捷联惯性测量组合台体组件设计与分析
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光纤捷联惯性测量单元设计与实现
第14卷第3期中国惯性技术学报 2006年6月V ol.14No.3 Journal of Chinese Inertial Technology Jun. 2006 文章编号：1005-6734(2006)03-0077-03光纤捷联惯性测量单元设计与实现杨 胜，房建成，盛 蔚(北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院，北京 100083)摘要：提出了一种捷联式惯性测量单元的设计与实现方法。
该系统以开环光纤陀螺和硅微加速度计作为惯性敏感元件，采用高速DSP作为中央处理器实现数据采集、处理及输出。
重点介绍了系统的数据采集模块、处理模块、通讯模块等硬件电路及相应软件的设计。
系统通过转台实验进行了离线标定及在线补偿，测试结果表明：系统在功能、精度以及实时性等方面达到了预期的设计目标。
关键词：光纤陀螺；捷联式惯性测量单元；数据采集；数字信号处理器中图分类号：U666.1 文献标识码：ADesign and realization of strapdown inertialmeasurement unit based on FOGYANG Sheng, FANG Jian-cheng, SHENG Wei(School of Instrument Science and Optoelectronic Engineering,Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China)Abstract: This paper presents a design and realization method of Strapdown Inertial Measurement Unit (SIMU) using open-loop fiber optic gyroscopes (FOG) and MEMS accelerometers. A high-speed digital signal processor (DSP) is used to carry out data acquisition, digital signal processing, and result output. The design of system hardware and software is presented in detail. The off-line calibration and on-line compensation have been done in the turntable test, and the result shows that the design requirement is achieved.Key words: FOG; SIMU; data acquisition; DSP0 引 言随着以计算机为“数学平台”的捷联惯性导航与制导技术的发展，由捷联式惯性测量单元(Inertial Measurement Unit, IMU)构成的系统在某些应用中正在逐渐取代传统的框架式系统。
捷联惯性组合导航系统的工程设计
速度误差补偿后送入计算机进行实时计算 ， 以得到 可 将 比力从载体坐标系转换到导航 坐标系的姿态矩 阵。 通 过 姿态 矩 阵 可 以确 定 载 体 的 姿 态 信 息 。姿 态 矩 阵 常用的即时修正方法有欧拉角法、 向余 弦法和 四元 方
模块等。双 Ｃ Ｕ系统使 Ｐ １４可以专注于解算 ， Ｐ Ｃ０ 保证 了 系统 的实 时性 。
１ 捷联 惯性组合导航 系统总体 方案
捷联惯导系统是将加速 度计 和陀螺仪沿载体 坐 标 系安装 ， 在进行 导航 参数计算 时， 需要是导航 坐标
系 中 的量 。因 此 应 先 将 惯 性 器 件 测 得 的 比力 和 角 加
基于 Ｐ １ 和 可编程逻辑阵列器件协 同合作 的导航 计算机 系统 。系统主要 包括数据 采集模 块和数据 解算模 块两部 分， Ｃ０ ４
