin sin cos 2 2 2 2 2 2 cos sin sin sin cos cos 2 2 2 2 2 2ψ θ ? ψ θ ? λψ θ ? ψθ ? λψ θ ? ψ θ ? λψ θ ? ψ θ ? λ? =-???=-???=+???=+? (4) 四元素姿态矩阵为： 22220123120313022 2 2 2 12030123 230122221302230101232() 2()2() 2()2() 2() b t C λλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλλ?? +++++?? =--+-+????----+? ? (5) 将姿态速率微分方程展开成矩阵形式： 0112233001020b b b tbx tby tbx b b b tbx tbz tby b b b tby tbz tbx b b b tbz tby tbx λλωωωλλωωωωωωλλωωωλλ???? ??---??????-??????=??????-??????-???????????? (6)

惯性导航系统

惯性导航系统一、惯性导航系统（Inertial Navigation System，INS） 1、基本概念惯性导航系统（INS）是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统。其工作环境不仅包括空中、地面，还可以在水下。惯性导航系统目前已经发展出挠性惯导、光纤惯导、激光惯导、微固态惯性仪表等多种方式。陀螺仪由传统的绕线陀螺发展到静电陀螺、激光陀螺、光纤陀螺、微机械陀螺等。激光陀螺测量动态范围宽，线性度好，性能稳定，具有良好的温度稳定性和重复性，在高精度的应用领域中一直占据着主导位置。由于科技进步，成本较低的光纤陀螺（FOG）和微机械陀螺（MEMS）精度越来越高，是未来陀螺技术发展的方向。我国的惯导技术近年来已经取得了长足进步，液浮陀螺平台惯性导航系统、动力调谐陀螺四轴平台系统已相继应用于长征系列运载火箭。其他各类小型化捷联惯导、光纤陀螺惯导、激光陀螺惯导以及匹配GPS修正的惯导装置等也已经大量应用于战术制导武器、飞机、舰艇、运载火箭、宇宙飞船等。如漂移率 0.01°-0.02°/h 的新型激光陀螺捷联系统在新型战机上试飞，漂移率 0.05°/h 以下的光纤陀螺、捷联惯导在舰艇、潜艇上的应用，以及小型化挠性捷联惯导在各类导弹制导武器上的应用，都极大的改善了我军装备的性能。惯性导航系统有如下主要优点：（1）由于它是不依赖于任何外部信息，也不向外部辐射能量的自主式系统，故隐蔽性好，也不受外界电磁干扰的影响；（2）可全天流全球、全时间地工作于空中、地球表面乃至水下；（3）能提供位置、速度、航向和姿态角数据，所产生的导航信息连续性好而且噪声低；（4）数据更新率高、短期精度和稳定性好。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。但惯导有固定的漂移率，这样会造成物体运动的误差，因此射程远的武器通常会采用指令、GPS等对惯导进行定时修正，以获取持续准确的位置参数。 2、惯性导航原理目前，惯性导航分为两大类：平台式惯导和捷联式惯导。它们的主要区别在于，前者有实体的物理平台，陀螺和加速度计置于由陀螺定的平台上，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；在捷联式惯导中，陀螺和加速度计直接固连在载体上。惯性平台的功能由计算机完成，

惯导系统

陀螺仪一、新型超高精度惯性传感器-----冷原子陀螺仪摘要: 综述了目前国内外正积极研制的原子干涉仪。它是建立在激光冷却、囚禁与操控原子理论基础上，利用原子本身作为自由下落的“测试物体”来测量仪器所受到的惯性力。这种新型惯性敏感器能以前所未有的精度同时测量物体的旋转角速度和线性加速度，并可通过原子对抛技术实现两种量测量的区分，这已为诸多实验所验证。报道了国内外原子干涉仪的最新研制进展。原子干涉仪的紧凑性和长时稳定性将使其在惯性测量领域获得更广泛的工程应用。 1.引言原子和光子、中子一样，具有波粒二像性，利用其波动性，可以实现跟光学干涉仪类似的原子干涉仪。它是近20年发展起来的激光冷却与操控原子技术的一个重要应用[1]。原子干涉仪能精确测量旋转角速度[2-3]和线性加速度[4-5]，从而用作原子陀螺、原子绝对重力仪和原子重力梯度仪，其短时灵敏度已超过目前的光学干涉仪，可以用作下一代高精度惯性敏感器。在实际应用中,冷原子较热原子具有更小的速度及其速度分布,利用冷原子实现的冷原子陀螺仪在小型集成化及其惯性导航领域的应用中更具有优势, 因此, 冷原子陀螺仪的实验研究有着重要的意义。冷原子惯性器件正在从实验室研究逐步向实用化转化，因此我国紧跟国际先进研究方向，加大了冷原子惯性传感器原理的研究力度。 2.原子干涉仪基本原理拉曼型原子干涉仪通常采用构型，第一个拉曼脉冲和原子相互作用时原子相干分束，拉曼脉冲和原子相互作用时, 两个态的原子发生布居数互换的同时都获得了双光子反冲动量，原子相干反射，第二个拉曼脉冲和原子相互作用时原子合束发生干涉。在原子干涉过程中，初始态的原子经过第一个拉曼脉冲实现分束时，原子有一半的几率继续呆在初态，有一半的几率发生跃迁而呆在激发态，在激发态的原子同时获得激光的相位，形成一个相干叠加态，当原子与第二个拉曼光脉冲作用时，原子正好感受到一个的跃迁,，原子布居数发生交换的同时均获得激光的相位，当原子与第三个拉曼光脉冲作用时，初态的原子有一半的几率继续呆在初态，有一半的几率发生跃迁而呆在激发态，同样，激发态的原子有一半的几率继续呆在激发态，有一半的几率发生跃迁而呆在初态,他们均获得激光的相位，因此，原子经过三个拉曼脉冲作用后原子内态为初态和激发态的相干叠加态，原子在初态或激发态的几率为：（1）从公式(1)可以看出, 拉曼光的相位参与到原子内态的布居数变化上，当扫描任意一个拉曼光相位时，可以得到原子干涉条纹。如图1 所示为原子干涉仪示图。

