摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究

Vol. 42, No. 8Aug., 2020第42卷第8期2020年8月舰船科学技术SHIP SCIENCE AND TECHNOLOGY捷联惯导系统晃动基座高精度快速自对准技术研究芈小龙I,桂士宏2,尹洪亮彳(1.海军装备部，北京100071; 2.中国船舶集团有限公司，北京100097; 3.中国舰船研究院，北京100192)摘 要：传统自主对准要求捷联惯导系统准确感应地球自转角速度，导致捷联惯导系统对准期间必须处于静止或微幅晃动状态，限制自主对准的适用范围，而且一般的舰载武器系统难以处于绝对静止状态。

为实现舰载武器 在晃动条件下的自主对准，本文研究提出了晃动基座下的自对准方案。

首先，在粗对准阶段，基于重力加速度在惯性空间的投影量，将姿态阵分割为4个矩阵分别求取，减弱晃动对粗对准的影响；其次，利用晃动条件下系统可观 测性提高的特点设计相关滤波器。

通过实验验证了此对准方案的可行性。

关键词：捷联惯导系统；自主对准；晃动基座中图分类号：U666.1文献标识码：A文章编号：1672 - 7649(2020)08 - 0157 - 05 doi ： 10.3404/j.issn.l672 - 7649.2020.0&029Research on high precision and fast self-alignment of strapdown inertialnavigation system with sloshing baseMI Xiao-long 1, GUI Shi-hong 2, YIN Hong-liang 3(1. Naval Equipment Department, Beijing 100071, China; 2. China State Shipbuilding Corporation Limited,Beijing 100097, China; 3. China Ship Research and Development Academy, Beijing 100192, China)Abstract: Traditional autonomous alignment requires the SINS to accurately sense the angular velocity of the earth ro ­tation, so the SINS must be in a static or slightly wobble state during alignment, which limits the applicable scope of autonomous alignment. Moreover, it is difficult for general shipbome weapon systems to be in an absolute static state.In or ­der to realize the self-alignment of ship-bome weapons under the shaking condition, a self-alignment scheme under the shak ­ing base is proposed in this paper.Firstly, in the coarse alignment stage, based on the projection of gravity acceleration in the inertial space, the attitude array is divided into four matrices and calculated respectively to reduce the influence of sloshing on the coarse alignment. Secondly, the correlation filter is designed with the improved observability of the system under thecondition of sloshing.The feasibility of this alignment scheme is verified by experiments.Key words: strapdown inertial navigation system ； autonomous alignment ； sloshing base0引言捷联惯导系统静基座自主对准有外部信息依赖度 低的特点，可直接利用惯导系统陀螺、加表输出和零 速校正条件，完成粗对准和精对准E 。

动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究【摘要】本研究旨在探讨动基座条件下舰载武器捷联惯导系统的初始对准问题。

首先介绍了该系统的概述，然后深入分析了初始对准的原理，探讨了影响因素并提出初始对准方法。

通过实验验证及结果分析，评估了系统性能，并展望未来工作的方向。

研究发现，动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准的精度受到影响因素的影响，需要针对性地改进方法与算法。

该研究对提高系统稳定性和精确性具有重要意义，为相关领域的发展提供了理论基础和技术支持。

【关键词】动基座，舰载武器，捷联惯导系统，初始对准，研究背景，研究目的，研究意义，系统概述，原理分析，方法研究，实验验证，结果分析，影响因素，性能评估，展望，未来工作，总结。

1. 引言1.1 研究背景动基座条件下舰载武器捷联惯导系统是一种先进的导航和定位技术，通过联合惯性导航系统和全球定位系统的信息，实现高精度的导航和目标定位。

随着现代战争的发展，对武器系统的精确性和实时性要求越来越高，动基座条件下舰载武器捷联惯导系统的应用变得越来越广泛。

在实际应用中，由于动基座条件下舰载武器捷联惯导系统受到舰船运动和海况等因素的影响，系统的初始对准往往面临挑战。

系统的初始对准不仅关系到导航和定位的准确性，还关系到武器系统的命中精度和作战效果。

研究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准是十分必要和重要的。

本文旨在通过对动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准进行深入研究，分析系统的工作原理和方法，探讨影响因素，并通过实验验证和结果分析，评估系统的性能。

展望未来工作，总结研究成果，为提高武器系统的精确性和实用性提供参考。

1.2 研究目的研究目的是为了探究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准的关键技术问题，提高系统的性能和可靠性。

通过对系统概述、初始对准原理分析以及方法研究等方面的深入研究，旨在解决现有系统在动态环境下初期对准存在的不足之处，改进系统的初始对准精度和速度，提高系统的实用性和适用性。