给 出了 Ｐ １ 与 Ｆ Ｇ Ｃ０ ４ Ｐ Ａ的片 内接收模块进行通信 的设计方案 。为提 高 Ｆ Ｇ Ｐ Ａ与 工控机 之 间的数 据传输速度 ，设 计 了通 过共 享双端 １ Ｒ Ｍ 的方 式，实现 了工控机 与 Ｆ Ｇ ７ ： Ａ Ｐ Ａ之 间的 高速 数据 交换 。从硬件 结构 和软件设 计 方面说 明 了 系统各
Ｗｕ Ｊ ｎ ｅ ，Ｌ Ａ ｕ ｗ ｉ Ｉ ＮＧ ａ ｃ ａ Ｙ ｎ ｈｏ
（ ｏ ｅｅｏ ｕｏ ａ ｏ ，Ｈ ｒｉ ｎｉｅｒ ｇＵ ｉ ｒ ｔ，Ｈ ｒｉ ５０ １ ｈｎ ） Ｃ ｌ ｇ ｆ ｔ ｔ ｎ ａｂ Ｅ ｇ ｅ ｎ ｎｖ ｓｙ ａｂ １０ ０ ，Ｃ ｉａ ｌ Ａ ｍ ｉ ｎ ｎ ｉ ｅｉ ｎ
－ Ｊ
平 昴 ∞ 苍
期
Ｅ ｅ ｔ ｎｃＳ ｉ＆ Ｔ ｃ ． Ｊｎ １ ｌｃｒ ｉ ｃ． ｏ ｅ ｈ ／ ａ ． ５．２ １ ０２
捷联惯性导航系统的解算方法课件
02
CATALOGUE
捷联惯性导航系统组成及工作 原理
主要组成部分介绍
惯性测量单元
包括加速度计和陀螺仪，用于测量载体在三个正交轴上的加速度 和角速度。
导航计算机
用于处理惯性测量单元的测量数据，解算出载体的姿态、速度和 位置信息。
控制与显示单元
用于实现人机交互，包括设置导航参数、显示导航信息等。
工作原理简述
学生自我评价报告
知识掌握情况
学生对捷联惯性导航系统的基本原理、解算 方法和实现技术有了深入的理解和掌握。
实践能力提升
通过实验和仿真，学生的动手实践能力得到了提升 ，能够独立完成相关的实验和仿真验证。
团队协作能力
在课程项目中，学生之间的团队协作能力得 到了锻炼和提升，能够相互协作完成项目任 务。
对未来发展趋势的预测和建议
捷联惯性导航系统的解算 方法课件
CATALOGUE
目 录
• 捷联惯性导航系统概述 • 捷联惯性导航系统组成及工作原理 • 捷联惯性导航系统解算方法 • 误差分析及补偿策略 • 实验验证与结果展示 • 总结与展望
01
CATALOGUE
捷联惯性导航系统概述
定义与基本原理
定义
捷联惯性导航系统是一种基于惯性测量元件（加速度计和陀螺仪）来测量载体（如飞机、导弹等）的加速度和角 速度，并通过积分运算得到载体位置、速度和姿态信息的自主导航系统。
01
高精度、高可靠性
02
多传感器融合技术
随着科技的发展和应用需求的提高， 捷联惯性导航系统需要进一步提高精 度和可靠性，以满足更高层次的应用 需求。
为了克服单一传感器的局限性，可以 采用多传感器融合技术，将捷联惯性 导航系统与其他传感器进行融合，提 高导航系统的性能和鲁棒性。
卫星导航捷联惯性导航系统的建模与设计
卫星导航捷联惯性导航系统的建模与设计导航系统在现代社会中起着不可或缺的作用。
随着卫星导航技术的快速发展，卫星导航捷联惯性导航系统（SGINS）成为一种高精度、高可靠性的导航解决方案。
本文将探讨SGINS的建模与设计方法。
一、SGINS的基本原理卫星导航捷联惯性导航系统是将全球定位系统（GPS）和惯性导航系统（INS）相互融合的一种导航方案。
GPS通过接收卫星发射的定位信号来确定位置，但其精度受环境因素和信号传播延迟的影响。
而INS则通过测量加速度和角速度来估计位置和姿态，但由于积分误差的累积，导航精度会随时间增长而降低。
SGINS利用GPS和INS互补的性质，实现了位置和姿态的精确估计。
二、SGINS的建模方法1. 系统状态估计SGINS的建模首先需要考虑系统状态的估计问题。
系统状态通常包括飞行器的位置、速度和姿态等信息。
可以使用卡尔曼滤波器来处理系统状态的估计问题，通过状态观测和预测来优化估计结果。
同时，还需要根据系统的实际情况选择合适的状态表示和测量模型，以提高估计的准确性。
2. 误差建模SGINS中的误差主要来自于GPS和INS的测量误差，需要进行误差建模和补偿。
对于GPS测量误差，可以通过统计分析和模型辨识来进行建模。
INS测量误差主要包括随机误差和系统误差，可以通过校准和校正来减小。
此外，还需要考虑动态误差和环境因素对误差的影响，例如加速度噪声、温度变化等。
3. 系统动力学建模SGINS的建模还需要考虑系统的动力学特性。
对于飞行器的运动状态，可以利用运动学和动力学方程来描述。
此外，还需要考虑外部扰动和不确定性对系统动力学的影响，以提高系统的稳定性和鲁棒性。
三、SGINS的设计方法1. 系统硬件设计SGINS的设计首先需要选取合适的硬件组件，包括GPS接收器、惯性传感器和计算单元等。
对于GPS接收器，可以选择多系统接收器，以提高定位精度和可用性。