捷联惯导系统快速罗经初始对准方法研究

捷联惯导系统快速罗经初始对准方法研究1 严恭敏1，严卫生1,2，徐德民1,2 1西北工业大学航海学院，西安（710072） 2水下信息处理与控制国家级重点实验室，西安（710072） E-mail：yangongmin@https://www.wendangku.net/doc/0712913714.html, 摘要：在分析平台罗经初始对准原理基础上，提出了捷联罗经初始对准的原理并推导了适合于软件编程的算法。将捷联罗经对准的具体实现划分为四个阶段：方位角未知情况下的水平对准、粗略方位自对准、重新水平对准和罗经方位对准，通过对大方位误差角捷联惯导非线性误差方程的简化，推导了粗略方位自对准的算法公式。如果导航计算机存储容量足够大并且计算能力足够强，根据捷联惯导系统数学平台多样性和可进行逆向姿态控制的特点，设计了一种用于缩短捷联罗经初始对准时间的具体步骤。最后，试验表明快速捷联罗经对准方案是有效的。关键词：捷联惯导系统，罗经效应，初始对准，逆向控制中图分类号：V249.3 1. 引言平台惯导系统罗经初始对准过程通常可分为两步，先是水平调平，然后是方位对准。方位对准在水平调平的基础上进行，一般采样罗经方位对准方法。方位罗经对准利用的是罗经效应，也就是，在正确的平台跟踪当地地理坐标系的角速率控制指令下，如果平台存在方位轴向的偏差角，平台将产生绕东向轴的倾斜，该倾斜能由北向加速度计感测到，利用北向加速度计的输出并设计适当的控制规律，控制平台方位轴朝减小方位偏差方向转动，实现平台自动寻北。捷联惯导系统初始对准通常可分为粗对准和精对准两个阶段：在粗对准阶段，利用地球自转角速度和重力加速度作为参考量，通过惯性器件的测量输出建立粗略的导航计算坐标系；在精对准阶段，通过现代控制理论最优估计方法估计出失准角，获得准确的姿态矩阵[1,2]。捷联惯导系统经典解析式粗对准方法难以适应晃动干扰环境，有不少文献研究了晃动基座下的初始对准问题并且也出现一些应用实例，激光陀螺和光纤陀螺的发展和不断成熟为捷联罗经的研究注入了新的活力[3-6]。从本质上说，捷联惯导系统与平台惯导系统是相同的，前者以数学平台（利用姿态矩阵、四元数或欧拉角等数学工具）模拟后者的实体平台，描述捷联惯导系统相对于参考坐标系的空间方位。平台惯导系统中实体平台具有隔离外界干扰的作用，因而平台罗经能够实现晃动基座下的初始对准，同理，在捷联惯导系统初始对准中也可以根据平台罗经初始对准的特点，建立相应的数学平台隔离晃动影响。经典控制理论与现代最优估计方法相比，前者的优点之一是勿需精确的数学模型与噪声模型，应用经典控制理论进行罗经对准的设计方法已经非常成熟，为捷联罗经对准方案设计提供了大量的参考，然而初始对准时间长是平台罗经的一大缺点。快速初始对准是国内在捷联罗经对准方法研究中亟待解决的一个主要问题，该问题在某些西方国家已得到较好解决，例如法国iXSea公司的OctansIII型光纤陀螺罗经在动态环境下，能在3min内完成初始对准，达到0.2o×sec(L)的精度[5]，成为捷联罗经研究与应用中的佼佼者，它为我们的研究和工程开发目标提供了参考。本文从分析平台罗经初始对准的原理出发，提出了捷联罗经初始对准的原理并推导了便于软件编程的算法，通过对大方位误差角捷联惯导非线性误差方程的简化，推导了粗略方位 1本课题得到水下信息处理与控制国家级重点实验室基金（9140C230206070C2306）的资助。