卡尔曼滤波与组合导航原理—初始对准

1、卡尔曼滤波与组合导航原理theory of kalman filter and integrated navigation,第五章 卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用,一、惯导系统初始对准概述 二、惯导系统的静基座初始对准 三、惯导系统的动基座对准 四、惯导系统的传递对准,参考坐标系,1、建立参考坐标系的意义 宇宙间的一切物体都是在不断地运动,但对单个物体是无运动可言的,只有在相对的意义下才可以谈运动.一个物体在空间的位置只能相对于另一个物体而确定,这样,后一个物体就构成了描述前一个物体运动的参考系. 参考系通常采用直角坐标系来代表,称为参考坐标系或简 称参考系.在研究陀螺仪或运载体的运动时

2、,同样需要有参考 坐标系才成. 陀螺仪最重要的功用之一就是用它在运载体上模拟地理 坐标系或惯性坐标系。 常用坐标系：地心惯性坐标系、地球坐标系、地理坐标系、载体坐标系,参考坐标系,2、几个参考坐标系的定义 惯性坐标系 通常把使得牛顿力学定律成立的参考坐标系,称为惯性坐标系，简称惯性系； 根据选取的坐标系原点不同，分为日心惯性坐标系和地心惯性坐标系。 日心惯性坐标系：原点取在太阳的中心,三根轴指向确定的恒星。 地心惯性坐标系（oxiyizi）：原点取在地球的中心,xi和yi轴位于赤道平面内并指向确定的恒星，zi轴与地轴（地球自转轴）重合。地心惯性坐标系不参与地球自转。 惯性空间：惯性坐标系三根轴

3、所代表的空间,参考坐标系,地球坐标系（oxeyeze） 与地球固连，原点取在地球的中心,xe和ye轴位于赤道平面内，分别指向本初子午线和东经90子午线，ze轴与地轴重合。 地球坐标系参与地球自转，它相对于惯性坐标系的转动角速度就等于地球自转角速度。 地球相对惯性空间的转动，可以用地球坐标系相对于惯性坐标系的转动来表示,参考坐标系,地理坐标系（onez） 其原点与运载体的重心 重合,e轴沿当地纬线指东,n 轴沿当地子午线指北,z轴沿 当地地垂线指天.其中e轴与 n轴构成的平面即为当地水 平面,n轴与z轴构成的平面 即为当地子午面. 这种地理坐标系是跟随 运载体运动的,更确切地说 应称为动地理坐标

4、系或当地 地理坐标系,1,参考坐标系,当运载体在地球上运动时,运载体相对地球的位置不断改变;而地球上不同地点的地理坐标系,其相对地球坐标系的角位置是不相同的.也就是说，运载体相对地球运动引起地理坐标系相对地球坐标系转动.这时地理坐标系相对惯性坐标系的转动角速度应包括两个部分：一是地理坐标系相对地球坐标系的转动角速度:另一是地球坐标系相对惯性坐标系的转动角速度. 地理坐标系的三根轴构成右手直角坐标系，可以按“北、东、天”、“北、西、天”或“北、东、地”顺序构成,参考坐标系,载体坐标系（oxbybzb） 与载体固连，其原点与载体的重心重合, xb轴沿载 体纵轴方向, yb轴沿载体横轴方向，zb轴沿

5、载体竖轴方向,实现惯导要解决的几个问题,平台跟踪坐标系 平台跟踪什么样的坐标系是平台式惯导系统的首要问题 舒勒摆原理在惯导系统中的应用 普通地平液体摆做敏感元件受加速度影响较大，需用舒勒摆原理 有害加速度的消除 消除由于地球自转、飞机飞行引起的牵连、哥氏、重力加速度等 初始对准问题 惯导系统要正确而精确的工作，必须精确给定初始条件 捷联惯导解算问题 数学平台代替机电平台,一、惯导系统初始对准概述,1.1 初始对准的必要性,惯 导 系 统 的 问 题,理 论 问 题,工 程 技 术 问 题,理论、方法、指导,难度（实现,基本解决,一、惯导系统初始对准概述,1.1 初始对准的必要性（续,惯导系统,