对于惯性传感器，可以选择高精度的加速度计和陀螺仪，以减小测量误差。
捷联惯性组合导航系统的工程设计
捷联惯性组合导航系统的工程设计吴俊伟;梁彦超【摘要】To meet the need of the integrated navigation computer＇s minimization and high performance so as to expand its applications, this paper designs an integrated navigation system based a PC104 and FPGA. The naviga- tion computer system includes a data acquisition module and a data decoding module. The design for PC104 to transmit data to dual-port RAM in FPGA is proposed. In order to improve the data communication speed between FPGA and the industrial computer, a method for realizing data exchange through dual-port RAM is designed. The functions of and communication between modules are introduced from the aspects of the hardware structure and software design.%为适应组合导航计算机系统的微型化、高性能度的要求，拓宽导航计算机的应用领域，文中设计了一种基于PCI04和可编程逻辑阵列器件协同合作的导航计算机系统。
系统主要包括数据采集模块和数据解算模块两部分，给出了PCI04与FPGA的片内接收模块进行通信的设计方案。
捷联惯性测量单元配置方案及比较
（1. School of Mechatronics Engineering ，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China； 2. Institute of Electronic Engineering，China Academy of Engineering physics，Mianyang 621900，China） Abstract：The theory of measuring angle movement information using accelerometers is induced. The configurations of nongyroscope and single gyroscope strapdown inertial measurement uni（t SIMU）are studied and more than twenty configurations are put forward. The error of several typical algorithms are analyzed and contrasted in this paper and some conclusions are presented. At last，a kind of new nongyroscope configuration measuring revolving information of an object is given. Key words：nongyroscope；strap - down；inertial measurement；configuration
惯性坐标系 OIxIyIzI 的线加速度；r 为 Ob 到 P 点的矢
惯性坐标系 OIxIyIzI 的线加速度；r 为 Ob 到 P 点的矢
《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。
捷联惯导系统设计和分析
捷联惯导系统设计和分析
1 概述