第40卷第1期2023年1月控制理论与应用Control Theory&ApplicationsV ol.40No.1Jan.2023纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准方法李敬春1†,张亚2,段海滨3(1.鹏城实验室,广东深圳518055;2.哈尔滨工业大学仪器科学与工程学院,黑龙江哈尔滨150001;3.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:针对纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准问题,本文将其看作基于特征值分解的优化问题处理,提出一种基于地球系重力矢量的摇摆基座自对准方法.首先,构建基于速度增量形式的目标函数,建立不依赖外部纬度信息的地球系下重力矢量模型,以提高地球系下重力矢量的估计精度;然后,将摇摆基座自对准看作Wahba姿态确定问题,基于地球系下重力矢量建立关于惯性系转换四元数的速度增量式目标函数,增强对噪声及振荡干扰的抑制,利用基于特征值分解的多矢量优化方法完成摇摆基座自对准,以提高对准精度;最后,通过设置捷联惯导摇摆基座初始对准仿真及船舶系泊实验,验证了所提方法的有效性.关键词:捷联惯导系统;摇摆基座;自对准;纬度未知;特征值分解;重力表观运动引用格式:李敬春,张亚,段海滨.纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准方法.控制理论与应用,2023,40(1): 39–46DOI:10.7641/CTA.2021.10580Self-alignment algorithm for swaying SINSunder geographic latitude uncertaintyLI Jing-chun1†,ZHANG Ya2,DUAN Hai-bin3(1.Peng Cheng Laboratory,Shenzhen Guangdong518055,China;2.School of Instrumentation Science and Engineering,Harbin Institute of Technology,Harbin Heilongjiang150001,China;3.School of Automation Science and Electrical Engineering,Beihang University,Beijing100083,China)Abstract:Aimed at solving the initial alignment problem of swaying strapdown inertial navigation system(SINS) under geographic latitude uncertainty,which is considered as an eigenvalue decomposition optimization-based alignment problem in the paper,a self-alignment algorithm based on the gravity vector in earth frame is proposed.Firstly,the velocity increment-based objective function is constructed to represent the gravity vector in earth frame without the aid of external latitude information,which can improve the estimation accuracy of the gravity vector in earth frame.Secondly,the self-alignment of swaying SINS is transformed into a Wahba problem and the gravity vector-based objective function in velocity increment form is built to restrain the disturbances of the sensor noises and oscillations.Then the eigenvalue decomposition-based optimization method is employed to determine the accurate attitude quaternion on the swaying base.Finally,both simulations and ship mooring experiment under the swaying base are carried out,and the results verify the effectiveness and superiority of the proposed algorithm under geographic latitude uncertainty.Key words:strapdown inertial navigation system;swaying base;self-alignment;latitude uncertainty;eigenvalue de-composition;gravity apparent motionCitation:LI Jingchun,ZHANG Ya,DUAN Haibin.Self-alignment algorithm for swaying SINS under geographic latitude uncertainty.Control Theory&Applications,2023,40(1):39–461引言初始对准是捷联惯导系统进行导航工作的前提,其对准速度和对准精度将直接决定捷联惯导系统的响应速度和导航精度[1–4].然而,传统初始对准方法在应用时依赖外部辅助设备提供当地地理纬度信息[5–7],这将会降低捷联惯导系统自主性.在某些无法获取当地纬度信息的应用场景中,比如水下、隧道及深山密林等环境,此时传统对准方法将无法进行初始对收稿日期:2021−07−02;录用日期:2021−10−13.†通信作者.E-mail:**************.cn;Tel.:+86755-85902189.本文责任编委:陈增强.科技创新2030–“新一代人工智能”重大项目(2018AAA0102403),国家自然科学基金项目(U20B2071,U1913602,U19B2033),中国博士后科学基金项目(2020M682824)资助.Supported by the Science and Technology Innovation2030–Key Project of“New Generation Artificial Intelligence”(2018AAA0102403),the National Natural Science Foundation of China(U20B2071,U1913602,U19B2033)and the China Postdoctoral Science Foundation(2020M682824).40控制理论与应用第40卷准[6–9].另外,针对某些对姿态信息具有较高要求的武器稳定平台而言,精确定位信息不是必要的,但仍存在初始对准需求[10–11].因此,在无外部纬度信息条件下,实现捷联惯导系统自对准具有重要意义.文献[12]借助地球自转角速度与重力矢量的空间几何约束关系估计当地纬度信息,然后基于解析式对准确定姿态矩阵,实现了纬度未知条件下静基座自对准.但在摇摆基座下,由于陀螺输出具有较低信噪比,无法直接从陀螺输出中提取地球自转角速度信息,此时静基座对准方法将产生较大对准误差[13–15].为克服角运动对纬度估计的影响,文献[16]基于惯性系重力表观运动,利用惯性空间两不同时刻重力矢量几何约束估计得到当地纬度信息,采用多矢量优化对准实现了纬度未知条件摇摆基座自对准.文献[17]将摇摆基座自对准问题看作空间几何求解问题,利用3个不同时刻的重力矢量确定导航系各轴在惯性系下投影,再计算当前姿态矩阵,实现了纬度未知条件下摇摆基座自对准.上述摇摆基座自对准方法将纬度未知条件下初始对准问题看作空间几何求解问题,原理简单,但易受噪声干扰影响,导致在利用加速度计和陀螺输出信息确定空间几何关系时产生较大误差,进而会降低初始对准精度.