6、姿态矩阵 计算,一、惯导系统初始对准概述,1.1 初始对准的必要性（续,为什么需要进行初始对准,积分运算必须知道 初始值,初始对准,1.2 初始对准的分类,对外信息 的需求,对准轴系,基座 运动状态,对准阶段,一、惯导系统初始对准概述,1.3 初始对准的要求,初 始 对 准 的 要 求,对准精度,对准时间,快又准,对准精度与对准时间相互制约，不同场合侧重点不同,初 始 对 准 的 发 展,新的滤波方法,可观测性分析和 可观测度研究,自适应滤波,h滤波,神经网络,非线性滤波,预测滤波,从根本提高对准的精度和速度,一、惯导系统初始对准概述,1.4 初始对准的发展趋势,第五章 卡尔曼滤波在惯性导航初

7、始对准中的应用,一、惯导系统初始对准概述 二、惯导系统的静基座初始对准 三、惯导系统的动基座对准 四、惯导系统的传递对准,二、惯导系统的静基座初始对准方法,二、惯导系统的静基座初始对准方法,2.1 粗对准与精对准,根据对准精度的要求，静基座对准过程分为,粗对准,精对准,要求尽快地将平台调整到 一个精度范围内， 缩短对准时间是主要指标,在粗对准基础上进行， 对准精度是主要指标,通常在精对准过程中要进行陀螺的测漂和定标，进一步补偿陀螺漂移率和标定刻度系数，以提高对准精度,平台，先水平（调平），后方位，使系统有较好的动态性能 捷联：精确建立姿态矩阵 水平和方位对准同时（现代） 先水平后方位（经典,二

8、、惯导系统的静基座初始对准方法,2.2 静基座初始对准方案,静基座初始对准分为两大类,频域法 或经典法,最优估计法 或卡尔曼滤波法,基于经典控制理论,基于现代控制理论,本课程研究的重点,二、惯导系统的静基座初始对准方法,2.2 静基座初始对准方案(续,惯导系统 误差根源,加速度计偏置,陀螺漂移,随机误差,惯导系统 为随机系统,若采用状态反馈控制，就必须对状态进行估计,卡 尔 曼 滤 波 器,二、惯导系统的静基座初始对准方法,1）采用kalman滤波进行初始对准，就是将平台误差角 n，e，d从随机误差和随机干扰中估计出来， 通过系统的校正使平台坐标系与导航坐标系对准,2）同时，尽可能估计出陀螺漂

9、移和加速度计偏置,3）时间不长，因此陀螺漂移和加速度计偏置可看作常值,4）根据分离定理，对随机系统的最优估计和最优控制 可以分开单独考虑，故可用卡尔曼滤波器对平台误差 角及惯性仪表的误差进行单独研究,2.2 静基座初始对准方案(续,二、惯导系统的静基座初始对准方法,2.3 惯导系统的误差方程,惯导系统误差源,仪表误差,安装误差,初始条件 误差,运动干扰 （有害,其他误差,如地球曲率半径描述误差； 有害加速度补偿中忽略二阶小量,2.3 惯导系统的误差方程,惯导误差方程,惯导误差方程,正确反映惯导系统的误差特性，便于分析和应用,角误差模型,角误差模型,可以证明两种模型是等价的,角误差模型和角误差模

10、型,2.3 惯导系统的误差方程,平动误差方程,姿态误差方程,描述惯导系统误差特性的微分方程可分为,平台坐标系与真实地理坐标系之间的误差角,：平台坐标系与计算地理坐标系之间的误差角,目前大多采用角误差模型和速度误差表达形式,2.3 惯导系统的误差方程,1）平动误差不会耦合到姿态误差方程中， 特别便于动基座对准问题的分析和研究,角误差模型+速度误差表达形式的优点,2）动角可通过位置误差和角得到： = +,3）静基座时，惯导所处地理位置可精确获得， 且对准时间较短，可忽略位置误差，此时： =,2.3 惯导系统的误差方程,惯导系统的角误差方程,v、r和分别为速度、位置和姿态矢量 为地球自转角速度 为导

