捷联惯导系统航姿算法的比较及仿真分析
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捷联惯性导航系统的姿态算法研究的开题报告
标题:捷联惯性导航系统的姿态算法研究
一、研究背景
随着现代科技的不断进步,无人飞行器(UAV)的应用越来越广泛,而惯性导航系统作为实现无人飞行器自主飞行的核心设备之一,在飞行控制系统中发挥着重要作用。
其中,姿态算法是惯性导航系统的关键技术之一,能够实现无人飞行器稳定飞行和精确控制。
二、研究目的
本文旨在研究捷联惯性导航系统的姿态算法,探究其改进和优化方法,提高其稳定性和精度,为无人飞行器的自主飞行提供更加可靠的支持。
三、研究内容
(一)姿态解算
姿态解算是捷联惯性导航系统中姿态算法的核心问题。
本文将研究基于四元数的姿态解算方法,并探讨姿态解算的实时性和精度。
(二)滤波算法
针对捷联惯性导航系统中存在的传感器噪声和测量误差等问题,本文将研究常用的滤波算法,如卡尔曼滤波和扩展卡尔曼滤波等,并探讨其在姿态解算中的应用。
(三)姿态控制算法
在实际应用中,无人飞行器需要通过姿态控制实现目标飞行姿态的调整和保持。
本文将研究基于四元数的姿态控制算法,并分析其控制精度和实时性等关键技术。
四、研究方法
本研究将采用理论分析、仿真计算和实验验证相结合的方法,从理论上探究捷联惯性导航系统的姿态算法优化方法,并通过仿真计算和实验验证对算法的效果进行评估。
五、预期成果
本文将研究捷联惯性导航系统的姿态算法,包括姿态解算、滤波算法和姿态控制算法等关键技术。
预期成果为优化和改进现有的算法,提高捷联惯性导航系统的精度和稳定性,为无人飞行器的自主飞行提供可靠的支持。
第15卷第l期2007年2月中国惯性技术学报JoumalofChineseInertialTcchnologyVbl.15No.1Feb.2007文章编号:1005-6734(2007)01一0024-04车载捷联惯导系统定位测姿算法研究陈允芳1,叶泽田2,钟若飞3(1.山东科技大学地球信息科学与工程学院,青岛266510;2.中国测绘科学研究院,北京100039;3.首都师范大学,北京100037)摘要:GPs/INs组合精确测定平台的位置和姿态是移动测图系统中的重要模块。
对陀螺仪和加速度计所测角速度和比力进行两次积分得载体姿态、速度和位置即sINs力学机械编排。
目前该过程大多在地理坐标系进行。
这里详细推导了地球坐标系中完整的解算过程,以四元数姿态矩阵更新及重力计算为核心,由IMu原始观测值解算出了载体位置、速度和姿态等参数,可快速高效与GPs输出的位置速度信息进行组合滤波处理,可据此编程进行工程应用数据处理。
关键词:捷联惯导系统;姿态矩阵;坐标转换;力学编排;四元数中图分类号:u666.1文献标识码:APositioningandorientationcomputationonVehicle-borneSINSanddiscussofcalculationerrorcHENYun.‰91,YEze-tian2,zHONGRuo.fei3(1.Geo·info衄ationScience&EngineeringCollege,ShandongUniverSi哆ofScienceaIldTbchnology,Qingdao266510,China;2.SurveyingaTldMappingScienceResearchInStituteofChina,Beijing100039,China;3.C印italNomlalUniverSi劬Beijing100037,China)Abstract:GPSandINSintegratedtoaccuratelydeteminingpositionaIldattitudeofnatI‘oofisVitalmoduleinmobilemappingSystem.Specincforcc行omspeedometer蚰d舭glerate矗om留roareinte铲atedtwicerespectiVelytoachievean沁de,veloc时aIldpositionn锄elySINSmechaIlization.Currentlythistookplacedingeogr印hiccoordinate,whiIeheredemonstratedindetailmewholemechaJlizationineanll-centclrcdearth-fixedcoordinate,mostlyquatemiona钍itudematrixupdating锄dgravit)rcaIculation.Ultimatelyvehiclenavigationpar锄eterssuchaSattitude,veIocity锄dpositionwercgahed丘omIMUorigin“0bservations.Mathematicsplatfo眦isfomlcdinSrNStocarryoutsuⅣeyingaJldcalculatingpreciselythenavigationmoVementpar锄cterS.Theresultsarcpronetointe黟atewitllsimilarpammeters疔omGPStofilterprocessing.Pro可锄minghercbyc锄pmcessdatainengineeringapplicationKeywords:SINS;attitudematrix;coordinatetransfomation;mechanization;quatemion随着惯性技术与卫星导航定位技术的发展,由GPS/INs不同程度组合而成的定位定姿传感器已成为移动测图系统中确定载体轨迹和平台姿态的重要工具,其中GPs多用于定位而INS则用于测姿。
捷联惯导系统的算法研究及其仿真实现Study and Simulation of Strapdown Inertial Navigation System1.1.3捷联惯导系统的发展趋势捷联式惯导系统是从20世纪60年代初开始发展起来的。
20世纪70年代以来,作为捷联系统的核心部件—惯性测量装置和计算机技术有了很大发展,而电子技术、计算机技术、现代控制理论的不断进步,为捷联惯性技术的发展创造了有利条件。
在硬件方面,新一代惯性器件如激光陀螺、光纤陀螺的成功研制,为捷联惯导的飞速发展打下了物质基础。
进入20世纪80-90年代,在航天飞机、宇宙飞船、卫星等民用领域及各种战略、战术导弹、军用飞机、反潜武器、作战舰艇等军事领域开始采用动力调谐式陀螺、激光陀螺和光纤式陀螺的捷联惯导系统。
其中激光陀螺和光纤式陀螺是捷联惯导系统的理想器件。
激光陀螺具有角速率动态范围宽、对加速度和震动不敏感、不需温控、启动时间特别短和可靠性高等优点。
激光陀螺惯导系统己在波音757/767、A310民机以及F-20战斗机上试用,精度达到 1.85km/h 的量级。
20世纪90年代,激光陀螺惯导系统估计占到全部惯导系统的一半以上,其价格与普通惯导系统差不多,但由于增加了平均故障间隔时间,其寿命期费用只有普通惯导系统的15%-20%。
光纤陀螺实际上是激光陀螺中的一种,其原理与环型激光陀螺相同,它克服了由激光陀螺闭锁带来的负效应,具有检测灵敏度和分辨率极高、启动时间极短、动态范围极宽、结构简单、零部件少体积小、造价低、可靠性高等优点。
采用光纤陀螺的捷联航姿系统已用于战斗机的机载武器系统及波音777飞机中。
波音777由于采用了光纤陀螺的捷联惯导系统,其平均故障间隔时间可高达20000h。
采用光纤陀螺的捷联惯导系统被认为是一种极有发展前途的导航系统。
而随着航空航天技术的发展及新型惯性器件关键技术的陆续突破,捷联惯导系统的可靠性、精度将会更高。
捷联惯导系统姿态算法比较
捷联惯导系统姿态算法比较
姿态算法是捷联惯导系统算法中的一个重要组成部分,解算姿态阵相当于建立起数学平台,其精度对捷联惯导系统的精度影响很大.该文就实际应用,对欧拉角法、方向余弦法、四元数算法、罗德利格参数法、优化旋转矢量算法及一种改进的递推旋转矢量算法做了分析,并在典型圆锥运动输入下,对后五种算法进行了仿真,为姿态算法的研究提供了参考.
