11惯性导航与组合导航作业(无水印)

惯导作业

一、填空题

1.惯性导航系统是一种不依赖任何外部信息、也不向外部辐射能量的______导航系统。答案：自主式

2.不依赖外界信息，只靠对载体本身的______、来完成导航任务的技术称做惯性导航，也称为自主式导航

答案：惯性测量

3. 加速度计其输出一般是______、，但在积分加速度计的情况下则输出为______、。

答案：速度、加速度

4. 惯性器件就是测量载体______、和______、参数的传感器。

答案：线运动、角运动

5. 加速度经过一次积分可以得到______，经过二次积分得到______。

答案：运动速度、运动距离

6. 描述角运动的参数有______、______。

答案：姿态角、姿态角速度

7. 描述线运动的参数有______、______、______。

答案：位移、速度、加速度

8. 高速旋转的自由陀螺仪，当不受外力矩作用时，其主轴将保持它在空间的______方向不变。

答案：初始

9. 由表观运动所引起的陀螺______偏离当地地垂线的误差，称之为陀螺仪的“表观误差”。答案：自转轴

二、单选题

1．陀螺自转轴方向相对惯性空间保持不变，以地球作为参考基础，陀螺自转轴相对地球表面的转动，为（）。

A．表观运动

B．自转运动

C．定轴运动

D．进动运动

答案：A

三、多选题（每题1分）

1．惯性导航系统的核心有（）

A．加速度计、

B．陀螺仪

C．导航计算机

D．GPS

答案：ABC

2．惯性导航系统的基本组成（）

A．加速度计

B．模拟某一坐标系的惯性平台

C．导航计算机

D．控制显示器

答案：ABCD

3．激光陀螺特点有哪些（）。

A．抗干扰能力弱

B．启动快

C．动态特性较宽

D．稳定性好

答案：BCD

4.关于组合导航系统，下列说法正确的是（）。

A．提高导航系统的精度

B．提高导航系统的可靠性

C．提高导航系统的安全性

D．启动快

答案：ABC

四、判断题

1. 一个沿直线运动的载体，只要借助于加速度计测出它的加速度，那么，载体在任何时刻的速度和相对出发点的距离就可以实时地计算出来。

答案：对

2．在研究惯性敏感器和惯性系统的力学问题时，通常将相对恒星所确定的参考系称为惯性空间，空间中静止或匀速直线运动的参考坐标系称为惯性参考坐标系。

答案：对

五、名词解释

1.惯性导航技术

答案：不依赖外界信息，只靠对载体本身的惯性测量来完成导航任务的技术称做惯性导航技术。

2.捷联式惯导系统

答案:加速度表和陀螺直接固定在载体上，随载体转动而转动，无实体平台，通过计算构成虚拟的数学平台的惯性导航系统。

3.组合导航系统

答案:把两种或两种以上不同的导航系统以适当的方式组合在一起，利用其性能上的互补特性,以获得比单独使用任一系统时更高的导航性能。

六、问答题（每题5分）

1.光学陀螺的分类有哪些？

答案：光学陀螺有两种：一种是环形激光陀螺，另一种是光纤陀螺。

2.惯性导航系统由几部分组成？

答案：惯性导航系统由以下几部分组成：

1．加速度计。

2．陀螺稳定平台。

3．导航计算机。

４．控制显示器。

3.简述陀螺仪进动性。

答案：高速旋转的自由陀螺仪，当受外力矩作用时，其主轴的动量矩矢端将以捷径趋向外力矩矢端作进动运动。

4.简述陀螺仪定轴性。

在陀螺仪上无外力矩作用，陀螺自转轴相对惯性空间将保持不动。

当陀螺仪不受外力矩作用时

0dH M dt ==

由此得H ＝常数，表明陀螺动量矩在惯性空间中既无大小的改变，也无方向的改变，即自转轴在惯性空间中保持原来的初始方位不变。

5.简述惯性导航系统的工作过程？

惯性导航系统是利用惯性元件来感知运动载体的运动速度或加速度，经过积分运算，求出导航参数以确定载体的位置和运动航向，它是一种不依赖任何外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统。

6.什么是陀螺仪漂移？减少漂移的方法？

漂移作用在陀螺仪支承轴(内环轴和外环轴)上的干扰力矩(主要是摩擦力矩)也会引起陀螺仪进动角速度。

减少漂移可以从2个方面入手：增大陀螺的动量矩（增加转子质量或者加大转子自转角速度）；减少干扰力矩。

七、综合分析题

1. 根据以下原理图，论述平台式惯导系统的原理？

答案：惯导系统转入导航之前，要首先进行初始对准，建立载体的水平和方位基准，同时按照公式，为系统输入初始导航数据(0λ，0?，0h )。在转入导航后，系统以对准时建立的水平和方位基准为参考坐标系进行加速度的测量和导航计算，加速度计输出的信号送到导航计算机。陀螺在施矩信号作用下，通过稳定回路，控制平台跟踪导航坐标系在惯性空间的角运动。载体的姿态和方位信息则可以从平台框架上的传感器直接测量得到。

2. 根据以下捷联式惯导系统原理结构图，阐述其原理？

如下捷联式惯导系统原理结构图:

答案：在捷联式惯导系统中，没有实体平台，其平台功能将由计算机来完成，因而称之为“数学平台”。此时，陀螺仪和加速度计都直接安装在载体上，惯性元件的敏感轴安装在所谓的载体坐标系的三轴方向上，根据原理结构图，分别计算出载体坐标系相对于惯性系的角速度和角加速度。为了避免载体急速运动所引起对陀螺仪和加速度计的影响，计算机首先要根据所接收陀螺仪和加速度计的输出信息，按照陀螺仪和加速度计的误差模型对它们的误差进行补偿，才能得到比较精确的载体相对惯性系所具有的角速度和角加速度。

惯性导航作业

惯性导航作业

一、数据说明： 1：惯导系统为指北方位的捷连系统。初始经度为116.344695283度、纬度为39.975172度,高度h为30米。初速度 v0=[-9.993908270;0.000000000;0.348994967]。 2：jlfw中为600秒的数据，陀螺仪和加速度计采样周期分别为为1/100秒和1/100秒。 3：初始姿态角为[2 1 90]（俯仰，横滚，航向,单位为度）,jlfw.mat中保存的为比力信息f_INSc(单位m/s^2)、陀螺仪角速率信息wib_INSc(单位rad/s)，排列顺序为一~三行分别为X、Y、Z向信息. 4: 航向角以逆时针为正。 5:地球椭球长半径re=6378245;地球自转角速度wie=7.292115147e-5;重力加速度g=g0*(1+gk1*c33^2)*(1-2*h/re)/sqrt(1-gk2*c33^2)； g0=9.7803267714;gk1=0.00193185138639;gk2=0.00669437999013;c33=sin(lat纬度); 二、作业要求： 1：可使用MATLAB语言编程，用MATLAB编程时可使用如下形式的语句读取数据：load D:\...文件路径...\jlfw,便可得到比力信息和陀螺仪角速率信息。用角增量法。 2：(1) 以系统经度为横轴，纬度为纵轴（单位均要转换为：度）做出系统位置曲线图； (2) 做出系统东向速度和北向速度随时间变化曲线图（速度单位：m/s，时间单位：s）； (3) 分别做出系统姿态角随时间变化曲线图（俯仰，横滚，航向,单位转换为：度，时间单位：s）； 以上结果均要附在作业报告中。 3：在作业报告中要写出“程序流程图、现阶段学习小结”，写明联系方式。

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：2 10.88022t x δ?==m （2） 失准角0φ引起的误差：2 02 0.92182g t x φδ==m （3） 陀螺漂移ε引起的误差：3 30.01376 g 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：

车辆大作业2

系统组成如下： （1）动力系统（蓄电池组、直流无刷电机）； （2）传动系统（轮边减速器）： （3）行走系统（轮胎、前车架、后车架、摆动架）： （4）转向系统（电动推杆，铰接体）： （5）通信系统（车载无线AP、网络交换机、遥控装置接收器）； （6）信息采集系统（激光雷达、里程计、惯性导航模块、转角传感器）：（7）控制系统（主控制器、信号采集控制器、DSP电机驱动控制器）： （8）遥控系统（工业遥控器）动力系统由蓄电池组构成（24V蓄电池组2组，48V蓄电池组1组），作为整车的动力源以及控制电源。四轮独立驱动，动力分别由四个轮边电机经过轮边减速器传递到车轮。 行走系统由前后两个车架组成，车架由槽钢焊接，前后车架通过较接体与摆动架相连，可以实现车体的转向和摆动。 转向系统采用电动推杆（带有减速机构的直流无刷电机）代替转向油缸实现转向。 信息采集系统的构成与实车相同，包括激光雷达、里程计、转角传感器、惯性导航模块等，同样为了实现信息采集从而获取地面信息以及车体位姿信息。 通信系统的构成与实车相同，包括车载无线AP、网络交换机、遥控装置接收器，采用CAN总线和以太网通信，同样为了实现各个系统之间的数据交控制系统采用工控机以及信号采集控制器、DSP电机驱动控制器来实现模型样机的遥控操作以及无人驾驶。跟实车有所不同的是采用DSP电机驱动控制器取代了实车的执行控制器PLC，原因是DSP在对行驶驱动电机和转向电动推杆的控制上比执行控制器PLC更为方便。 1动力系统 地下铰接式自卸车实车采用柴油机作为动力源，而模型样机则采用蓄电池组作为动力源。 本文的研究目的是验证路径跟踪以及速度决策算法，作为研究对象的实车和模型样机均采用铰接转向与电传动结构，在运动关系上相同，所以动力源的不

北航惯性导航综合实验四实验报告

基于运动规划的惯性导航系统动态实验 二零一三年六月十日

实验4.1 惯性导航系统运动轨迹规划与设计实验 一、实验目的 为进行动态下简化惯性导航算法的实验研究，进行路径和运动状态规划，以验证不同运动状态下惯导系统的性能。通过实验掌握步进电机控制方法，并产生不同运动路径和运动状态。 二、实验内容 学习利用6045B 控制板对步进电机进行控制的方法，并控制电机使运动滑轨产生定长运动和不同加速度下的定长运动。 三、实验系统组成 USB_PCL6045B 控制板（评估板）、运动滑轨和控制计算机组成。 四、实验原理 IMU安装误差系数的计算方法 USB_PCL6045B 控制板采用了USB 串行总线接口通信方式，不必拆卸计算机箱就可以在台式机或笔记本电脑上进行运动控制芯片PCL6045B 的学习和评估。 USB_PCL6045B 评估板采用USB 串行总线方式实现评估板同计算机的数据交换，由评估板的FIFO 控制回路完成步进电机以及伺服电机的高速脉冲控制，任意2 轴的圆弧插补，2-4 轴的直线插补等运动控制功能。USB_PCL6045B 评估板上配置了全部PCL6045B 芯片的外部信号接口和增量编码器信号输入接口。由 USB_PCL6045B 评估测试软件可以进行PCL6045B 芯片的主要功能的评估测试。