11、航坐标系相对惯性坐标系的角速度矢量 是加速度计常值偏值，是陀螺常值漂移 f是比力，g是重力矢量计算误差， 是地理系相对地球转动速度矢量,惯导系统的误差模型可由下列3个基本方程表示,2.3.1,2.3 惯导系统的误差方程,惯导系统的角误差方程,在北东地坐标系中，有,将2.3.22.3.4代入2.3.1，可得状态空间模型,2.3.1,2.3.2,2.3.3,2.3.4,2.3 惯导系统的误差方程,静基座初始对准时，位置和垂直方向速度可准确知道 惯导系统的误差方程可简化为,不完全为白噪声,扩充为系统状态变量,2.3 惯导系统的误差方程,最终可得惯导系统的角误差方程,2.3 惯导系统的误差方程,惯导系

12、统的角误差方程,2.3.5,将2.3.5微分,2.3.6,角与角之间的关系,2.3 惯导系统的误差方程,惯导系统的角误差方程,2.3.7,将2.3.7代入2.3.6，在静基座条件下，得,2.3.8,2.3 惯导系统的误差方程,静基座条件下速度误差方程,2.3.9,速度误差定义为计算速度与真实速度之差,静基座条件下位置误差方程,2.3 惯导系统的误差方程,最终可得，平台惯导系统的角误差方程,不考虑平台惯导系统的角误差方程可简化为,2.4 卡尔曼滤波方程的建立,1）系统方程,x 系统状态向量,w 系统噪声向量,其中，wvn。 wd 为零均值高斯白噪声，分别为加速度计误差和陀螺漂移的噪声成分,二、惯

13、导系统的静基座初始对准方法,2.4 卡尔曼滤波方程的建立,1）系统方程,系统转移矩阵,2.4 卡尔曼滤波方程的建立,2）量测方程,取两个水平速度误差vn 和ve为观测量,即,z=z1， z2=vn ，ve 为观测量 h为观测矩阵 =n ，e为观测方程的随机噪声状态矢量 为零均值高斯白噪声,2.4 卡尔曼滤波方程的建立,3）离散卡尔曼滤波方程,或,2.5 计算机仿真结果,仿真条件: 陀螺常值漂移:0.02/h ； 陀螺随机漂移:0.01/h ； 加速度计常值偏置:100ug； 加速度计随机误差:50ug； 初始失准角n，e，d: 1 惯导所处位置的地理纬度： l = 45 初始值的选取: x（0

14、）均取为0； p（0）为粗对准后，位置、速度、姿态和惯性器件误差的方差 q 对应陀螺和加速度计随机误差的方差 ； r 对应量测随机误差的方差,2.5 计算机仿真结果,2.5 计算机仿真结果,仿真结果,2.5 计算机仿真结果,分析: 收敛速度方面：n和e收敛较快，约20秒，d约5分钟以上 估计精度方面：n和e的稳态估计误差为20“， d 的稳态估计误差为6.48 陀螺漂移的估计： n在15分钟以内可以估计出来 d在虽然能勉强估计出来，但效果很差 e估计不出来 加速度计偏置的估计： x ，y也估计不出来,2.5 计算机仿真结果,分析可知: n和e的估计精度由e和n决定,d的估计精度由e决定,2.6