本文将简略讨论捷联惯导系统设计。 尽管不同的应用中所采用的具体方法和设计重点常 常很不相同，但对任何捷联系统，一般都需要下面的设计步骤。 对于应用于战术导弹上的捷联惯导系统， 应重点评估和分析惯导系统在动态飞行条件下 的性能。惯导系统将受飞行机动、大加速度和恶劣的振动环境的影响，所有这些都将大大影 响惯性器件的选择以及它们在飞行中能够提供的测量精度。 另外， 从运动平台上发射的导弹 也会影响导弹反射前进行的导航初始对准精度。因此，在整个系统设计过程中，对影响系统 性能的所有可能的误差源之间进行合理的平衡折中非常重要。 作为系统设计过程的一部分，必须首先考虑选择对应用最合适的系统机械编排。然后， 通过误差预估分析评估可接受的对准误差、 惯性器件误差和导航解算误差的大小。 误差预估 要求的评估可在不同的水平上进行， 从相对简单的单通道误差模型到应用仿真进行更严格的 分析， 其中后者可以考虑到动态运动的影响进而进行更精确的评估。 对于此处讨论的战术导 弹应用，动态影响较大，简化的计算很难适用，因此，需采用更复杂的计算，或更常用的误 差预估分配仿真。一般地，在确定既实际又可行的一组误差参数值之前，需要误差预估分析 过程的几次迭代。 在确定了惯性器件工作特性和对准精度以及任何可能潜在的计算困难后， 就可以开始确 定适用的惯性器件以及导航解算算法。 在这个过程中， 可能需要根据惯性器件的类型对误差 预估计算进行更多的迭代，以得到更满意的设计。
以损失一个参数为代价而放宽另一些参数对误差预估的影响的做法， 其作用通常相当有 限。例如，在基于常规陀螺的设计中，固定零偏项对误差预估的影响允许增加一些，而将与
g 有关的零偏调整到在实际应用中更容易实现的水平。分析表明，在这类的应用中系统性能
对与 g 有关的零偏系数特别敏感。同时还可见，与陀螺仪和加速度计有关的某些交叉耦合项 需要为小量，以便达到所需的性能。 当然无论什么时候都应确保任何一项误差的影响都不会超过总误差预估。 通常需要对参 数选择过程进行几次迭代， 才能获得一组合理的设置值。 表 2 给出了一组误差参数值以及它 们各自对总位置和姿态误差预估的影响。 表 2 清楚地表明， 主要的误差源是姿态对准误差以及某些与 g 有关的陀螺零偏和加速度 计交叉耦合，在导弹存在纵向加速度时后两者会引起较大的位置误差。此外，在导弹飞行的 助推阶段有俯仰转弯机动时，陀螺交叉耦合误差对总误差预估也产生显著影响。 利用表 2 给出的对准误差和惯性器件误差， 沿航迹的位置误差、 横滚误差和速度误差 （在 该表没有给出）可计算： 1) 沿航迹位置误差 RSS 41m ； 2) 横滚误差 RSS 0.3 ； 3) 沿航迹速度误差 RSS 0.7 m s ； 4) 横向速度误差 RSS 3.7 m s ； 5) 垂直速度误差 RSS 3.8 m s 。 由上述误差可知，每项都在技术指标要求规定的范围内。 确定了惯性器件的性能指标之后， 重要的是评估在一组典型弹道上的系统性能。 许多误 差对总导航性能的影响， 常常与飞行期间系统承受的精确运动密切相关。 为了更好地设计系 统，在设计阶段可能需要进一步细化某些误差参数值。 在按上述的过程设计时，设计可能希望把某些误差合并，尤其是那些传播方式类似，对 惯导系统性能的影响类似的误差。例如： 1) 陀螺仪非等弹性:当存在周期运动时，由于轴承变形不相等，在常规陀螺仪输出中会造 成零偏。 2) 加速度计振摆误差：当存在振动时，在摆式加速度计输出中会存在附加的零偏。 3) 圆锥和划桨运动： 如果惯性器件处于圆锥和划桨运动状态， 会分别出现附加的角速率和 线加速度零偏。 为了考虑这些影响，在误差预估分析中所采用的陀螺仪和加速度计零偏可能需要增加。
1 概述
本文将简略讨论捷联惯导系统设计。 尽管不同的应用中所采用的具体方法和设计重点常 常很不相同，但对任何捷联系统，一般都需要下面的设计步骤。 对于应用于战术导弹上的捷联惯导系统， 应重点评估和分析惯导系统在动态飞行条件下 的性能。惯导系统将受飞行机动、大加速度和恶劣的振动环境的影响，所有这些都将大大影 响惯性器件的选择以及它们在飞行中能够提供的测量精度。 另外， 从运动平台上发射的导弹 也会影响导弹反射前进行的导航初始对准精度。因此，在整个系统设计过程中，对影响系统 性能的所有可能的误差源之间进行合理的平衡折中非常重要。 作为系统设计过程的一部分，必须首先考虑选择对应用最合适的系统机械编排。然后， 通过误差预估分析评估可接受的对准误差、 惯性器件误差和导航解算误差的大小。 误差预估 要求的评估可在不同的水平上进行， 从相对简单的单通道误差模型到应用仿真进行更严格的 分析， 其中后者可以考虑到动态运动的影响进而进行更精确的评估。 对于此处讨论的战术导 弹应用，动态影响较大，简化的计算很难适用，因此，需采用更复杂的计算，或更常用的误 差预估分配仿真。一般地，在确定既实际又可行的一组误差参数值之前，需要误差预估分析 过程的几次迭代。 在确定了惯性器件工作特性和对准精度以及任何可能潜在的计算困难后， 就可以开始确 定适用的惯性器件以及导航解算算法。 在这个过程中， 可能需要根据惯性器件的类型对误差 预估计算进行更多的迭代，以得到更满意的设计。