图4-1-1USB_PCL6045B 评估板原理框图 如图4-1-1 所示，CN11 接口主要用于外部电源连接，可以选择DC5V 单一电源或DC5V/24V 电源。CN12 接口是USB 信号接口，用于USB_PCL6045B 评估板同计算机的数据交换。 USB_PCL6045B 评估板已经完成对PCL6045B 芯片的底层程序开发和硬件资源与端口的驱动，并封装成156 个API 接口函数。用户可直接在VC 环境下利用API 接口函数进行编程。 五、实验内容 1、操作步骤 1）检查电机驱动电源（24V） 2）检查USB_PCL6045B 控制板与上位机及电机驱动器间的连接电缆 3）启动USB_PCL6045B 控制板评估测试系统检查系统是否正常工作。 4）运行编写的定长运动程序，并比较实际位移与设定位移。

北航惯性导航大作业

惯性导航基础课程大作业报告（一）光纤陀螺误差建模与分析 班级：111514 姓名： 学号 2014年5月26日

一.系统误差原理图 二.系统误差的分析 （一）漂移引起的系统误差 1. εx ，εy ，εz 对东向速度误差δVx 的影响 clc;clear all; t=1:0.01:25; g=9.8; L=pi/180*39; Ws=2*pi/84.4*60; Wie=2*pi/24; R=g/(Ws)^2; e=0.1*180/pi; mcVx1=e*g*sin(L)/(Ws^2-Wie^2)*(sin(Wie*t)-Wie*sin(Ws*t)/Ws); mcVx2=e*((Ws^2-(Wie^2)*((cos(L))^2))/(Ws^2-Wie^2)*cos(Ws*t)-(Ws^2)*((sin(L))^2)*cos(Wi e*t)/(Ws^2-Wie^2)-(cos(L))^2); mcVx3=(sin(L))*(cos(L))*R*e*((Ws^2)*cos(Wie*t)/(Ws^2-Wie^2)-(Wie^2)*cos(Ws*t)/(Ws^2-Wi e^2)-1); plot(t,[mcVx1',mcVx2',mcVx3']); title('Ex,Ey,Ez 对Vx 的影响'); xlabel('时间t'); ylabel('Vx(t)'); 0,δλδL ,v v δδ

legend('Ex-mcVx1','Ey-mcVx2','Ez-mcVx3'); grid; axis square; 分析：εx，εy，εz对东向速度误差δVx均有地球自转周期的影响，εx，εy还会有舒勒周期分量的影响，其中，εy对δVx的影响较大。 2.εx，εy，εz对东向速度误差δVy的影响 clc;clear all; t=1:0.01:25; g=9.8; L=pi/180*39; Ws=2*pi/84.4*60; Wie=2*pi/24; R=g/(Ws)^2; e=0.1*180/pi; mcVy1=e*g*(cos(Wie*t)-cos(Ws*t))/(Ws^2-Wie^2); mcVy2=g*sin(L)*e/(Ws^2-Wie^2)*(sin(Wie*t)-Wie/Ws*sin(Ws*t)); mcVy3=g*cos(L)*e/(Ws^2-Wie^2)*(sin(Wie*t)-Wie/Ws*sin(Ws*t)); plot(t,[mcVy1',mcVy2',mcVy3']); title('Ex,Ey,Ez对Vy的影响'); xlabel('时间t'); ylabel('Vy(t)'); legend('Ex-mcVy1','Ey-mcVy2','Ez-mcVy3'); grid; axis square;

最优估计大作业1.

最优估计大作业 姓名：李海宝 学号：S314040186 导师：刘胜 专业：控制科学与工程

模糊逻辑卡尔曼滤波器在智能AUV导航系统中的自适应调 整 摘要 本论文基于全球定位系统（GPS）和几个惯性导航系统（INS）传感器描述了对于自主水下航行器（AUV）应用的一种智能导航系统的执行过程。本论文建议将简单卡尔曼滤波器（SKF）和扩展卡尔曼滤波器（EKF）一前一后地用于融合INS 传感器的数据并将它们与GPS数据结合到一起。传感器噪声特性里潜在的变化会引起SKF和EKF的初始统计假定的调整，本论文针对这一问题着重突出了模糊逻辑方法的使用。当这种算法包含实际传感器噪特性的时候，SKF和EKF只能维持他们的稳定性和性能，因此我们认为这种自适应机制同SKF与EKF一样有必要。此外，在提高导航系统的可靠性融合过程期间，故障检测和信号恢复算法也需在此要讨论。本论文建议的这种算法用于使真实的实验数据生效，这些数据都是从Plymouth大学和Cranfield大学所做的一系列AUV实验(运行低成本的锤头式AUV)中获得的。 关键词：自主水下航行器；导航；传感器融合；卡尔曼滤波器；扩展卡尔曼滤波器；模糊逻辑 1.引言 对于以科学、军事、商业为目的应用，如海洋勘察、搜索未爆弹药和电缆跟踪检查，AUV的发展需要相应导航系统的发展。这样的系统提供航行器位置和姿态的数据是很有必要的。在这样的系统中对精度的要求是最重要的：错误的位置和姿态数据会导致收集数据的一个毫无意义的解释，或者甚至AUV的一个灾难性故障。 越来越多来自整个世界的研究团队正利用INS和GPS来研发组合导航系统。然而，他们的工作中几乎都没有明确几个INS传感器融合的本质要求，这些传感器用于确保用户保持精度或甚至用来防止在与GPS融合之前导航系统这部分的完全失败。例如，金赛和惠特科姆（2003）使用一个切换机制来防止INS的完全失败。虽然这个方法简单易行，但是可能不适合用于维持一个确定的精度等级。 出于多传感器数据融合和集成的目的，几种估计方法在过去就已经被使用过。为此，SKF/EKF和它们的变形在过去就已经是流行的方法，并且一直到现在都对开发算法感兴趣。然而，在设计SKF/EKF过程中，一个显著的困难经常会被