为此,文献[18]将纬度未知条件下摇摆基座自对准问题看作优化问题来处理,通过构建不包含纬度信息的多矢量目标函数,并利用梯度下降得到姿态最小二乘解,提高了对噪声干扰的抑制能力.由于对准时间和对准精度是初始对准两项重要技术指标,但该方法仍存在较大由摇摆运动所激励的振荡误差,这会导致对准时间延长.针对纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准问题,本文将其当作基于特征值分解的多矢量优化问题处理.首先,利用惯性系重力表观运动相关约束替代纬度信息,构建不含纬度信息的速度增量式目标函数,进而建立地球系下重力矢量模型,以提高对地球系下重力矢量的估计精度;然后,将摇摆基座自对准看作Wahba姿态确定问题[19],构建基于地球系下重力矢量的速度增量式目标函数,并采用基于特征值分解的多矢量优化对准以确定捷联惯导姿态信息,以实现不依赖外部纬度信息的摇摆基座自对准,增强对噪声及外部摇摆激励振荡干扰的抑制,进而提高纬度未知条件下摇摆基座自对准精度.2坐标系定义1)导航坐标系(n){O′x n y n z n}:原点O′选在载体重心处,x n轴沿当地纬线圈指向东,y n轴沿当地经线圈指向北,z n轴沿垂线指向天,构成右手坐标系.2)载体坐标系(b){O′x b y b z b}:原点O′位于载体重心处,x b轴沿载体横轴指向右,y b轴沿载体纵轴指向前,z b轴垂直于x b y b并构成右手坐标系.3)地球坐标系(e){Ox e y e z e}:原点O位于地心,z e 轴沿地轴指向上,x e轴指向对准开始时刻所处子午线与赤道交点处,而y e轴与x e,z e轴构成右手坐标系.4)惯性坐标系(i){Ox i y i z i}:惯性坐标系相对惯性空间保持静止,由对准开始时刻地球坐标系凝固得到,并不随地球自转而转动.5)惯性凝固坐标系(i b){O′x ib0y ib0z ib0}:惯性凝固坐标系相对惯性空间保持静止,由对准开始时刻载体坐标系凝固得到,并不随载体摇摆而变化.6)惯性过渡坐标系(i′){Ox i′y i′z i′}:惯性过渡坐标系与地球坐标系、惯性坐标系的z轴共线,由惯性凝固坐标系经过坐标转换得到,相对惯性空间保持静止,引入该坐标系便于构建地球系下重力矢量.3纬度未知条件摇摆基座自对准问题分析采用单位四元数来表征姿态及坐标变换,在与姿态变换四元数相乘时,重力矢量及角速度矢量均为四元数形式,即四元数标量部分补零处理.根据坐标系定义,得到q i b0b(t k)与q ie(t k)更新方程˙q i b0b(t k)=12q i b0b(t k−1)⊗˜ωbi bb(t k),(1)˙q ie(t k)=12q ie(t k−1)⊗ωeie,(2)其中:˜ωbi bb(t k)为陀螺输出角速度,ωeie为e系下地球自转角速度;q i b0b(t0)=[1000]T,q ie(t0)=[100 0]T.在当地纬度信息L已知时,位置四元数q ne写作q ne=√22[cos(90◦−L2)−sin(90◦−L2)−sin(90◦−L2)−cos(90◦−L2)]T.(3)根据四元数乘法链式法则,姿态四元数q nb(t k)可分解为如下形式:q nb(t k)=q ne⊗q e i(t k)⊗q i ib0⊗q i b0b(t k),(4)其中:q i b0b(t k),q ei(t k)可由式(1)–(2)直接计算得到;在摇摆基座条件下,q ii b与q ne均为固定值.此外,e系下重力矢量归一化形式¯g e写作¯g e=[−cos L0−sin L]T.(5)那么,重力矢量¯g e转换到i系及i b系,得到¯g i(t k)=q ie(t k)⊗¯g e⊗q i∗e(t k),(6)¯g i b0(t k)=q i b0i⊗q i e(t k)⊗¯g e⊗q i∗e(t k)⊗q i b0∗i,(7)其中q∗表示q的共轭四元数.传统惯性系对准方法在得到惯性系下重力矢量对¯g i b0(t k)与¯g i(t k)后,便可以构造目标函数,进而确定惯性系转换四元数q i b0i.然而,在纬度未知条件下,缺乏当地纬度信息L导致无法得到¯g e及¯g i(t k),进而不第1期李敬春等:纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准方法41能直接建立传统目标函数求解四元数q i b 0i .另外,根据式(5)可知,由于在摇摆基座条件下纬度信息L 不变,此时重力矢量在地球系下投影¯ge 为固定常值.基于式(6)–(7)可知,在确定¯g e 以后,便可构建目标函数确定惯性系转换四元数q i b0i .因此,构建地球系下重力矢量¯ge 将是解决纬度未知条件下摇摆基座自对准问题的关键.4地球系下重力矢量无纬度构建在摇摆基座条件下,加速度计输出比力矢量与重力矢量大小相等,方向相反.此外,可得到˜f i b 0(t k )=q i b 0b (t k )⊗˜f b (t k )⊗q i b 0∗b(t k ),(8)˜fi (t k )=q i i b 0⊗˜f i b 0(t k )⊗q i ∗i b 0,(9)其中:˜f b ,˜f i b 0与˜f i 分别为加速度计输出在b 系、i b 0系和i 系下投影.同时,得到加速度计输出在地球系下投影˜fe ,即˜f e =q i ∗e (t k )⊗˜f i (t k )⊗q i e(t k )=q i ∗e(t k )⊗q i i b 0⊗˜fi b 0(t k )⊗q i ∗i b 0⊗q i e(t k ).(10)那么,对于任意两不同时刻t =t k 与t =t j (假定t k >t j ),根据式(10)可得到˜fi b 0(t k )=q ib 0i ⊗q i e (t k )⊗˜f e⊗q i ∗e (t k )⊗q i b 0∗i =M (t kj )⊗˜fi b 0(t j )⊗M ∗(t kj ),(11)其中M (t kj )=q i b 0i ⊗q i e (t k )⊗q i ∗e (t j )⊗q ii b 0.定义f =[f 0f T v ]T,且[f ⊗]和[f ⊕]分别表示四元数右乘与左乘矩阵,满足[f ⊗]=[f 0−f Tvf v f 0I +[f v ×]],(12)[f ⊕]=[f 0−f Tvf v f 0I −[f v ×]],(13)其中[f v ×]表示向量f v 的反对称矩阵.然后,式(11)两侧分别右乘M (t kj ),整理得到˜fi b 0(t k )⊗M (t kj )=M (t kj )⊗˜f i b 0(t j ),(14)([˜fi b 0(t k )⊗]−[˜f i b 0(t j )⊕])M (t kj )=0.(15)进一步,令t k =t j +∆d ,可得到M (t kj )=q ib 0i ⊗q i e (t k )⊗q i ∗e (t j )⊗q i i b 0=([q ib 0i ⊗][q i b 0∗i ⊕])∆q i e (∆d )=M (∆d ).(16)此时,M (∆d )与t k ,t j 起始时刻无关,只与t k ,t j 时刻相对间隔有关.为简化运算,本节将t k ,t j 时刻相对间隔作定值处理,即∆d =t k −t j 为常值,此时M (∆d )是常值,其中固定间隔长度窗口设置如图1所示.进一步,为提高对噪声及摇摆激励产生的振荡干扰的抑制能力,对式(15)在[t 0t m ]区间进行积分(t m∆d ),得到 t mt 0([˜fi b 0(t +∆d )⊗]−[˜f i b 0(t )⊕])M (∆d )d t =0,(17)([ t mt 0˜f i b 0(t +∆d )d t ⊗]−[ t mt 0˜fi b 0(t )d t ⊕])M (∆d )=0.(18)˜g i b 0(t m +∆d )˜gi b 0(t j +∆d )˜g i b 0(t j )˜g i b 0(t 0)˜g i b 0(t m )t 0t j −1t j −1+∆d t j +1+∆d t j t m t j +1t m +∆d图1固定间隔长度滑动窗口设置示意图Fig.1Illustration of fixed interval sliding window另外,将[t 0t m ]进行T 等分,则t m −t 0=T ∆t ,∆t 是[t k t k +1]单位间隔,其中k =0,1,2,···,T −1.