以损失一个参数为代价而放宽另一些参数对误差预估的影响的做法， 其作用通常相当有 限。例如，在基于常规陀螺的设计中，固定零偏项对误差预估的影响允许增加一些，而将与
g 有关的零偏调整到在实际应用中更容易实现的水平。分析表明，在这类的应用中系统性能
对与 g 有关的零偏系数特别敏感。同时还可见，与陀螺仪和加速度计有关的某些交叉耦合项 需要为小量，以便达到所需的性能。 当然无论什么时候都应确保任何一项误差的影响都不会超过总误差预估。 通常需要对参 数选择过程进行几次迭代， 才能获得一组合理的设置值。 表 2 给出了一组误差参数值以及它 们各自对总位置和姿态误差预估的影响。 表 2 清楚地表明， 主要的误差源是姿态对准误差以及某些与 g 有关的陀螺零偏和加速度 计交叉耦合，在导弹存在纵向加速度时后两者会引起较大的位置误差。此外，在导弹飞行的 助推阶段有俯仰转弯机动时，陀螺交叉耦合误差对总误差预估也产生显著影响。 利用表 2 给出的对准误差和惯性器件误差， 沿航迹的位置误差、 横滚误差和速度误差 （在 该表没有给出）可计算： 1) 沿航迹位置误差 RSS 41m ； 2) 横滚误差 RSS 0.3 ； 3) 沿航迹速度误差 RSS 0.7 m s ； 4) 横向速度误差 RSS 3.7 m s ； 5) 垂直速度误差 RSS 3.8 m s 。 由上述误差可知，每项都在技术指标要求规定的范围内。 确定了惯性器件的性能指标之后， 重要的是评估在一组典型弹道上的系统性能。 许多误 差对总导航性能的影响， 常常与飞行期间系统承受的精确运动密切相关。 为了更好地设计系 统，在设计阶段可能需要进一步细化某些误差参数值。 在按上述的过程设计时，设计可能希望把某些误差合并，尤其是那些传播方式类似，对 惯导系统性能的影响类似的误差。例如： 1) 陀螺仪非等弹性:当存在周期运动时，由于轴承变形不相等，在常规陀螺仪输出中会造 成零偏。 2) 加速度计振摆误差：当存在振动时，在摆式加速度计输出中会存在附加的零偏。 3) 圆锥和划桨运动： 如果惯性器件处于圆锥和划桨运动状态， 会分别出现附加的角速率和 线加速度零偏。 为了考虑这些影响，在误差预估分析中所采用的陀螺仪和加速度计零偏可能需要增加。
激光捷联惯性／卫星组合导航系统基本原理及应用情况
激光陀螺 加 速 度 计
Ｓ ／ＧＮＳ Ｓ
的应用则刚刚起步 。本文简要介绍 了激光捷联惯性／ 卫星组合导航系统 的基本原理及应 用情况 。
关 键 词 激光 捷 联 惯 性／ 星 组 合 导航 系统 卫
Ｒａ ｉ ａ ｅ ａ ｔｏｎ ｌ ｎｄ Ａｐｐ ｃ ｔｏ ｏ ｓ ｒ ｉ ｆ ａ ｉ ｎ ｆＬａ ｅ
激 光 喷导 系统在 结构 安排上 最大 特 点是 没 有机 械 式 陀螺 稳 定平 台。它 将 三个 机 械 抖动 激
光 （ 自由度） 单 陀螺和三个加速度计直接固连在载体上 ， 组成三维坐标系。其系统工作原理可总 结 如下 ：
（ １ ）由惯 性测量 元件 （ 加速 度计 和激 光 陀螺 仪 ） 出载 体 坐标 系相对 于 惯性 坐标 系 的加 速度 给
２
．
维普资讯
第 ４期
王庆伟 ： 激光捷联惯性／ 卫星组合导航系统基本原理及 应用情 况
２ 控制 电路 ）
包括伺服回路、 信号处理与控制电路 ， 其功能是对传感器提供的信号进行处理 ， 转换为标准 数字 信息 。
３ 模／ 转换 电路 ） 数 将处 理好 的数据转 换为 计算机 能识别 的数字 形式 。 ４ 系统 控制／ ） 数据处 理模块 该 部分 主要 功能如 下 ：
Hale Waihona Puke ＷａｇＱｎ ｗ ｉ ｎ ｉｇ ｅ
（ ｏ ｇｕＡ ｉ ｉ ｄ ｓ ｙＧ ｏ ｐ Ｈ ｎ ｄ ｖａ ｏ Ｉ ｕｔ ｒｕ ） ｔｎ ｎ ｒ