15、 静基座对准的可观测性分析,静基座初始对准数学模型,2.6 静基座对准的可观测性分析,根据线性定常系统可观测性判定准则,系统不完全可观测,7个状态可观测 3个状态不可观测,10个状态变量中哪3个不可观测,2.6 静基座对准的可观测性分析,利用奇异值分解来求秩，可仔细分析,2.7 提高静基座对准精度和速度的方法,提高系统可观测度,快速对准方法,提高对准精度,提高对准速度,惯导误差模型的前5个方程如下,由和 得,又有,所以稳态估计误差正好为,2.7 提高静基座对准精度和速度的方法,又,由可 得,将,代入,由 式可得快速初始对准方法,2.7 提高静基座对准精度和速度的方法,第五章 卡尔曼滤波在惯性导

16、航初始对准中的应用,一、惯导系统初始对准概述 二、惯导系统的静基座初始对准 三、惯导系统的动基座对准 四、惯导系统的传递对准,三、惯导系统动基座对准方法,线性定常系统 分析和研究简单,静基座对准,非线性时变系统,不确定随机干扰,提高动基座对准的速度和精度,动基座对准,3.1 惯导系统动基座对准概述,三、惯导系统动基座对准方法,系统可观测性的定义： 如果系统在t0时刻的状态x(t0)能够从时间区间t0 ，t1内的输出y t0 ，t1中确定出来，则称系统为可观测，这里t0 ，t1为有限区间，如果对任何t0 ，x(t0)，系统都是可观的，则称为完全可观测,3.2 动基座对准的可观测度分析方法,线性定

17、常系统,分段线性定常系统（pwcs）可观测性分析方法,根据线性定常系统可观测性判定准则,系统完全可观测,系统不完全可观测,3.2动基座对准的可观测度分析方法,线性时变随机系统,分段线性定常系统（pwcs）可观测性分析方法,可观测性分析非常困难,如a(t)和h(t)在每个区间tj（j=1,2.）内可认为不变， 则线性时变系统在tj内成为线性定常系统分段线性定常系统,3.2动基座对准的可观测度分析方法,其中,分段线性定常系统（pwcs）可观测性分析方法,pwcs的总可观测矩阵（tom,其中,pwcs的提取可观测矩阵（som,应用tom研究pwcs可观测性相当麻烦,3.2动基座对准的可观测度分析方法

18、,pwcs的可观测性分析步骤,计算提取可观测矩阵qs(j,其中,可以确定哪些状态可观测,哪些不可观测 无法确定每个状态变量的可观测程度,3.2动基座对准的可观测度分析方法,pwcs可观测性分析方法,特征值越小,对应的状态变量可观测度越高 必须在kalman滤波解算之后,计算量巨大,状态变量的可观测程度才真正反映卡尔曼滤波器进行状态估计时的收敛速度和收敛精度,jam提出一种基于特征值和特征向量的可观测度分析方法,能否找到一种不需事先做卡尔曼滤波运算， 直接利用可观测矩阵实现系统可观测度分析的方法,3.2动基座对准的可观测度分析方法,基于奇异值分解的系统状态变量可观测度分析方法,可观测矩阵的奇异值

19、越大， 其对应的状态变量可观测度越大,3.2动基座对准的可观测度分析方法,将运动过程分解为r个系统定常的时间段,其中,动基座对准的数学模型 其中,3.2动基座对准的可观测度分析方法,基于奇异值分解的系统状态变量可观测度分析方法,载体匀速平直运动时系统状态变量可观测度分析,3.2动基座对准的可观测度分析方法,惯导动基座对准时为线性时变系统，可观测性分析十分复杂 pwcs可观测性分析理论与方法可确定状态是否可观测，无法确定状态的可观测程度 状态的可观测程度才是真正反映卡尔曼滤波中状态变量估计的速度和精度 基于特征值和特征向量的可观测度分析方法，可以确定状态变量的可观测程度，但是必须在滤波解算之后，