假设∆t 内角增量信息满足小角度条件,得到t mt 0˜f i b 0(t )d t = t mt 0q i b 0b (t )⊗˜f b (t )⊗q i b 0∗b(t )d t =T −1∑k =0 t k +1t k q i b 0b (t )⊗˜f b (t )⊗q i b 0∗b(t )d t =T −1∑k =0q i b 0b (t k )⊗Q f b ⊗q i b 0∗b (t k )=T −1∑k =0[q ib 0b (t k )⊗][q i b 0∗b (t k )⊕]Q f b ,(19)Q f b = t k +1t k q b (t k )b (t )⊗˜f b (t )⊗q b (t k )∗b (t )d t ≈ t k +1t k 10T0I +[ ttkωbib d τ×]˜f b (t )d t =[0Q 1+Q 2+Q 3],(20)式中:Q 1=∆v 1+∆v 2;Q 2=12(∆θ1+∆θ2)×(∆v 1+∆v 2);Q 3=23(∆θ1×∆v 2+∆v 1×∆θ2),∆v 1,∆v 2分别表示加速度计输出计算得到的第1子样和第2子样速度增量信息,∆θ1,∆θ2分别表示陀螺输出计算得到的第1子样和第2子样角增量信息,即∆v 1= ∆t /20˜f b (t )d t,∆v 1+∆v 2= ∆t0˜f b (t )d t ;∆θ1= ∆t /20ωb ib (t )d t,∆θ1+∆θ2= ∆tωbib (t )d t.考察式(16),记q i b 0i =[q 0q 1q 2q 3]T ,N (q ib 0i )=42控制理论与应用第40卷([q i b 0i ⊗][q i b 0∗i ⊕]).由于∆q i e (∆d )可写作∆q i e(∆d )=[q ei 0(∆d )00q ei3(∆d )]T ,所以N (q i b 0i )可表示为N (q i b 0i )=1##00##2(q 0q 2+q 1q 3)0##2(q 2q 3−q 0q 1)0##q 20−q 21−q 22+q 23)=[N 1N 2N 3N 4],(21)其中:N i (i =1,2,3,4)表示N (q ib 0i )第i 列向量;#表示该处值不作要求,由于第2列与第3列向量不影响后面运算结果,故不需要进一步考察N 2与N 3.记˜F (t m )=([ t m t 0˜f i b 0(t +∆d )d t ⊗]−[ t mt 0˜fi b 0(t )d t ⊕]),式(18)简写为˜F (t m )N (q i b 0i )∆q i e (∆d )=0.(22)进一步,按照Kronecker 积运算法则[20],式(22)可整理得到Vec(F (t m )N (q ib 0i )∆q ie (∆d ))=((∆q i e (∆d ))T⊙F (t m ))Vec(N (q ib 0i ))=q ei 0(∆d )F (t m )N 1+q ei3(∆d )F (t m )N 4=[q ei 0(∆d )F (t m )q ei3(∆d )F (t m )][N 1N 4]=0.(23)记A (t m )=[q ei 0(∆d )F (t m )q ei3(∆d )F (t m )],X =[N 1N 4]T .采用一段时间窗口内的量测信息来抑制器件噪声干扰,构建如下目标函数:min qi b 0iζ(A (t m ),X )=12∑m ∥A (t m )X ∥2.(24)接下来,采用梯度下降优化方法求解目标函数(24),梯度下降优化迭代过程如下所示[21]:q i b 0i (l )=q ib 0i (l −1)−λ(l )∇ζ(A (t m ),X )∥∇ζ(A (t m ),X )∥,(25)∇ζ(A (t m ),X )=∂X T ∂q ib 0i ∑m(A (t m )T A (t m ))X ,(26)其中:∇ζ(A (t m ),X )表示目标函数ζ(A (t m ),X )的梯度向量,λ(l )表示第l 次迭代步长,迭代初值q ib 0i (0)=[1000]T .由式(21)可知,式(24)中关于q ib 0i 只能建立三组约束方程.在此条件下,利用式(24)只能得到关于q ib 0i 的粗值解.令粗值q ib 0i 表征i ′系到i b 0系的坐标转换关系,根据式(8)–(10),可得到加速度计输出比力矢量在i ′系和e系下投影˜fi ′(t k )与˜f e .同时,通过观察进一步发现:˜fi ′(t k )的z 轴分量与˜f e 的z 轴分量相等,即i ′系的z 轴与e 系、i 系的z 轴共线重合,如图2所示.[J / [J ' / [F Z JZ J 'X JFZ FY JPY J 'Y F˜f ˜g图2比力及重力矢量在e 系、i 系及i ′系投影示意图Fig.2Illustrations of specific force and gravity vectorin e -frame,i -frame and i ′-frame另外,根据˜f i ′(t k )=q i ′i b 0⊗˜f i b 0(t k )⊗q i ′∗i b 0,对其左右两边分别积分得到 t m t 0˜f i ′(t )d t = t m t 0q i ′i b 0⊗˜f i b 0(t )⊗q i ′∗i b 0d t =q i b 0∗i ′⊗ t mt 0˜f i b 0(t )d t ⊗q i b 0i′=[ˆf i ′x (t m )ˆf i ′y (t m )ˆf i ′z (t m )]T ,(27)其中 t mt 0˜fi b 0(t )d t 可由式(19)–(20)计算得到.因此,根据图2及惯性系下重力矢量表观运动规律,可构建得到不依赖纬度信息的地球系下重力矢量˜ge ,表示为˜ge =[−√1−(1t m −t 0ˆf i ′z (t m ))20−1t m −t 0ˆf i ′z(t m )]T ,(28)其中:ˆf i ′z (t m )表示由粗值q i b 0i ′确定的 t m t 0˜f i ′(t )d t 的z 轴分量,如式(27)所示.该部分通过采用积分形式构建目标函数(24)及重力矢量˜g e ,可降低器件噪声及摇摆激励振荡干扰等影响,提高q ib 0i ′及˜ge 的估计精度.5基于特征值分解的摇摆基座自对准方法接下来,将纬度未知条件下摇摆基座自对准问题看作Wahba 姿态确定问题,以确定惯性系转换四元数q i b 0i .首先,根据˜gi (t k )=q ie (t k )⊗˜g e ⊗q i ∗e (t k ),对其左右两边分别积分,得到t m t 0˜g i (t )d t = t mt 0q i e (t )⊗˜g e ⊗q i ∗e (t )d t =T −1∑k =0 t k +1t kq i e (t )⊗˜g e ⊗q i ∗e (t )d t =T −1∑k =0q i e (t k )⊗Q g e ⊗q i ∗e (t k )=第1期李敬春等:纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准方法43T −1∑k =0[q i e (t k )⊗][q i ∗e (t k )⊕]Q g e ,(29)Q g e = t k +1t kq e (t k )e (t )⊗˜g e ⊗q e (t k )∗e (t )d t ≈ t k +1t k10T 0I +[ t t kωeie d τ×]˜g e d t = 0˜g e ∆t +12[ωe ie ×]˜g e ∆t2.(30)由于摇摆基座条件下,同一坐标系下比力矢量与重力矢量大小相等,方向相反.根据式(9),得到 t m t 0˜f i b 0(t )d t =−q i b 0i ⊗( t mt 0˜gi (t )d t )⊗q i b 0∗i ,(31)([t mt 0˜fi b 0(t )d t ⊗]+[ t mt 0˜gi (t )d t ⊕])q ib 0i =0.(32)记B (t m )=[t mt 0˜fi b 0(t )d t ⊗]+[t mt 0˜gi (t )d t ⊕],因此可构建得到多量测矢量目标函数ζ(q i b 0i )=min q ib 0i∑m∥B (t m )q i b 0i ∥2=min q i b0iq i b 0T i Kq i b 0i ,s.t.q i b 0T i q ib 0i =1,(33)其中K =∑mB (t m )T B (t m ).接下来,引入拉格朗日乘子λ,整理得到ζ(q i b 0i )=q i b 0T i Kq i b 0i −λ(q i b 0T i q ib 0i −1).