Ａｂ ｔａ ｔ Ｌ Ｉ ／ ｓｒ ｃ ＳＮＧ ＧＮＳ Ｓ，ａ ｋｎ ｆｎ ｖｇ ｔ ｎ ｅ ｕｐ ｎ ，ｉ ｃ ｍｐ ｅ ｅ ｓ ｅｙ ａ ｐ ｉｄ ｏ ｉｄ ｏ ａ ｉａｉ ｑ ｉｍｅ ｔ ｓ ｏ ｒｈ ｎ ｉ ｌ ｐ ｌ ｎ ｏ ｖ ｅ
Ｓ ／ＧＮＳ Ｓ
的应用则刚刚起步 。本文简要介绍 了激光捷联惯性／ 卫星组合导航系统 的基本原理及应 用情况 。
关 键 词 激光 捷 联 惯 性／ 星 组 合 导航 系统 卫
Ｒａ ｉ ａ ｅ ａ ｔｏｎ ｌ ｎｄ Ａｐｐ ｃ ｔｏ ｏ ｓ ｒ ｉ ｆ ａ ｉ ｎ ｆＬａ ｅ
激 光 喷导 系统在 结构 安排上 最大 特 点是 没 有机 械 式 陀螺 稳 定平 台。它 将 三个 机 械 抖动 激
光 （ 自由度） 单 陀螺和三个加速度计直接固连在载体上 ， 组成三维坐标系。其系统工作原理可总 结 如下 ：
（ １ ）由惯 性测量 元件 （ 加速 度计 和激 光 陀螺 仪 ） 出载 体 坐标 系相对 于 惯性 坐标 系 的加 速度 给
２
．
维普资讯
第 ４期
王庆伟 ： 激光捷联惯性／ 卫星组合导航系统基本原理及 应用情 况
２ 控制 电路 ）
包括伺服回路、 信号处理与控制电路 ， 其功能是对传感器提供的信号进行处理 ， 转换为标准 数字 信息 。
３ 模／ 转换 电路 ） 数 将处 理好 的数据转 换为 计算机 能识别 的数字 形式 。 ４ 系统 控制／ ） 数据处 理模块 该 部分 主要 功能如 下 ：
Hale Waihona Puke ＷａｇＱｎ ｗ ｉ ｎ ｉｇ ｅ
（ ｏ ｇｕＡ ｉ ｉ ｄ ｓ ｙＧ ｏ ｐ Ｈ ｎ ｄ ｖａ ｏ Ｉ ｕｔ ｒｕ ） ｔｎ ｎ ｒ
Ａｂ ｔａ ｔ Ｌ Ｉ ／ ｓｒ ｃ ＳＮＧ ＧＮＳ Ｓ，ａ ｋｎ ｆｎ ｖｇ ｔ ｎ ｅ ｕｐ ｎ ，ｉ ｃ ｍｐ ｅ ｅ ｓ ｅｙ ａ ｐ ｉｄ ｏ ｉｄ ｏ ａ ｉａｉ ｑ ｉｍｅ ｔ ｓ ｏ ｒｈ ｎ ｉ ｌ ｐ ｌ ｎ ｏ ｖ ｅ
6.7 捷联式惯性导航系统
rx0 cos H ry0 sin H rx0 sin H ry0 cos H
rz1 rz0
cos H sin H 0
TheFirstTurn : sin H cos H 0
0
0 1
rx0
H x0
x1（ x2）
ry1
O
ry0
rx1
θ y1
3
捷联式惯性导航系统
捷联姿态矩阵
地理坐标系 ox0y0z0 与载体坐标系 oxyz 之间的关系，可以用三个转动欧 拉角来表示：
z
z2
Ф
z0(z1)
θ
o
ox0 y0z0
绕oz0
H
ox1 y1z1
绕ox1
ox2 y2z2
绕oy2
oxyz
H
x0
Ф
x1(x2) x
y2(y)
θ y1
H
y0
捷联式惯性导航系统
sin cos
cos sin H cos cos H
sin
sin cos H cos sin sin H
sin
sin
H
cos
sin
cos
H
cos cos
作用1：姿态和航向的求解
z
z2
Ф
z0(z1)
θ
tg 1
T31 T33
sin
sin
H
cos
sin
cos
H
cos cos
• 纵摇角—— θ • 横摇角—— • 航向角—— H
捷联式舰船惯性姿态基准通用维修平台设计
为满 足 多型装 备 检测 、可扩 展性 的需 求 ，同时 又 考 虑 到 在 重 量 体 积 能 够 接 受 的 条 件 下 降 低 系 统
序能够从一个测试系统移植到另一个测试系统，用 于各种 型号装备现场测试 的测试设备数 目大大 降
・
３ ２・
探 测 与 定位
２ １ 钲 ０１
这为临修、小修和中修带来极大困难 ，必须要有
套故 障Ｊ Ｉ 与捷 联基准 对 接 ，能显 示和 监测 捷联 ｌ 仪 — ］ ￣
基准 的工 作状 态 、标 校和信 息 读取 。 该故 障检 测仪 应 便 于 携 带 ， 具 有 一 定 的系 统 故 障 诊断定 位 功 能 （ 故障 定位 在 电路板 级 ） 以便于 上 舰执 行 Ｉ ， 临修保
基础 ，采 用虚 拟仪 器技 术 实现 。测试 系统机 柜 采用 通用 的硬 件结构 和 统一规 范的接 口标准 ，并预 留硬 件扩 展 的 空 间和接 口，以适 应新 型 号捷联 基 准 电路 板 的检 测扩展 需 求 。软件 平 台采 用通 用测
试软件构 架、测试需求的图形化表示与执行 、测试程序 的 自动生成 ，以及采用标准化测试语 言 （ ａＶｅ Ｌｂ ｉ ｗ、Ａ Ｌ Ｓ ａＷｉ ｏ ｓ ＋ 等 ） Ｔ Ａ 、Ｌ ｂ ｎ ｗ 、ｃ ＋ ｄ 等手段，生成通用性强、可 系统重构的测试软件 系