北航惯性导航综合实验四实验报告

基于运动规划的惯性导航系统动态实验 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

二零一三年六月十日 实验4.1 惯性导航系统运动轨迹规划与设计实验一、实验目的 为进行动态下简化惯性导航算法的实验研究，进行路径和运动状态规划，以验证不同运动状态下惯导系统的性能。通过实验掌握步进电机控制方法，并产生不同运动路径和运动状态。 二、实验内容 学习利用6045B 控制板对步进电机进行控制的方法，并控制电机使运动滑轨产生定长运动和不同加速度下的定长运动。 三、实验系统组成 USB_PCL6045B 控制板（评估板）、运动滑轨和控制计算机组成。 四、实验原理 IMU安装误差系数的计算方法 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

USB_PCL6045B 控制板采用了USB 串行总线接口通信方式，不必拆卸计算机箱就可以在台式机或笔记本电脑上进行运动控制芯片PCL6045B 的学习和评估。 USB_PCL6045B 评估板采用USB 串行总线方式实现评估板同计算机的数据交换，由评估板的FIFO 控制回路完成步进电机以及伺服电机的高速脉冲控制，任意 2 轴的圆弧插补，2-4 轴的直线插补等运动控制功能。USB_PCL6045B 评估板上配置了全部PCL6045B 芯片的外部信号接口和增量编码器信号输入接口。由 USB_PCL6045B 评估测试软件可以进行PCL6045B 芯片的主要功能的评估测试。 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

图4-1-1USB_PCL6045B 评估板原理框图如图4-1-1 所示，CN11 接口主要用于外部电源连接，可以选择DC5V 单一电源或DC5V/24V 电源。CN12 接口是USB 信号接口，用于USB_PCL6045B 评估板同计算机的数据交换。 USB_PCL6045B 评估板已经完成对PCL6045B 芯片的底层程序开发和硬件资源与端口的驱动，并封装成156 个API 接口函数。用户可直接在VC 环境下利用API 接口函数进行编程。 五、实验内容 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

哈工大导航原理大作业

哈工大导航原理大作业-标准化文件发布号：（9456-EUATWK-MWUB-WUNN-INNUL-DDQTY-KII

《导航原理》作业 (惯性导航部分)

一、题目要求 A fighter equipped with SINS is initially at the position of ?35 NL and ?122 EL,stationary on a motionless carrier. Three gyros X G ,Y G ,Z G ,and three accelerometers, X A ,Y A ,Z A are installed along the axes b X ,b Y ,b Z of the body frame respectively. Case 1:stationary onboard test The body frame of the fighter initially coincides with the geographical frame, as shown in the figure, with its pitching axis b X pointing to the east,rolling axis b Y to the north, and azimuth axis b Z upward. Then the body of the fighter is made to rotate step by step relative to the geographical frame. (1) ?10around b X (2) ?30around b Y (3) ?50-around b Z After that, the body of the fighter stops rotating. You are required to compute the final output of the three accelerometers on the fighter, using both DCM and quaternion respectively,and ignoring the device errors. It is known that the magnitude of gravity acceleration is 2/8.9g s m =. Case 2:flight navigation Initially, the fighter is stationary on the motionless carrier with its board 25m above the sea level. Its pitching and rolling axes are both in the local horizon, and its rolling axis is ?45on the north by east, parallel with the runway onboard. Then the fighter accelerate along the runway and take off from the carrier. The output of the gyros and accelerometers are both pulse numbers,Each gyro pulse is an angular increment of sec arc 1.0-,and each accelerometer pulse is g 6e 1-,with 2/8.9g s m =.The gyro output frequency is 10 Hz,and the accelerometer ’s is 1Hz. The output of gyros and accelerometers within 5400s are stored in MATLAB data files named gout.mat and aout.mat, containing matrices gm of 35400? and am of 35400? respectively. The format of data as shown in the tables, with 10 rows of each matrix selected. Each row represents the out of the type of sensors at each sample time.