(34)式(34)在导数ζ′(q i b 0i )=0处取得最小值,那么对q ib 0i 求导并取零,得到(K −λI )q ib 0i =0.(35)由矩阵论知识可知,式(35)中待求四元数q ib 0i 及拉格朗日因子λ分别为矩阵K 归一化特征向量及对应特征值.将式(35)代入式(34),整理得到目标函数最小值ζ(q i b 0i )=λ.(36)因此,选取λ为矩阵K 最小特征值便得到目标函数的最小值,同时对应的特征向量则为待求四元数q ib 0i 的解.另外,根据式(3)(5)与式(28)可得到q ne .然后,将四元数q i b 0i 与q ne 代入式(4)中,便得到当前时刻的姿态四元数q n b.6实验结果及分析6.1仿真实验为验证算法有效性,通过数值仿真进行了验证.设陀螺漂移为0.01◦/h,加速度计零偏为100µg,采样频率为100Hz;陀螺随机游走为0.005◦/√h ,加速度计测量噪声为50µg/√Hz,均当作白噪声处理.设置当地纬度为45.7796◦,仿真时间为120s.进行36次仿真实验,摇摆运动满足ρ=10◦sin(2π5t +ϕi ),θ=10◦sin(π4t +ϕi ),ψ=45◦+5◦sin(2π7t +ϕi ),其中:ϕi 为第i 次仿真对应初始相位,ϕi =π(i −1)/18,i =1,2, (36)同时设置了与其他两种方法的对比实验,将文献[19]中依赖外部纬度信息的对准方法简称为OBA,将文献[18]中不依赖外部纬度信息的对准方法简称为GAM,将本文算法简称为EDSA.其中,为提高抑制噪声能力,GAM 对数据进行了二等分平滑处理,故只输出最后60s 对准结果.图3给出了36次仿真实验中最大对准误差的对比曲线,图4与表1给出了36次仿真实验中对准误差统计均值与标准差结果.2070120῾ 䇃 / (°)㒉 䇃 / (°)㟾 䇃 / (°)3×10 3U / sU / sU / s4020608010012040206080100120−10−5−6−7−5456−0.3−0.2−0.1图3对准误差曲线Fig.3Curves of alignment errors受摇摆运动激励,图3中OBA 和GAM 航向误差产生了较大幅值振荡,导致对准过程延长;本文提出的EDSA 采用速度增量积分形式构造目标函数,能够显44控制理论与应用第40卷著降低该振荡干扰,从而提高对准收敛速度.䈟 / (°)−0.08−0.06−0.04−0.020.000.02⁚㓥㡚ḷ / (°)0.000.010.02图4对准误差统计均值与标准差直方图Fig.4Histogram of stochastic mean and standard deviation表1对准误差统计结果Table 1Statistical results of alignment errors算法横摇/(◦)纵摇/(◦)航向/(◦)均值标准差均值标准差均值标准差OBA 0.00570.0004−0.00570.0004−0.07050.0246GAM 0.00590.0014−0.00590.0009−0.06930.0249EDSA 0.00570.0003−0.00570.0004−0.06810.0159由图3–4及表1可知,EDSA 在无外部纬度信息条件下能够实现摇摆基座自对准,且在120s 内横摇、纵摇及航向精度(1σ)分别达到0.0060◦,0.0061◦与0.0840◦.与依赖外部纬度信息的OBA 相比,EDSA 能达到相同水平对准精度,航向精度提高了11.67%,且具有更高的自主性;与GAM 相比,EDSA 具有更强抗干扰能力,其标准差均小于GAM,且横摇、纵摇及航向对准精度(1σ)分别提高了17.81%,10.29%及10.83%.这是由于EDSA 通过构建基于速度增量积分的目标函数,并利用梯度下降优化来确定目标函数最小二乘解,可有效抑制干扰,得到较为准确的地球系下重力矢量,进而达到更高对准精度.另外,根据式(5)与式(28)可知,得到地球系下重力矢量后可计算当地纬度信息,表2给出了不同纬度条件下EDSA 计算纬度信息随时间变化的误差结果.由表2可知,纬度计算误差随时间增长而不断降低,纬度计算结果在中高纬度地区(极点除外)误差较小,此时纬度误差对于对准精度影响可以忽略,且ED-SA 能够完成极点附近纬度估计.因此,EDSA 可为摇摆基座条件下纬度估计和定位误差校正提供新的研究思路,有助于提高极区及拒止环境下导航系统姿态测量及定位精度.表2纬度计算误差Table 2Calculation error of latitude序号纬度值/(◦)计算误差/(◦)100s 200s 300s 1150.05790.02890.00822300.03000.01500.00433450.02120.01060.00304600.01730.00860.00255750.01540.00770.00216890.01440.00670.0012790−0.0334−0.0374−0.04256.2船舶系泊实验为验证算法在实际应用中的有效性,利用实验室自研光纤捷联惯导系统,进行了船舶系泊条件下的摇摆基座对准实验.实验地点在广州某码头,纬度为23.1578◦,实验现场如图5所示.其中陀螺漂移为0.01◦/h,陀螺随机游走为0.005◦/√h,加速度计零偏为100µg,采样频率为100Hz,对准时间为120s.图6和图7分别给出了姿态对准结果及对准误差曲线.(a)实验船舶(b)实验设备图5系泊实验现场图Fig.5Ship mooring experiment第1期李敬春等:纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准方法45U / sU / sU / s40206080100120⁚ 䀂 / (°)㓥 䀂 / (°)㡚 䀂 / (°)1.01.52.0166168170172图6系泊姿态对准曲线Fig.6Curves of attitude in mooring experimentU / sU / s4020608010012040206080100120῾ 䇃 / (°)㒉 䇃 / (°)㟾 䇃 / (°)−0.050.000.05−0.050.000.05−5051510图7系泊对准误差曲线Fig.7Curves of alignment errors in mooring experiment通过图7可知,在系泊条件下受海浪摇摆影响,OBA 对准误差曲线存在明显的周期振荡,GAM 次之;而本文所提EDSA 方法通过构造速度增量形式的目标函数,能够有效抑制海浪摇摆带来的干扰影响,进而提高对准精度.另外,利用最后1s 内对准误差的均方根结果作为评定对准精度的指标,得到OBA 与GAM 对准误差分别为0.0062◦,0.0147◦,0.3765◦及0.0039◦,0.0058◦,0.3538◦,本文提出EDSA 对准误差为0.0043◦,0.0057◦与0.1827◦,在120s 对准时间内航向误差小于0.5◦,满足摇摆基座快速粗对准要求;其中,相比OBA 与GAM,EDSA 航向对准精度分别提高了51.48%,48.36%,验证了EDSA 在实际应用中的有效性.7结论本文将纬度未知条件下捷联惯导摇摆基座自对准问题看作基于特征值分解的多矢量优化问题,提出了一种基于地球系下重力矢量的摇摆基座自对准方法.该方法通过构建无纬度信息的地球系下重力矢量模型,基于此建立基于速度增量形式的摇摆基座自对准目标函数,利用基于特征值分解的多矢量优化方法实现了纬度未知条件下摇摆基座自对准.仿真及系泊实验结果表明,所提方法能够有效抑制外部摇摆所激励的振荡误差及器件噪声干扰,能够满足摇摆基座快速对准精度要求,而且有效提高了捷联惯导系统自主性.参考文献:[1]LI J C,GAO W,ZHANG Y ,et al.Gradient descent optimization-based self-alignment method for stationary SINS.IEEE Transactions on Instrumentation and Measurement ,2019,68(9):3278–3286.[2]LIU Peng,REN Yifeng,ZHANG Ya,et al.Graphic method for ob-servability and observable states analysis of inertial navigation sys-tems.Control Theory &Applications ,2020,37(1):101–109.(刘鹏,任一峰,张亚,等.惯性导航系统可观测性分析与可观测状态确定的图方法.