20、计算量巨大！ 基于奇异值分解的可观测度分析方法，直接利用可观测矩阵实现系统可观测度分析,结论,三、惯导系统动基座对准方法,3.3 各种运动对状态可观测度的影响,静基座初始对准时状态变量可观测度分析,3.3 各种运动对状态可观测度的影响,三轴摇摆运动初始对准时状态变量可观测度分析,3.3 各种运动对状态可观测度的影响,匀速运动初始对准时状态变量可观测度分析,3.3 各种运动对状态可观测度的影响,线加速运动初始对准时状态变量可观测度分析,3.3 各种运动对状态可观测度的影响,三轴摇摆与线加速运动组合初始对准时状态变量可观测度分析,3.3 各种运动对状态可观测度的影响,航向变化与线加速运动组合初始对

21、准时状态变量可观测度分析,3.3 各种运动对状态可观测度的影响,静基座对准x，x ， y完全不可观测，z可观测度很小0.0005 三轴摇摆提高了两个水平加计的可观测度 匀速运动各个状态变量的可观测度与静基座基本相同 线加速运动可大大提高方位失准角的可观测度，不能提高x ， y计偏置的可观测度 三轴摇摆与线加速运动组合各个状态的可观测度都得到提高 航向变化与线加速运动组合各个状态的可观测度最高,结论,三、惯导系统动基座对准方法,仿真条件: 陀螺常值漂移:0.02/h ； 加速度计常值偏置:100ug； 航向失准角: 1 水平失准角: 10 飞行速度：150m/s,3.4 动基座对准的最优机动方式

22、s机动,3.4 动基座对准的最优机动方式s机动,捷联系统蛇形机动时初始对准状态估计误差方差曲线,3.4 动基座对准的最优机动方式s机动,s机动为动基座对准的最优机动方式 全部状态变量都能得到较好的估计 估计精度还与载体s机动的机动程度有关,结论,三、惯导系统动基座对准方法,不确定随机干扰,h滤波,3.5 随机扰动下动基座初始对准的h滤波,动基座对准,系统模型和噪声统计模型不准确,对准精度降低或kalman滤波发散,对系统噪声的 不确定性有很强的鲁棒性,仿真条件: 陀螺常值漂移:0.1./h； 加速度计常值偏置:100ug； 三个初始失准角分别为20 20 30 运动轨迹为: 向北平飞3000秒

23、，高度8000米， 机体速度150米/秒,随机扰动下动基座对准的h滤波建模及仿真,3.5 随机扰动下动基座初始对准的h滤波,常规间接反馈校正kalman滤波器的仿真结果,3.5 随机扰动下动基座初始对准的h滤波,使用带遗忘因子的h滤波器的位置误差,3.5 随机扰动下动基座初始对准的h滤波,使用带遗忘因子的h滤波器的速度误差,3.5 随机扰动下动基座初始对准的h滤波,使用带遗忘因子的h滤波器的姿态误差,结论,3.5 随机扰动下动基座初始对准的h滤波,新的算法具有良好的稳定性和跟踪性； 克服了动基座对准中的随机干扰问题,第五章 卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用,一、惯导系统初始对准概述 二、惯

24、导系统的静基座初始对准 三、惯导系统的动基座对准 四、惯导系统的传递对准,四、惯导系统传递对准技术,4.1 传递对准技术概述,4.1.1 传递对准的意义,什么是传递对准（transfer alignment）,传递对准是指载体航行时，载体上需要对准的子惯导利用已对准好的主惯导的信息进行初始对准的一种方法。 传递对准是一种动基座对准方法，它除了具有动机座对准的一般规律外， 还具有其固有的特点及性质,4.1 传递对准技术概述,传递对准原理框图,传递对准的基本原理图,4.1 传递对准技术概述,4.1.2 传递对准的特点,可利用主惯导多种信息实现各种传递对准方法 需要考虑子惯导杆臂效应的影响 需要考虑