北航惯性导航综合实验一实验报告

实 验一 陀螺仪关键参数测试与分析实验 加速度计关键参数测试与分析实验 二零一三年五月十二日 实验一陀螺仪关键参数测试与分析实验 一、实验目得 通过在速率转台上得测试实验,增强动手能力与对惯性测试设备得感性认识；通过对陀螺仪测试数据得分析,对陀螺漂移等参数得物理意义有清晰得认识,同时为在实际工程中应用陀螺仪与对陀螺仪进行误差建模与补偿奠定基础。 二、实验内容 利用单轴速率转台,进行陀螺仪标度因数测试、零偏测试、零偏重复性测试、零漂测试实验与陀螺仪标度因数与零偏建模、误差补偿实验。 三、实验系统组成 单轴速率转台、MEMS 陀螺仪(或光纤陀螺仪)、稳压电源、数据采集系统与分析系统。

四、实验原理 1.陀螺仪原理 陀螺仪就是角速率传感器,用来测量载体相对惯性空间得角速度，通常输出与角速率对应得电压信号。也有得陀螺输出频率信号(如激光陀螺）与数字信号（把模拟电压数字化)。以电压表示得陀螺输出信号可表示为: (1-1）式中就是与比力有关得陀螺输出误差项，反映了陀螺输出受比力得影响,本实验不考虑此项误差。因此，式（１－１）简化为 (１-2）由（１－2）式得陀螺输出值所对应得角速度测量值: (1－3) 对于数字输出得陀螺仪,传感器内部已经利用标度因数对陀螺仪模拟输出进行了量化,直接输出角速度值,即： （１－4）就是就是陀螺仪得零偏，物理意义就是输入角速度为零时，陀螺仪输出值所对应得角速度。且 (１-5) 精度受陀螺仪标度因数、随机漂移、陀螺输出信号得检测精度与得影响。通常与表现为有规律性,可通过建模与补偿方法消除,表现为随机特性,可通过信号滤波方法抵制。因此，准确标定与就是实现角速度准确测量得基础。 五、陀螺仪测试实验步骤 1)标度因数与零偏测试实验 ａ、接通电源，预热一定时间; b、陀螺工作稳定后，测量静止情况下陀螺输出并保存数据;

波音737-800建模大作业

波音737—800飞机飞行模型建立实验 学院：航空自动化 专业：导航制导与控制

1 实验目的 根据飞机所提供的QAR数据，把飞机的飞行过程分为几个阶段，通过受力分析计算得出飞机在各阶段的各个时刻的地速以及飞机当时所处的地球经纬度。这之后，再把计算出来的这些数据与QAR里面的相对应的数据进行比较，得出数据误差。使我们对飞机各阶段的机体受力分析得到验证，最后确定飞机的整个飞行过程的模型。 2 实验内容 分析所得的QAR数据，根据QAR数据对飞机的飞行过程进行分阶段处理。然后查找相关资料，对飞机在飞行各阶段过程中进行受力分析。进而用MATLAB软件编写程序，计算出飞机各个阶段的地速和地球经纬度。最后把计算出来的数据和QAR里相应的数据作比较，用MA TLAB画出比较曲线图，得出计算误差，建立起飞机的飞行过程模型。在整个实验过程中要修学的课程有：《大气数据应用分析》、《导航原理与系统》、《飞机的飞行性能》、《惯性导航原理》、《MATLAB应用与编程》等等。

3 实验步骤 3.1 QAR数据分析 QAR数据分析 数据英文数据意义和用途所用仪表备注 1 东经Present Position Longitude 由0°本初子午线向东、西递增到180°导航仪 2 北纬Present Position Latitude 赤道向北递增到90°导航仪 3 磁航向Heading Magnetic 飞机纵轴在地平面上的投影，与磁子午线的 夹角（磁北顺时针转的夹角）。磁偏角：地 球表面任一点的磁子午圈同地理子午圈的夹 角。 磁罗盘上 有罗差修 正器，已经 抵消罗差， 所以磁罗 盘测的基 本就是磁 航向。 4 标准气压高度ALTITUDE 飞机到标准气压平面的垂直距离气压式高度表 5 左无线电高度RADIO HEIGHT Left 飞机到地面的垂直距离 无线电高 度表 6 机场标高AIR/GROUND 机场与海平面的垂直高度 7 左主起落架Left main gear air/end 起落架用于在地面停放及滑行时支撑飞机并 使飞机在地面上灵活运动，并吸收飞机运动 时产生的撞击载荷。主要用来判断飞机是否 起飞。 8 右主起落架Right main gear air/end 9 真空速Computed airspeed 飞机相对于空气的运动速度，根据空速可计 算地速，从而确定已飞距离和待飞时间。 空速表0.5~1.0 10 马赫数MACH 真空速与飞机所在高度的音速之比，当飞机 的M数超过临界M数时，飞机的空气动力特 马赫数表0.5~1.0

(完整)北航惯性导航作业二.

(完整)北航惯性导航作业二. 编辑整理： 尊敬的读者朋友们： 这里是精品文档编辑中心，本文档内容是由我和我的同事精心编辑整理后发布的，发布之前我们对文中内容进行仔细校对，但是难免会有疏漏的地方，但是任然希望（(完整)北航惯性导航作业二.）的内容能够给您的工作和学习带来便利。同时也真诚的希望收到您的建议和反馈，这将是我们进步的源泉，前进的动力。 本文可编辑可修改，如果觉得对您有帮助请收藏以便随时查阅，最后祝您生活愉快业绩进步，以下为(完整)北航惯性导航作业二.的全部内容。