控制理论与应用,2020,37(1):101–109.)[3]PEI Fujun,ZHU Li,LIU Xuan.A Self-alignment method for ro-tary SINS under conditions of dynamic disturbance.Acta Automatica Sinica ,2014,40(9):2050–2056.(裴福俊,朱莉,刘璇.动态干扰条件下的旋转式捷联惯导系统自对准方法.自动化学报,2014,40(9):2050–2056.)[4]SILV A F O,HEMERLY E M,FILHO W C L.Error analysis ofanalytical coarse alignment formulations for stationary SINS.IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems ,2016,52(4):1777–1796.[5]TSUKERMAN A,KLEIN I.Analytic evaluation of fine alignmentfor velocity aided INS.IEEE Transactions on Aerospace and Elec-tronic Systems ,2018,54(1):376–384.[6]CHANG L B,HU B Q.Robust initial attitude alignment for SINS/DVL.IEEE/ASME Transactions on Mechatronics ,2018,23(4):2016–2021.[7]WANG J,ZHANG T,TONG J W,et al.A fast SINS self-alignmentmethod under geographic latitude uncertainty.IEEE Sensors Journal ,2020,20(6):2885–2894.[8]ZHENG Zhenyu,ZHOU Aijun,TANG Jun,et al.An initial align-ment method of SINS without latitude based on calculation of earth axis vector.Journal of Astronautics ,2019,40(1):77–84.(郑振宇,周爱军,唐君,等.基于地轴矢量解算的SINS 无纬度支持自对准方法.宇航学报,2019,40(1):77–84.)[9]YAN Gongmin,LI Sijin,GAO Wenshao,et al.An improvement forSINS anti-rocking alignment under geographic latitude uncertainty.Journal of Chinese Inertial Technology ,2020,28(2):141–146.(严恭敏,李思锦,高文劭,等.纬度未知条件下的抗扰动惯性系初始对准改进方法.中国惯性技术学报,2020,28(2):141–146.)[10]FU Q W,WU F,LI S H,et al.In-motion alignment for a velocity-aided SINS with latitude uncertainty.IEEE/ASME Transactions on Mechatronics ,2020,25(6):2893–2903.46控制理论与应用第40卷[11]ZHANG H L,ZHOU Y L,HUANG T C,et al.Anti-swaying self-alignment method based on observation vector inertia for SINS under latitude uncertainty.Measurement,2021,177:109250.[12]YAN Gongmin,YAN Weisheng,XU Demin,et al.SINS initial align-ment analysis under geographiclatitude uncertainty.Aerospace Con-trol,2008,26(2):31–34.(严恭敏,严卫生,徐德民,等.纬度未知条件下捷联惯导系统初始对准分析.航天控制,2008,26(2):31–34.)[13]SUN F,SUN W.Mooring alignment for marine SINS using the digitalfilter.Measurement,2010,43(10):1489–1494.[14]GAO W,BEN Y Y,ZHANG X,et al.Rapidfine strapdown INS align-ment method under marine mooring condition.IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems,2011,47(4):2887–2896.[15]LI H Z,PAN Q,WANG X X,et al.Kalmanfilter design for initialprecision alignment of a strapdown inertial navigation system on a rocking base.The Journal of Navigation,2015,68(1):184–195.[16]WANG Yuegang,YANG Jiasheng,YANG Bo.SINS initial alignmentof swaying base under geographic latitude uncertainty.Acta Aeronau-tica et Astronautica Sinica,2012,33(12):2322–2329.(王跃钢,杨家胜,杨波.纬度未知条件下捷联惯导系统晃动基座的初始对准.航空学报,2012,33(12):2322–2329.)[17]LIU Xixiang,YANG Yan,HUANG Yongjiang,et al.Self-alignmentalgorithm without latitude for SINS based on gravitational apparent motion and wavelet denoising.Journal of Chinese Inertial Technolo-gy,2016,24(3):306–313.(刘锡祥,杨燕,黄永江,等.未知纬度条件下基于重力视运动与小波去噪的SINS自对准方法.中国惯性技术学报,2016,24(3):306–313.)[18]LI J C,GAO W,ZHANG Y.Gravitational apparent motion-basedSINS self-alignment method for underwater vehicles.IEEE Transac-tions on Vehicular Technology,2018,67(12):11402–11410.[19]WU M P,WU Y X,HU X P,et al.Optimization-based alignment forinertial navigation systems:Theory and algorithm.Aerospace Science and Technology,2011,15(1):1–17.[20]LIESEN J,MEHRMANN V.Lineare Algebra.Switzerland:Springer,2015.[21]ZAGORSKI P,DZIWINSKI T,TUTAJ A.Steepest descent quater-nion attitude estimator.Aerospace Science and Technology,2018,77: 1–10.作者简介:李敬春从事博士后研究工作,目前研究方向为惯性导航系统及无人机编队协同导航控制,E-mail:**************.cn;张亚助理研究员,目前研究方向为惯性导航系统及多传感器信息融合,E-mail:***************.cn;段海滨教授,目前研究方向为无人机集群自主控制、计算机仿生视觉及仿生智能计算,E-mail:***************.cn.。