25、载体弹性变形的影响 需要考虑载体弹性振动的影响 ins与sins对准方法有较大差别，要解决的问 题也不一样,4.1 传递对准技术概述,4.1.3 传递对准的发展状况,20世纪80年代前，匹配方案和滤波模型,20世纪80年代后，快速精确传递对准方法,目前技术已经成熟，并获得了成功应用,国内的空中传递对准技术已开展了多年的研 究，但在工程实际中尚未得到很好的解决,四、惯导系统传递对准技术,4.2 不同匹配方案研究,4.2.1 传递对准的匹配方案,传 递 对 准 的 匹 配 方 案,计算参数 匹配法,测量参数 匹配法,利用惯导计算的 导航参数匹配 估计精度高 但对准速度慢,利用惯性器件 测量参数匹配

26、 对准速度快 精度受载体弹 性振动影响大,其他匹配方案：加速度；姿态阵；速度+姿态；速度+角速度；速度+姿态阵,4.2 不同匹配方案研究,4.2.2 传递对准数学模型,14维状态方程,量测方程根据匹配方案不同而不同,4.2 不同匹配方案研究,4.2.3 速度匹配方案型,量测方程,主惯导与子惯导 的速度误差,量测噪声,速度匹配的特点,方法成熟，精度较高 对准时间较长,4.2 不同匹配方案研究,4.2.4 位置匹配方案,量测方程,方法较为成熟，并得到了实际应用 但是精度不高，且对准时间较长,主惯导与子惯导之间 的位置误差,量测噪声,位置匹配特点,4.2 不同匹配方案研究,4.2.5 角速度匹配方案

27、,量测方程,速度快 受载体振动影响较大 只能用于主惯导和子惯导都是捷联惯导的情况,主惯导与子惯导 的角速度误差,量测噪声,主惯导测量 角速度,角速度匹配的特点,4.2 不同匹配方案研究,4.2.6 姿态角匹配方案,量测方程,对准速度较快 中等精度,主惯导与子惯导 的姿态角误差,量测噪声,ins 姿态矩阵,姿态角匹配特点,4.2 不同匹配方案研究,4.2.7 姿态矩阵匹配方案,量测方程,量测噪声,ins 姿态矩阵,特点,精度较高，但受载体振动影响 适合主惯导和子惯导都是捷联惯导的情况,4.2 不同匹配方案研究,4.2.7 组合方案,速度角速度,速度姿态,速度姿态矩阵,综合计算参数匹配法和测量参数

28、匹配法的优点 精度高、速度快,仍然存在受载体振动影响较大的问题,速度姿态、速度姿态矩阵是主要发展方向,4.2 不同匹配方案研究,4.2.8 仿真分析,仿真条件: 陀螺常值漂移:0.5/h，随机漂移0.5/h； 加速度计常值偏置:100ug，随机偏置100ug； 三个初始失准角分别为1 1 1 速度观测量噪声：0.01米/秒 位置观测量噪声：25米 姿态观测噪声：0.01 角速度观测噪声：0.15/h,对各种匹配方案进行了仿真研究,4.2 不同匹配方案研究,4.2.8 仿真分析仿真结果（匀速直线,4.2 不同匹配方案研究,2.8 仿真分析仿真结果（加速直线,4.2 不同匹配方案研究,2.8 仿真

29、分析仿真结果（s机动,4.2 不同匹配方案研究,2.8 仿真分析,仿真结果: 位置匹配方案精度较低，且收敛速度慢，受机动方式影响不大； 速度匹配精度受速度变化影响，采用机动方式可提高对准速度和精度； 姿态角方案精度不高，速度不快，不能通过机动方式提高对准的速度和精度 角速度在s机动时对准精度很高，速度也很快，但这里没考虑载体弹性振动； 几种组合匹配方案的对准精度高，速度快，且对准的精度和速度随载体机动程度增大而提高,四、惯导系统传递对准技术,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.1 几种机动方式,直线飞行 水平盘旋 水平s机动 抖翼机动,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机