惯性导航作业

一、数据说明： 1：惯导系统为指北方位的捷连系统.初始经度为116。344695283度、纬度为 39.975172度,高度h为30米。初速度v0=［—9。993908270;0.000000000； 0.348994967］。 2：jlfw中为600秒的数据，陀螺仪和加速度计采样周期分别为为1/100秒和1/100秒。 3：初始姿态角为［2 1 90］（俯仰，横滚，航向,单位为度)，jlfw。mat中保存的 为比力信息f_INSc(单位m/s^2)、陀螺仪角速率信息wib_INSc(单位rad/s)，排列 顺序为一～三行分别为X、Y、Z向信息. 4：航向角以逆时针为正. 5：地球椭球长半径re=6378245;地球自转角速度wie=7。292115147e-5;重力加速度 g=g0*（1+gk1＊c33^2)＊（1-2*h/re)/sqrt(1—gk2*c33^2）;g0=9.7803267714； gk1=0。00193185138639；gk2=0。00669437999013；c33=sin（lat纬度）; 二、作业要求： 1:可使用 MATLAB语言编程，用MATLAB编程时可使用如下形式的语句读取数据： load D:\..。文件路径。。.\jlfw,便可得到比力信息和陀螺仪角速率信息。用角增 量法。 2:（1) 以系统经度为横轴,纬度为纵轴（单位均要转换为：度）做出系统位置曲线图； （2）做出系统东向速度和北向速度随时间变化曲线图（速度单位:m/s，时间单位:s)； (3) 分别做出系统姿态角随时间变化曲线图（俯仰，横滚,航向,单位转换为：度，时间单位：s)； 以上结果均要附在作业报告中. 3：在作业报告中要写出“程序流程图、现阶段学习小结”,写明联系方式。 （注意程序流程图不是课本上的惯导解算流程，而是你程序分为哪几个模块、是 怎样一步步执行的,什么位置循环等，让别人根据该流程图能够编出相应程序）

惯性导航作业

惯性导航系统的基本原理、特点及在现代生活中的应用 惯性导航系统的基本原理 惯性导航系统也称作惯性参考系统，是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量(如无线电导航那样)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。 惯性导航技术的理论基础是牛顿力学基本定律。惯性导航系统是以陀螺和加速度计为敏感器件的导航参数解算系统，该系统根据陀螺的输出建立导航坐标系，根据加速度计输出解算出运载体在导航坐标系中的速度和位置。惯性导航系统分成平台式惯性导航系统和捷联式惯性导航系统两大类。平台式惯性导航系统将惯性测量元件安装在惯性平台上，惯性平台稳定在预定的坐标系内，为加速度计提供一个测量基准，并使惯性测量元件体角运动的影响。导航计算机根据加速度计的输出和初始条件进行导航解算，得出载的位置、速度等导航参数。捷联式惯性导航系统将惯性测量元件直接固联在载体上，测量沿载体坐标系的角速度和角加速度，计算机则利用陀螺的输出，进行坐标变换，求解载体的即时速度、位置等导航参数。惯性导航仅依靠惯性装置本身就能在载体内部独立地完成导航任务，不需要与外界发生任何信号联系，具有高度的自主性。这在战略和战术应用上具有重要的意义。但惯性导航的定位误差会随时间逐步增加，必须不断地进行误差修正，才能保证达到要求的精度。 陀螺仪 陀螺仪通常是指安装在万向支架中高度旋转的转子，转子同时可绕垂直于自转轴的一根轴或两根轴进动，前者称单自由度陀螺仪，后者称二自由度陀螺仪。

导航系统大作业

导航系统

1．简述捷联惯性系统中地理系到机体系的姿态阵b g C 其含义及其功能。 答：含义：导航坐标系g g g O x y z -到机体坐标系b b b O x y z -的一组欧拉角为,,θγψ，导航坐 标系经过3次转动到机体坐标系。g g g x y z 依次沿g O z -、' b O x -、'' b O y -旋转角度-ψ、θ、γ后到b b b x y z 。姿态矩阵中包含了机体的姿态角方位角ψ、俯仰角θ和横滚角γ。 功能：机体陀螺仪输出的角速度信息经过补偿后，积分得到机体坐标系与导航坐标系的姿态信 息和姿态转移矩阵。捷联惯导系统中，加速度计与载体固连，利用姿态阵完成加速度计输出信息从机体坐标到导航坐标的转换。转换后的加速度计信息经过积分可得到机体在导航坐标系下的速度和位置。 2．画出并用式表达速度三角形（地速、控速、风速）及航迹角、航向角与偏流角之间的关系。 答：风速：空气相对于地面的运动速度；空速：飞机相对于空气运动的速度；地速：飞机相对 于地面的运动速度。=+v v v 风地空 航向角：机头在水平面投影与真北方向的夹角?；偏流角：空速矢量和地速矢量之间的夹角，用 δ表示；航迹角：飞机速度矢量在水平面投影与真北方向的夹角。航向角?加上偏流角δ等于地 速v 地的方位角α。 3．简述惯性导航系统、卫星导航系统、多普勒导航、塔康、VOR/DME 、天文导航其各自的基本工作原理、特点及误差特性。 答：一、惯性导航系统 （1）工作原理 以牛顿力学定律为基础，以陀螺仪和加速度计为敏感器件进行导航参数解算。系统根据陀螺