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。

摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究I. 内容概览摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究是一篇关于捷联惯导系统在摇摆基座上进行粗对准的技术研究。

该研究主要探讨了捷联惯导系统的结构、工作原理和对准方法，以及如何利用信息处理技术实现对准过程的自动化和高效化。

首先本文介绍了捷联惯导系统的结构和工作原理，捷联惯导系统是一种组合导航系统，由陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器组成，可以实现姿态角、位置和速度等信息的测量和传输。

通过对这些信息的处理和分析，可以实现对捷联惯导系统的粗对准。

其次本文讨论了捷联惯导系统的对准方法，捷联惯导系统的对准方法主要包括两种：一种是通过手动调整传感器的位置和角度来实现对准；另一种是通过信息处理技术自动实现对准。

其中后者具有更高的精度和效率，因此受到了越来越多的关注。

本文介绍了如何利用信息处理技术实现捷联惯导系统的自动化和高效化对准。

具体来说本文提出了一种基于卡尔曼滤波器的信息处理算法，可以实现捷联惯导系统的实时监测和动态对准。

此外本文还探讨了如何利用机器学习等技术进一步提高捷联惯导系统的对准精度和效率。

A. 研究背景和意义摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究是现代导航技术领域中的一个重要课题。

随着科技的不断发展，人们对精度、可靠性和稳定性的要求越来越高，而捷联惯导系统在航空航天、机器人、汽车等领域中具有广泛的应用前景。

然而由于捷联惯导系统的结构复杂、环境影响大以及对标定精度要求高等原因，其对准问题一直是制约其性能提升的关键因素之一。

传统的捷联惯导系统对准方法主要依赖于物理传感器和控制算法，需要大量的标定数据和实验验证，且对环境变化敏感，难以满足实时性要求。

因此研究一种高效、准确、可靠的捷联惯导粗对准方法具有重要的理论和实际意义。

本文提出了一种基于信息论的捷联惯导粗对准方法，该方法通过分析捷联惯导系统中各个传感器之间的相互关系和误差传播规律，利用信息论中的熵概念和最小均方误差准则设计了一种自适应的对准策略。

捷联惯导摇摆基座自对准中圆锥误差补偿算法
王立冬;刘军;鲁军
【期刊名称】《兵工学报》
【年(卷),期】2012(033)007
【摘要】针对捷联惯导系统(SINS)在摇摆基座上的自对准误差,提出了减小圆锥误差、提高自对准精度的具体圆锥误差补偿算法.分析比较了四元数四阶龙格-库塔算法、等效转动矢量的二子样、三子样等圆锥误差补偿算法及其理论补偿效果.结合仿真和实验结果得出:自对准误差随算法子样数的增大而降低,子样数增加1,北向对准误差减小近1倍,姿态角的离散度降低；随摇摆幅度的增大和频率的提高,三子样补偿算法的自对准精度接近稳定；综合考虑采样频率、子样数、计算量和对准精度要求,选择三子样圆锥误差补偿算法可以满足SINS摇摆基座下的自对准要求.【总页数】5页(P826-830)
【作者】王立冬;刘军;鲁军
【作者单位】军械工程学院,河北石家庄050003;军械工程学院,河北石家庄050003;军械工程学院,河北石家庄050003
【正文语种】中文
【中图分类】U666.12
【相关文献】
1.摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究 [J], 秦永元;严恭敏;顾冬晴;郑吉兵
2.基于罗经法和CDKF的捷联惯导摇摆基座自对准 [J], 马涛;孙尧;高延滨;郭婧
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4.圆锥误差补偿算法在三轴激光捷联惯导系统中的应用 [J], 刘道静;李立新;郑辛;纪志农
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车体震动对车载捷联惯导系统晃动基座初始对准的影响探讨一、引言捷联惯性导航介绍惯性导航系统在进入导航之前，首先必须完成初始对准过程，对于平台式惯导系统，初始对准的主要目的是通过控制实体平台，实现与导航坐标系的轴线重合；对于捷联惯导系统，则是通过解算确定载体与导航坐标系的姿态关系矩阵。

无论何种系统，对准精度和对准时间均是评价初始对准的两项重要技术指标。

对准时间的长短标志着系统进入工作状态的反应能力，对准精度的高低影响不仅在姿态上，还表现在速度和位置等信息上，反映系统后续导航性能。

对准过程中，载车所处环境是影响对准精度和对准速度的一个重要因素。

当载车处在对地静止、外界无干扰的较好环境中，普通的解析对准法就能够达到较高对准精度。

但当载车受阵风扰动、发动机振动等外界干扰，处在较为恶劣环境时，惯性器件的随机噪声会增大，在随机噪声很高的情况下，完成初始对准需要较长时间，且对准精度也会受到较大影响。

二、基座晃动对器件信号的影响实际对准环境中，由于外界干扰对基座产生晃动，导致惯性敏感器件测量输出信号中除了含有地球自转角速度分量外，还包含着载体晃动等角速度信息，使得信号信噪比降低，影响对准精度和对准时间。

通常导致基座扰动的主要原因有：车体发动机开动时的振动及变速时的变频振动、人员和阵风扰动、车体下方软地的下陷以及过往车辆引起的微幅晃动等。

其中，载车发动机引起的振动属于高频信号，该干扰信号通常可以认为是周期性信号或近似平稳的随机信号，常规滤波具有一定效果，工程实践中，可通过分析器件输出信号的频谱，设计参数合理的低通滤波器将其滤除。

人员活动、上下车以及开关门等扰动同属于低频干扰，可认为是包含冲击信号或非平稳随机干扰等非周期性信号，对于此类干扰，通常滤波难以取得令人满意效果。

对于阵风扰动以及地面松软所导致的基座晃动，由于其晃动角速率一般在10—100°/h之间[60]，与地球自转角速率水平分量处于同一数量级，使得器件本身无法区分是地球相对于惯性空间的角运动还是车体相对于地球的摆动，晃动干扰信号与有用信号的频率范围重叠，对于此类干扰信号，采用滤波器无法实现有效分离，只能考虑其他途径提高信噪比。

捷联式惯导系统初始对准方法研究一、本文概述随着导航技术的不断发展，捷联式惯导系统（StrapdownInertial Navigation System, SINS）已成为现代导航领域的重要分支。