的技术更新 。
・
减 小 测试程 序 开发／ 升级 工作量
由于 通用 测试 结 构为测 试程 序 （ Ｐ Ｔ ）和 通用测 试平 台之 间提 供 了所 必须 的硬件 和软 件接 口，使 得
电仪等 ）的操 控和 数据 收发 功 能 ，实 现捷 联基 准 中 修 出厂 前 的系统 级验 证 ； （ ）预 留扩 展 接 口，便 于对 未 来 新 型 号捷 联 ５ 基准 的检 测 维修 功 能扩展 ； （ ）系 统本 身 具 有维 修 信 息存 储 、 管理 和 自 ６
《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）是一种基于惯性测量单元（IMU）的导航技术，其通过测量物体的加速度和角速度信息，结合数字积分算法，实现对物体运动状态的精确估计和导航。
SINS具有高精度、抗干扰能力强、无需外部辅助等优点，在军事、航空、航天、航海等领域具有广泛的应用前景。
本文将重点研究捷联惯性导航系统的关键技术，包括传感器技术、算法技术以及系统集成技术。
二、传感器技术研究1. 陀螺仪技术陀螺仪是SINS的核心部件之一，其性能直接影响到整个系统的精度和稳定性。
目前，常用的陀螺仪包括机械陀螺、光学陀螺和微机电系统（MEMS）陀螺等。
其中，MEMS陀螺因其体积小、重量轻、成本低等优点，在SINS中得到了广泛应用。
然而，MEMS陀螺的精度和稳定性仍需进一步提高。
因此，研究高性能的MEMS陀螺制造技术和材料，以及优化其工作原理和结构，是提高SINS性能的关键。
2. 加速度计技术加速度计是SINS的另一个重要传感器，其测量精度和稳定性对SINS的导航性能有着重要影响。
目前，常用的加速度计包括压阻式、电容式和压电式等。
为了提高加速度计的测量精度和稳定性，需要研究新型的加速度计制造技术和材料，以及优化其电路设计和信号处理算法。
三、算法技术研究1. 姿态解算算法姿态解算算法是SINS的核心算法之一，其目的是通过陀螺仪和加速度计的测量数据，计算出物体的姿态信息。
目前常用的姿态解算算法包括欧拉角法、四元数法和卡尔曼滤波法等。
为了提高算法的精度和实时性，需要研究新型的姿态解算算法，如基于机器学习的姿态解算方法等。
2. 误差补偿算法由于传感器自身的误差和外部环境的影响，SINS在运行过程中会产生误差。
为了减小误差对系统性能的影响，需要研究误差补偿算法。
目前常用的误差补偿算法包括基于模型的方法和基于数据的自适应补偿方法等。
研究新型的误差补偿算法和技术手段是提高SINS性能的重要方向。
四、系统集成技术研究1. 数据融合技术数据融合技术是将来自不同传感器的数据信息融合起来，以提高导航系统的整体性能。
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关 键词 ：捷 联 组 合 ；结 构 ；设 计 ；分 析
中 图分 类号 ：Ｖ １ ．３ ２４ ３ 文 献 标识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１０—３ ８２ １）１ １２０ ００１２ （０００ — ６— ０ ５
ＤＯ Ｉ １ ３ ７ ／ ．ｓｎ． ０ ０ １ ２８． ０ ０． ： ０． ８ ３ ｉ ｉｓ １ ０ — ３ ２ １ ０１．２６ ０
表都 安装在 组合 台体 上 ， 们 与安 装 在 台体 上 的减 它
收 稿 Ｆ期 ：０９０ —４ 修 回 日期 ：０ ９１．９ ｔ ２０ ．２１ ； ２０．０１
第 １ 期
杨朋军等 ： 捷联 惯性 测 量 组合 台 体 组 件 设计 与 分 析
１３ ６
Ａ Ｓ Ｓ软件 完成 ， 具 体设计 过程 如 下 ： １ ＮＹ 其 （ ）在 保证 台体 上零 、 部件 的安 装 取 向和 系 统性 能 要 求 的 前提
三个 正交 的激光 陀 螺 、 三个 正 交 的加 速 度计 、 镜 、 棱 三块 电路 板 ， 振器 等 零 、 减 部件 。 因此 ， 设计 台体 在
中都有着广 泛的应 用 。平台式惯 性系统 虽然精度 较