作者:孙丽秦永元 SUN Li QIN Yong-yuan 作者单位:西北工业大学自动化学院,西安,710072 刊名:中国惯性技术学报ISTIC PKU 英文刊名:JOURNAL OF CHINESE INERTIAL TECHNOLOGY 年,卷(期): 2006 14(3) 分类号: U666.1 关键词:捷联姿态算法精度圆锥运动比较。
捷联惯性导航系统的仿真研究的开题报告一、选题背景和意义惯性导航系统是一种基于惯性传感器(加速度计和陀螺仪)实现的无需外部信号源和地面设备支持的导航方式。
它在军事、航空、航海、测量等领域有着广泛的应用。
惯性导航系统的精度与其所采用的惯性传感器的精度和航迹推算算法有关,而仿真技术是评估各种算法的性能和可靠性的重要手段之一。
本研究针对捷联惯性导航系统,通过仿真分析系统的工作原理,验证其可靠性和稳定性,并通过仿真结果对优化捷联惯性导航系统的航迹推算算法提供参考。
二、研究内容和方法本研究将以捷联惯性导航系统为研究对象,借助MATLAB等仿真软件进行仿真分析。
具体研究内容和方法如下:1.建立捷联惯性导航系统的仿真模型,包括加速度计、陀螺仪、误差模型等模块,并模拟各模块输出的信号。
2.设计捷联惯性导航系统的航迹推算算法,利用合适的滤波器和卡尔曼滤波等算法对惯性测量信号进行处理,并结合GPS等辅助导航系统提高系统精度。
3.仿真系统并验证其可靠性和有效性。
通过模拟各种实际环境下航行的数据,进行模拟实验并分析仿真结果。
4.优化航迹推算算法,探究不同滤波器和卡尔曼滤波算法的优缺点,综合比较各算法的精度和稳定性。
三、研究预期结果通过本研究,将建立一个符合实际情况的捷联惯性导航系统的仿真模型,验证其可靠性和有效性。
在仿真实验中,将比较不同算法处理测量信号后的航迹精度和稳定性,为优化航迹推算算法提供参考。
四、研究实施计划1、前期调研:调研捷联惯性导航系统的工作原理和航迹推算算法。
2、建立仿真模型:根据调研结果,建立符合实际情况的捷联惯性导航系统的仿真模型。
3、仿真分析:使用MATLAB等仿真软件进行仿真分析并优化航迹推算算法。
4、数据统计与分析:通过分析仿真实验数据,总结各种算法处理捷联惯性导航系统数据的优缺点。
5、论文撰写:根据研究成果,撰写捷联惯性导航系统仿真研究的论文。
预计完成时间:约3-6个月。
捷联系统姿态算法比较及研究
华宇清;于国宏
【期刊名称】《航天控制》
【年(卷),期】1995(13)3
【摘要】对捷联惯导系统的几种姿态解算算法和所需计算时间作了比较,提出了一种可在弹上计算机上执行的具有快速实时和滤波功能的算法,并给出了以圆锥运动学全的仿真结果。
【总页数】7页(P10-16)
【关键词】捷联式系统;姿态控制;算法;惯性制导
【作者】华宇清;于国宏
【作者单位】上海航天局第803研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TJ765.3
【相关文献】
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DOI:10.19392/j.cnki.1671 ̄7341.202012089新型捷联航姿系统与传统航姿系统的对比浅析沈惠秋贵州贵航飞机设计研究所㊀贵州安顺㊀561000摘㊀要:航姿系统作为飞机主导航系统的备份系统ꎬ是飞机上比较重要的电子设备ꎬ此系统的性能指标将直接关系到飞机的飞行安全和综合性能ꎮ本文阐述了新型捷联航姿系统工作原理ꎬ并将其与传统航姿系统进行对比ꎬ通过在某型飞机上应用证明了新型捷联航姿系统的先进性和实用性ꎮ关键词:捷联航姿ꎻ对比ꎻ应用1绪论航向姿态系统是飞机的备份航向姿态辅助系统ꎬ当飞机主导航系统故障时ꎬ向机上其它电子设备提供飞机的俯仰角㊁横滚角㊁航向角信息ꎬ确保飞行安全ꎮ国内早期设计的飞机上配备的航姿系统主要是由航向陀螺和垂直陀螺两大部件组成的航向姿态系统ꎬ它是以框架式陀螺为基础的机电仪表ꎬ一般作为飞机的主要导航系统ꎬ在装有惯导系统的飞机上一般作为备份导航系统ꎮ随着航空电子技术的发展ꎬ尤其是微机械技术的发展ꎬ出现了无框架的捷联航姿系统ꎬ它以其结构简单ꎬ体积小ꎬ可靠性高等特点ꎬ逐渐取代了老一代航姿系统ꎬ成为众多飞机的主要或备份导航系统ꎮ2传统航姿系统的原理及功能传统的航姿系统其姿态信息和航向信息是分别由两个独立的部件完成的ꎬ其中垂直陀螺感受并输出飞机的俯仰㊁倾斜角度ꎬ航向陀螺感受并输出飞机的航向角度ꎮ2.1传统航姿系统主要设备作用原理2.1.1垂直陀螺垂直陀螺是由三自由度陀螺仪㊁托架随动系统㊁锁定机构㊁倾斜和俯仰机构修正系统等主要部分组成的ꎮ三自由度陀螺仪是垂直陀螺的基础部分ꎬ它由陀螺马达㊁内环架和外环架构成ꎮ它的核心是一个绕自转轴作高速旋转的转子ꎬ转子借助自转轴承安装于内环中ꎬ内环借助内环轴上一对轴承安装于外环中ꎬ外环借助外环轴上的一对轴承安装于基座上ꎮ自转轴线与内环轴线垂直且相交ꎬ内环轴线与外环轴线垂直且相交ꎮ进入正常工作状态时ꎬ外环架轴平行于飞机横轴ꎬ并作为飞机俯仰角的测量轴ꎬ陀螺马达自转轴具有定轴性并依靠修正装置保持在当地的地垂线位置ꎮ陀螺仪基本结构ꎬ随动托架由随动系统驱动ꎬ使陀螺马达自转轴㊁内环轴㊁外环轴之间始终保持垂直关系ꎮ随动环轴与飞机纵轴相平行ꎬ并作为飞机倾斜角的测量轴ꎮ陀螺仪主轴的垂直位置由修正系统保证ꎮ修正系统由固定在陀螺组合件下面的液体修正开关位于万向支架内环轴上的纵向修正马达和位于外环轴上的横向修正马达等主要部分组成ꎮ当陀螺仪主轴偏离垂直位置时ꎬ液体修正开关输出电压信号ꎬ使相应的修正马达工作ꎬ陀螺仪主轴便恢复到垂直位置ꎮ垂直陀螺结构原理ꎬ飞机在机动飞行时ꎬ为了提高倾斜和俯仰指示的精度ꎬ必须停止对陀螺仪的修正ꎮ飞机在转弯时的横向修正电路用角速度信号器和横向修正断开开关断开ꎮ在有纵向加速度作用时ꎬ纵向修正电路用位于陀螺仪上的液体纵向断开开关断开ꎮ角速度信号器的工作原理是利用二自由度陀螺仪为敏感元件ꎬ感受转弯角速度ꎬ并变换为电信号后ꎬ加到延时机构上ꎮ2.1.2航向陀螺航向陀螺是三自由度陀螺仪ꎬ工作原理与垂直陀螺相同ꎬ它还有两个随动框架保持陀螺仪万向支架外环轴对地垂线的稳定ꎮ两个随动框架由垂直陀螺给出倾斜信号和俯仰信号(由放大器将信号放大)进行修正ꎬ而构成倾斜和俯仰随动系统ꎮ为了提高航向精度ꎬ一般将航向陀螺与磁航向修正系统传感器配套使用ꎮ感应式磁航向传感器是磁航向修正系统的中心部件ꎬ它感受飞机相对于磁子午线的夹角ꎬ并输出与之相对应的信号到修正系统中ꎬ以此修正航向陀螺发出的航向信号ꎮ2.2传统航姿系统主要功能传统航姿系统以ARINC407标准同步器形式向电子飞行仪表等系统提供飞机的航向姿态信号ꎮ3捷联航姿系统原理及功能捷联航姿系统相比机械陀螺相比没有实际的惯性平台ꎮ惯性传感器(陀螺仪和加速度计)直接固连在平台上ꎮ某型飞机的捷联航姿系统由航向计算机㊁磁传感器和GPS天线构成ꎬ通过航向姿态计算机内部的IMU感受并输出沿机体三个轴向的角速度和线加速度信号ꎬ然后将IMU的输出信号与磁传感器输出的航向信号以及GPS信息组合ꎬ经航姿解算ꎬ输出俯仰㊁横滚㊁航向信息ꎬ送到机上其他航电设备ꎮ3.1捷联航姿系统主要设备作用原理航姿计算机由惯性测量单元(IMU)㊁航姿解算板㊁数字 ̄同步器信号转换板㊁GPS接收板㊁电源转换盒㊁母板㊁箱体㊁2个接口和安装架组成ꎮ航姿计算机通过接口1获得直流+28V及交流26V/400Hz电压ꎬ电源转换盒为计算机内各部件提供电源并向外输出磁传感器工作所需的+8V直流电压ꎮ航姿计算板采集计算机内㊁外部的传感器测量数据ꎬ对其进行误差补偿之后完成组合航姿解算ꎮ解算结果由接口1分两路输出:一路通过ARINC429数据总线输出ꎬ另一路通过D/S转换板以ARINC407信号的形式分别输出给其他设备ꎮ3.2捷联航姿系统主要功能a)计算出飞机的姿态角和磁航向角ꎬ并以ARINC407标准同步器形式(电压范围11.8V/400Hz)输出ꎻb)以符合HB6096 ̄86标准(以下简称429)的数据形式输出飞机的角速度㊁加速度㊁航姿角以及GPS信息ꎻc)系统具有上电自检㊁启动自检和周期自检功能ꎻd)系统可提供航姿有效离散量输出ꎮ4结论综上所述ꎬ捷联航姿系统组件少㊁重量轻㊁精度高㊁体积小㊁操作简单㊁维修性好等性能优点能更好满足飞机的使用需求ꎬ能更好满足目前以及未来飞机减重的要求ꎬ是未来飞机航姿系统的主流ꎻ传统的机械式航姿系统将逐渐退出历史的舞台ꎮ参考文献:[1]樊尚春ꎬ吕俊芳ꎬ张庆荣ꎬ闫蓓.航空测试系统.北京航空航天大学出版社ꎬ2005ꎬ7.[2]刘建业ꎬ曾庆化ꎬ赵伟ꎬ熊智ꎬ等.导航系统理论与应用.西北工业大学出版社ꎬ2010ꎬ3.作者简介:沈惠秋(1985 ̄)ꎬ女ꎬ汉族ꎬ江苏南通人ꎬ本科ꎬ设计员ꎬ工程师ꎬ研究方向:飞机航电系统ꎮ201电子信息科技风2020年4月。
高精度捷联式惯性导航系统算法研究1. 引言随着计算机技术的发展,捷联式惯性导航系统(strapdown Inertial Navigation System, SINS)的概念被提出,它取消了平台式惯性导航系统中复杂的机械平台装置,而将惯性传感器直接固联在载体上。
SINS具有制造和维护成本低、体积小、重量轻以及可靠性高等优点,目前在高、中、低精度领域都得到了广泛使用。
捷联算法的基本框图如图1所示。
图1 捷联算法的基本框图在捷联惯性导航系统中,惯性传感器直接固联在载体上,因此对惯性传感器的性能提出了更高的要求。
SINS中使用的陀螺所承受的动态范围较大,一般能够达到100 /s,与此同时,SINS中的陀螺和加速度计与载体一起进行角运动和线运动,这增加了导航计算机输出数据的难度和复杂性。
姿态实时计算是捷联惯导的关键技术,也是影响捷联惯导系统导航精度的重要因素。
载体的姿态和航向是载体坐标系和地理坐标系之间的方位关系,两坐标系之间的方位关系等效于力学中的刚体定点转动问题。
在刚体定点转动理论中,描述动坐标系相对参考坐标系方位关系的方法有欧拉角法、四元数法、方向余弦法以及等效旋转矢量法。
本报告对这四种姿态算法进行简单介绍,并结合研究对象对等效旋转矢量算法进行重点研究。
针对角速率输入陀螺构成的捷联式惯性导航系统,本报告给出了一种改进的姿态算法,并在圆锥运动环境下对该算法进行数学仿真,验证了该方法的可能性。
2. 姿态算法介绍2.1 欧拉角法一个动坐标系相对参考坐标系的方位可以完全由动坐标系依次绕三个不同轴转动三个角度进行确定。
把载体坐标系ox b y b z b 作为动坐标系,导航坐标系ox n y n z n (即地理坐标系)作为参考坐标系,导航系依次转过航向角H 、俯仰角P 、横摇角R 可得到载体坐标系,通过求解欧拉角微分方程得到三个欧拉角,从而进一步可以得到捷联姿态矩阵。
欧拉角微分方程如下所示:cos cos 0sin cos 1sin sin cos cos sin cos sin 0cos bnbx b nby b nbz P P PR P R P R P P P P H R R ωωω⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥=-⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥-⎣⎦⎣⎦⎣⎦(1) 式(1)即为欧拉角微分方程,求解方程可以得到三个欧拉角,也就是航向角、俯仰角以及横摇角,根据三个姿态角和姿态矩阵元素之间的关系即可以得到姿态矩阵n b C 。