由于其具有自主性强、隐蔽性好、不受外界电磁干扰等优点，被广泛应用于军事、航空、航天、航海等领域。

然而，捷联式惯导系统的初始对准问题是其实际应用中的一大难题。

初始对准精度的高低直接影响到系统的导航精度和稳定性。

因此，研究捷联式惯导系统的初始对准方法具有重要意义。

本文旨在深入研究和探讨捷联式惯导系统的初始对准方法。

对捷联式惯导系统的基本原理和组成进行简要介绍，为后续研究奠定基础。

对初始对准的定义、目的和重要性进行阐述，明确研究的重要性和方向。

接着，重点分析现有初始对准方法的优缺点，包括传统的静基座对准、动基座对准以及近年来兴起的智能对准方法等。

在此基础上，提出一种新型的初始对准方法，并对其进行详细的理论分析和仿真验证。

通过实验验证所提方法的有效性和优越性，为捷联式惯导系统的实际应用提供有力支持。

本文的研究内容对于提高捷联式惯导系统的初始对准精度、增强其导航性能和稳定性具有重要意义。

所提出的新型初始对准方法有望为相关领域的研究提供新的思路和方向。

二、捷联式惯导系统初始对准理论基础捷联式惯导系统（Strapdown Inertial Navigation System，SINS）的初始对准是其正常工作的前提，对于提高导航精度和长期稳定性具有重要意义。

初始对准的主要目的是确定惯导系统载体在导航坐标系中的初始姿态，以便为后续的导航计算提供准确的基准。

捷联式惯导系统的初始对准过程涉及多个理论基础知识，包括载体运动学、动力学模型、误差分析以及滤波算法等。

载体运动学模型描述了载体在三维空间中的姿态、速度和位置变化，是初始对准过程中姿态解算的基础。

动力学模型则用于描述载体在受到外力作用下的动态行为，为误差分析提供了依据。

在初始对准过程中，误差分析是至关重要的。

2009年第28卷第5期传感器与微系统( Transducer and M icrosystem Technologies)15舰船捷联惯导系统粗对准方法研究3于飞1 , 翟国富1 , 高伟2 , 李倩3( 1. 哈尔滨工业大学电气工程及自动化学院, 黑龙江哈尔滨150001;2. 哈尔滨工程大学自动化学院, 黑龙江哈尔滨150001; 3上海交通大学空天科学与技术学院, 上海200240)摘要: 提出适合于舰船系泊、锚泊状态下的捷联惯性导航系统惯性凝固粗对准方法。

在惯性凝固坐标系和惯性坐标系上对重力向量分别进行积分,并利用重力向量随地球旋转在惯性空间的方向变化信息,粗略计算初始捷联姿态矩阵。

该方法通过积分抵消掉舰船线性位移引入的干扰加速度,同时,避免了舰船姿态摇摆引入的干扰角速度。

仿真分析表明:在舰船系泊、锚泊状态下,惯性凝固粗对准方法比较传统算法优势明显。

关键词: 捷联惯性导航系统; 惯性凝固; 粗对准; 捷联姿态矩阵中图分类号: U 666. 1 文献标识码: A 文章编号: 1000 - 9787 ( 2009) 05 - 0015 - 04 Research on coarse a lignm en t for vessel strapdown inertia l3nav i ga tion systemYU Fei1 , ZHA I G uo2fu1 , G AO W ei2 , L I Q ian3( 1. School of E lectr ica l E ng ineer ing and Automa tion, Harb in In stitute of T echnology, Harb in 150001, Ch ina; 2. College of Automa tion, Harb i n E ng ineer ing Un iversity, Harb i n 150001, Ch ina;3. In stitute of Aerospace Sc ience and T echnology, Shangha i J iaotong Un iv ersity, Shangha i 200240, Ch ina )Abstract: The inertial concretionary coarse alig nm ent of strapdown inertial navigation system ( S IN S) is p ropo sedfor the condition that the vessel moor along the dock or on the sea. The gravity vector is integrated on the inertialfram e and inertial concretionary frame respectively. And the method utilizes the direction variation of gravity vecto rfor the earth rotation. The strapdown attitude matrix is estim ated. The advantage of the p roposed method is thedisturbed accelerate aroused by liner disp lacem ent that are w iped off and rotation velocity by sway are avo idedeffectively. The simulation and analysis show that the p ropo sed inertial concreted coarse alignm ent is superior tothe conventional one.Key words: strapd own inertial navigation system ( SINS) ; inertial concreted; coarse alignment; strapdown attitudematrix0 引言粗对准以较快的速度粗略地确定出从载体坐标系到导航坐标系的初始捷联矩阵,为精对准作好准备[ 1 ] 。

基于罗经法和CDKF的捷联惯导摇摆基座自对准马涛;孙尧;高延滨;郭婧【期刊名称】《传感器与微系统》【年(卷),期】2012(31)7【摘要】Aiming at the problem of the decline in self-alignmem precision of the ship and the shipboard weapon systems in the presence of waves, a self-alignment approach which coarse alignment based on compass method and fine alignment based on center difference Kalman filter is proposed. The classic compass method can make the attitude convergence to a limit accuracy which the fine alignment algorithm can be tolerated with any initial error. The fine alignment algorithm based on CDKF can estimate the attitude error accurately with a relative large misalignment angle. The simulation experiment illustrate that the proposed approach is suitable for any SINS alignment without maneuvering with high precision and fast speed,simple realization.%针对舰船和舰载武器系统存在风浪的情况下自对准精度下降的问题,提出了一种改进罗经法粗对准和利用中心差分卡尔曼滤波(CDKF)法进行精对准的捷联惯导系统摇摆基座下的自对准方法.利用经典罗经算法在惯性系下对捷联系统进行粗对准,可以在方位角存任意误差时收敛到一个精对准算法可以容忍的范围内,而CDKF精对准算法在存在相对较大的失准角下仍能实现高精度的姿态角误差估计.仿真实验证明:提出的方法对准精度高,速度快,实现简单,适用与各种无机动条件下的捷联惯性系统的自始准.【总页数】5页(P10-13,16)【作者】马涛;孙尧;高延滨;郭婧【作者单位】哈尔滨工程大学自动化学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工程大学自动化学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工程大学自动化学院,黑龙江哈尔滨150001;国家知识产权局专利局专利审查协作北京中心,北京100190【正文语种】中文【中图分类】U666.1【相关文献】1.摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究 [J], 秦永元;严恭敏;顾冬晴;郑吉兵2.捷联惯导摇摆基座自对准中圆锥误差补偿算法 [J], 王立冬;刘军;鲁军3.光纤陀螺捷联惯导系统罗经法初始对准研究 [J], 王海涛4.捷联惯导系统罗经法自对准 [J], 李瑶;徐晓苏;吴炳祥5.基于正逆向导航解算的捷联罗经动基座对准研究 [J], 于飞飞;王振桓;曾庆双;陈希军因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。