仪的输出建立导航坐标系，根据加速度计输出解算出运载体的速度和位置，从而实现姿态和航向解算。 （2）特点 惯性导航系统不需要任何外来信息，也不会向外辐射任何信息，仅依靠惯性器件就能全天候，全球性的自主三维定位和三维定向，同时具备自主性、隐蔽性和信息的完备性。 （3）误差特性 误差随时间积累，短时间导航精度较高。 二、卫星导航系统 （1）工作原理 以卫星和用户接收机天线之间的距离观测量为基准，根据已知的卫星的瞬时坐标（轨道根数），来确定用户观测点的经纬度和高程信息。 （2）特点 卫星导航系统具有全天候、高精度、自动化、高效益、性能好，应用广的特点，是一种被动式的导航系统。但需要地面站支持，电波易受干扰。 （3）误差特性 在卫星导航系统中，影响测量结果的误差因素有与卫星有关的误差，与观测有关的误差，和与观测站有关的误差。包括卫星时钟、星历误差，也受电离层、对流层和周围环境事物遮挡等影响。长时间导航精度较高。 三、多普勒导航系统 （1）工作原理 多普勒导航系统是一种自助式推算导航系统。机载多普勒雷达向地面发射电波和接收地面的回波，通过测量地面回波的多普勒频移，通过定位解算，即可得到飞行器的位置信息。 （2）特点 多普勒导航系统不需要有地面或卫星发射台，发射的波束窄，角度陡，难以被监测，自主性强，测速精度高，不需要初始对准。 （3）误差特性 影响多普勒导航系统的误差有测速误差和飞机的角度敏感误差。系统的定位误差发散，随时间推移而增大。 四、塔康导航系统 （1）工作原理 塔康导航系统是由塔康地面设备（塔康信标）和机载设备组成。其采用极坐标体制定位，飞机定时向地面台发送和接收信号，机载设备与塔康信标配合连续解算出飞机所在点相对于信标的方位角和距离。 （2）特点

组合导航大作业

基于组合导航系统的数值积分粒子滤波算法 摘要 本研究工作中，我们研究数值积分粒子滤波器（CPF）算法来计算GPS / INS组合导航系统的估值。GPS/ INS组合导航系统的误差模型是非线性的。CPF算法是建立在数值积分卡尔曼滤波器（CKF）和粒子滤波器（PF）之上的，并且具有两者的优点。因此CPF可以为高维非线性滤波器问题提供一个系统的解决方案。CPF通过模拟的方式来展现。模拟结果表明，当与次优技术例如数值积分卡尔曼滤波器（CKF）比较时，这种方法具有优越的性能，因为在这种情况下CKF有大的初始偏差。模拟的结果表明，该改进的CPF的表现超越了传统的非线性滤器。该研究为工程设计和改进提供了支持。 关键字：数值积分规则数值积分卡尔曼滤波（CKF）数值积分粒子滤波器（CPF）组合导航 1、引言 滤波器在实际系统起着非常重要的作用。在现实世界中，几乎所有的系统都具有非线性特性。只有深刻领会非线性系统的本质，合理建立系统模型和非线性网络滤波方法才能有效地帮助分析和解决各种在工程实践中遇到的问题。 卡尔曼滤波器（KF）是用于估算线性系统[1]的最优滤波器。该GPS / INS导航系统通常采用卡尔曼滤波器来估计所述系统的状态[2，3]。卡尔曼滤波器的简单计算，递归结构和数学严谨的推导，使其适用和吸引大量实际应用的使用。然而，许多现实世界的系统都是非线

性的。扩展卡尔曼滤波器（EKF）的开发来帮助这些非线性系统。但是扩展卡尔曼滤波器是一种次优的非线性滤波器，由于当是线性系统[4，5]时截断了高阶项。EKF的计算时间类似于卡尔曼滤波器[6]的。 数值积分卡尔曼滤波器（CKF）是没有非线性模型[7]的直链化非线性滤波连接的方法。在CKF算法是公正和最小方差，这比GPS / INS 动态系统[8] EKF方法更好。在CKF中被建议使用贬低线性偏置的非线性测量方程[9]。物理系统往往受到意想不到的偏差或失误[10]。其结果是，有一个方法，来维持一个精确的和可靠的解决方案[11]是重要的。论文中数值积分卡尔曼滤波（CKF）算法被引入粒子滤波器（PF）的框架[12]。 惯性导航系统（INS）是一种自主导航系统。它不仅可以提供连续车辆的位置和速度的信息，也可以提供三个轴的姿态。全球定位系统（GPS），这是在20世纪80年代开发的，可以在任何地点任何时间提供精确的位置和速度信息。它的字符导致自己被越来越广泛地用于车辆在空中，海上和陆地导航。通过整合GPS和INS的优点，GPS / INS集成系统将提高导航精度和可靠性。 2、数值积分粒子滤波 动态状态空间模型的离散形式可以表示为[7]： 过程方程： 测量公式：

哈工大导航原理大作业剖析

《导航原理》作业 (惯性导航部分)

一、题目要求 A fighter equipped with SINS is initially at the position of ?35 NL and ?122 EL,stationary on a motionless carrier. Three gyros X G ,Y G ,Z G ,and three accelerometers, X A ,Y A ,Z A are installed along the axes b X ,b Y ,b Z of the body frame respectively. Case 1:stationary onboard test The body frame of the fighter initially coincides with the geographical frame, as shown in the figure, with its pitching axis b X pointing to the east,rolling axis b Y to the north, and azimuth axis b Z upward. Then the body of the fighter is made to rotate step by step relative to the geographical frame. (1) ?10around b X (2) ?30around b Y (3) ?50-around b Z After that, the body of the fighter stops rotating. You are required to compute the final output of the three accelerometers on the fighter, using both DCM and quaternion respectively,and ignoring the device errors. It is known that the magnitude of gravity acceleration is 2/8.9g s m =. Case 2:flight navigation Initially, the fighter is stationary on the motionless carrier with its board 25m above the sea level. Its pitching and rolling axes are both in the local horizon, and its rolling axis is ?45on the north by east, parallel with the runway onboard. Then the fighter accelerate along the runway and take off from the carrier. The output of the gyros and accelerometers are both pulse numbers,Each gyro pulse is an angular increment of sec arc 1.0-,and each accelerometer pulse is g 6e 1-,with 2/8.9g s m =.The gyro output frequency is 10 Hz,and the accelerometer’s is 1Hz. The output of gyros and accelerometers within 5400s are stored in MATLAB data files named gout.mat and aout.mat, containing matrices gm of 35400? and am of 35400? respectively. The format of data as shown in the tables, with 10 rows of each matrix selected. Each row represents the out of the type of sensors at each sample time.