高， 但具 有结 构 复 杂 、 积大 、 本 高等 缺点 。 随着 体 成 计算机 及捷联 惯 导技 术 的快 速 发展 ， 联 式惯 导 系 捷 统被 广泛应 用于航 空航天 、 舰船 、 特种车 辆等各个 领 域 。在 许多 中低精 度 领域 广 泛 采用 了捷联 式 系 统 。 在捷联 式惯性 系 统 中 ， 有传 感 器都 直 接 安装 在 载 所 体上 ， 惯性传感 器输 出的 就是 载 体相 对 于惯 性 空 间 的加速 度和角 速度 ， 由计 算机 将 载体 坐 标 系下 测 得 的数据 变换 到导航坐标 系 中再 进行 导航计算 。由于 导航计 算是 以参考坐标 系 （ 航坐标 系 ） 导 为参 照来 确
（ 中国 航 天 时代 电子 公 司第 十 六 研 究 所 ，西 安 ７００ ） １ １０
摘 要 ：台体 组 件 是 惯 性测 量 组 合 的 关 键 部件 。根 据 某 型 号 捷联 惯性 测 量 组 合 技 术 要 求 ， 用 三 维 建 模 和 有 采 限 元 分 析方 法 ， 对某 型号 惯 性 组 合 的 台 体结 构 进 行 了充 分论 证 和分 析 ， 定 了最 优 台 体 结 构 。 计 算 结 果 表 明 ， 台 确 该
第 ３ 卷第 １ ｌ 期
２１ ０ ０年 １月
宇 航 学 报
Ｊ ｕ ｌｏ ｔ ｎ ｕｉｓ ｏ ｍａ ｆ ｒ ａ ｔ Ａｓ ｏ ｃ
Ｖｏ ． １ １３
Ｎ０． １
Ｊ ｎ ａｙ ２ １ ａ ｕｒ ０ ０
捷 联惯 性 测量 组合 台体 组件 设 Nhomakorabea 与分 析
杨 朋 军 ，孟 进 录 ，张 天孝
时需要 考虑 的因素有 以下 几个 方 面 ： １ （ ）零 、 件 的 部
定载体 的位置 、 速度 、 姿态 等 运动 参 数 ， 坐标 变 化 和
姿态角 计算实 际上起 到 了平 台式惯性 系统 的稳定平 台的作 用 ， 以也称 之 为 “ 学平 台” 由于取 消 了 所 数 。 物理平 台， 因而 系 统 的体 积大 大 缩小 ， 本 降低 ， 成 并
振器 等一起 构成 了 台体组 件 。 因此 ， 对捷 联 组合 系
０ 引 言
统 的台体 组件设计 进行 分析就 成 了捷 联组合 结构设
计 中不可 或缺 的过 程 。
惯性 导航 系 统 主要 分为 两种 类 型 ， 台式惯 性 平
系统 和捷联式 惯性 系统 ， 种 系统 在 现代 军事 领 域 两
基 于上 述原 因， 文对 某型 号 组合 系 统 台体 组 本 件 的设 计过程 进 行 了 比较 详 细 的 总结 。通 过 总结 ， 对今后 该 型号捷联 惯性测 量组 合 的改型设计 和其 它 捷联 惯性测 量组合 设计具 有一 定 的借 鉴作用 。 １ 激光 捷联 惯性 组合台体 结构设 计与 分析 １ １ 台体 结构设 计 ． 根 据 设计 要求 ， 捷 联惯 性 组 合 台体 上安 装有 该
且更容 易维护 。
安装取 向和安 装精 度 ；２ （ ）零 、 件安 装稳 定性 ；３ 部 （）
零、 部件 可 以更 换 且 拆 装 方便 ； ４ （ ）零 、 件 安装 面 部 的刚度 及 强 度 考 虑 ；５ （ ）台 体 组 件 总 体 布 线 考 虑 ； （ ）台体组 件 的总重量 控制 ；７ ６ （ ）台体零 件 的加工 和
装 配工艺 性 ；８ （ ）台体 组件 的质 心 尽 量 位 于 台体 结
构的几何 中心 等 。 综合 考 虑 以上 因 素 ， 惯 性 组合 台体 设 计采 用 本 设计 与分 析结合 的方 法 ， 满 足 以上 因素 的前提 下 在 进行 台体 结构 的初 步 设计 ， 此 基 础上 进 行 有 限元 在
体 具 有 良好 的 刚度 和 动 态 特 性 ， 为 惯性 仪 表 提 供 良好 的 工作 环 境 。最 后 ， 台体 上 安 装 的 减 振 器 的参 数 、 构 形 能 对 结 式 和 安 装位 置进 行 了详 细 分 析 。研 究 工 作 对 今 后 型 号研 制 设 计 具 有 一 定 的 指导 意义 。
分析 ， 根据 分析 的 结果 进 行修 改 、 设 计 和 重分 析 ， 再 直到满 足 结 构 的设 计 要 求 。整 个 过 程 通 过 Ｕ Ｇ和
捷 联组合 系统作 为惯性坐 标基准 和惯性 测量装
置 ， 工作精 度 和可 靠性 直 接影 响着 飞行 器 的 飞行 其
精度 。组合 结构 系统 的静 、 动态 特 性 直接 影 响 着整 个组合 系统 的工作精度 和可靠 性 。台体是捷 联组合 系统 的重要零件 ， 陀螺仪 、 加速 度计等 高精度惯 性仪