北航惯性导航期末大作业

惯性导航期末大作业 14171106 苗家语 1.平台式惯导系统，求导航坐标系n 系与计算机坐标系c 系的区别和转换矩阵，设c 系相对n 系的误差角为()x y z δθδθδθ 答：n 系与c 系误差角为：δ?θ-=x ，?δλθcos y =， ?δλθsin z =，三个欧拉角矩阵相乘，近似得到转换矩阵：????? ??---=111z z x y x y c n C δθδθδθδθδθδθ 2.以四元数相乘的法则计算两个矢量P 和Q 的四元数相乘的结果。 答：矢量P =i a i a i a 332 211++ 矢量Q=i b i b i b 3 32211++ P·Q=- (b a b a b a 332211++) + ???? ? ??b b b a a a i i i 321321321= -P·Q + P ×Q 四元数A=→+P a 0 B=→ +Q b 0 则AB=→→→→→→?++++Q P Q P P b Q a b a 0000 3.某刚体沿自身k 轴旋转30°得到i'-j'-k'刚体，请分别在i-j-k 坐标系和i'-j'-k'坐标系给出v1=i+j+k 和v2=i'+j'+k'的关系。 答：在i-j-k 坐标系中 v2相当于v1绕k 轴旋转30° q=cos15°+k sin15° q v q v 112-= 在i'-j'-k'坐标中 v1相当于v2绕k 轴旋转-30° q ’=cos15°- k sin15°=q 1-

所以q v q v 21 1-= 4.以3-1-2顺序定义欧拉角旋转，请采用四元数方法，计算载体的欧拉角（即已知载体初始姿态与地理坐标系重合），且已获得当前瞬时四元数q(t)，求欧拉角。 答：不太会做 5.证明||||q * 1 q q =- 证明：四元数范数的定义为23 22212*qq ||q ||p p p +++==λ 得|| ||q 1* q q = 逆四元数定义为q 1q 1=- ||||q 1q * 1 q q ==- 证明完毕 6.求证两个矢量αβ 、， =1()21()2αβαβαβ αβαββααβαββα?-?+??=-?+??=?-?

GPS,INS组合导航

GPS/INS 组合导航 （仪器科学与工程学院） 摘要：GPS/INS 组合导航是用GPS和INS各自的优点进行组合得到的组合导航系统。它能够拥有GPS的长距离同误差和INS的短距离精确导航的优点，本文是关于GPS/INS组合导航的综述。 关键词：组合导航；惯性导航系统；GPS；INS GPS可以提供全球性的、全天候的、高精度的无源式三维导航定位服务，定位误差不随时间增长，但是GPS的自主性差，需要依靠运营商，受地形建筑的遮蔽信号物的影响，很难做到高精度实时动态控制和导航。而INS的短期精度高、自主性强、抗干扰能力强，但是长期精度低，导航误差随着时间会逐渐积累。所以二者的优缺点结合互补，可以实现实时精度高，动态性强，数据更新率高等优点。 1背景 1.1 GPS简介 GPS是英文Global Positioning System（全球定位系统）的简称。GPS起始于1958年美国军方的一个项目，1964年投入使用。20世纪70年代，美国陆海空三军联合研制了新一代卫星定位系统GPS 。主要目的是为陆海空三大领域提供实时、全天候和全球性的导航服务，并用于情报搜集、核爆监测和应急通讯等一些军事目的，经过20余年的研究实验，耗资300亿美元，到1994年，全球覆盖率高达98%的24颗GPS卫星星座己布设完成。它有以下的优点[1][4][5]： 1、定位精度高，GPS定位精度可以达到0.1～ 0.0lppm。定点定位GPS有着这么高的精 度可以满足不同情况下，不同需求下的 精度需求。 2、范围广，全球定位。 3、适应性强，可在各种恶劣环境中工作，可 以24小时工作。而且无论是高山，深谷， GPS都能够工作。 同样的GPS也有弊端： 1、抗干扰能力弱，GPS利用电磁波传递信 号，容易受到地形，天气，磁场，电磁 波等干扰。也会受到大气层中对流层和 电离层的影响。 2、由于电磁波传播途径被影响，会导致定位 时产生误差。影响精度。 3、自主性差 GPS是现在人们生活工作中重要的工具，能够满足人们一定的生活工作需求，但是它明显的缺点也是制约其进一步发展的因素。 1.2INS简介 INS全称Inertial Navigation System，即惯性导航系统，有时也简称为惯性系统或惯性导航。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[2]。 惯性导航系统是用搭载在载体上的陀螺仪等仪器来根据载体的运动状态计算出载体实时的运动状态，位置等数据。搭载在载体上实现了惯导系统的小型化，也降低了惯导的使用条件。 惯性导航是完全自主的，但是必须要知道起始位置的精确数据。总结起来惯导有以下优点[3]： 1. 隐蔽性好，因为该系统不依赖外界的信息， 而且不受电磁干扰。 2. 可全天候、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。 惯性导航系统也有局限性： 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；