30、仿真,水平直线加速飞行,仿真条件: 飞行轨迹:0 - 30秒，水平匀速向东直线飞行，飞行速度为200米/秒，30 - 90秒，水平加速直线飞行，加速度为10米/秒2，飞行起始经、纬度均为45 陀螺常值漂移:0.5/h； 加速度计常值偏置:100ug； 三个初始失准角分别为1 1 1 观测速度噪声方差：0.01米/秒,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平直线加速飞行仿真结果,东向飞行失准角均方差曲线,东向飞行失准角估计曲线,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平直线加速飞行仿真结果,东向加速飞行陀螺仪误差估计曲线,东向加速飞行加速度计误差估计曲线

31、,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平直线加速飞行,仿真结论: 两个水平失准角收敛很快，在20秒内达到稳态 天向失准角在加速度变化时，可观测度提高，在加速度变化20秒后，也达到了稳态 三个水平失准角的协方差都在0.01左右 水平加速飞行时，x向加速度计估计不准，其余尚可,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平盘旋,仿真条件: 飞行轨迹:以一个10米/秒 2的向心加速度作水平盘旋机动，从正东方向飞至正南方向，构成3/4圆环。速率200米/秒，飞行起始经、纬度均为45 陀螺常值漂移:0.5/h； 加速度计常值偏置:100ug； 三个初始失准角分别为

32、1 1 1 观测速度噪声方差：0.01米/秒,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平盘旋仿真结果,水平盘旋失准角均方差曲线,水平盘旋失准角估计曲线,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平盘旋仿真结果,水平盘旋飞行陀螺仪误差估计曲线,水平盘旋飞行加速度计误差估计曲线,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平盘旋,仿真结论: 30秒后失准角进入稳态。 其中，东向失准角收敛最快，只需20秒即可。 三个水平失准角的协方差都在0.01左右 水平盘旋时，x、y向陀螺、x、z向加速度计估值均不准确。不宜采用此种对准方法,4.3 机动方式对

33、传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平s机动,仿真条件: 飞行轨迹：转弯飞行300秒，0300秒，200米/秒从东向匀速以10米/秒 2的转动加速度转弯，做s机动至正西方向飞行起始经、纬度均为45 陀螺常值漂移:0.5/h； 加速度计常值偏置:100ug； 三个初始失准角分别为1 1 1 观测速度噪声方差：0.01米/秒,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平s机动仿真结果,水平s机动失准角均方差曲线,水平s机动失准角估计曲线,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平s机动仿真结果,水平s机动飞行陀螺仪误差估计曲线,水平s机动飞行加速度计误差

34、估计曲线,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,水平s机动,仿真结论: 水平s机动时，全部状态都可以得到较好的估计 估计的精度与机动程度有关,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,抖翼机动,仿真条件: 飞行轨迹：0-300秒，水平北向飞行，速度200米/秒；机翼做振幅30，周期2秒的正弦晃动。其余飞行参数同东向水平飞行起始经、纬度均为45 陀螺常值漂移:0.5/h； 加速度计常值偏置:100ug； 三个初始失准角分别为1 1 1 观测速度噪声方差：0.01米/秒,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,抖翼机动仿真结果,抖翼机动失准角均

35、方差曲线,抖翼机动失准角估计曲线,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,抖翼机动仿真结果,抖翼机动飞行陀螺仪误差估计曲线,抖翼机动飞行加速度计误差估计曲线,4.3 机动方式对传递对准的影响,机翼抖动周期和摆幅对天向失准角收敛速度影响分析图象,4.3.2 计算机仿真,抖翼机动仿真结果,4.3 机动方式对传递对准的影响,4.3.2 计算机仿真,抖翼机动,仿真结论: 抖翼机动传递对准方法中状态量不是完全可观测的； x、y向加速度计不可观测，z向陀螺仪可观测度较差 天向失准角虽可观测，其可观测度差。 因为对准时间长，滤波器建模误差对传递对准精度影响严重，对准速度慢且达不到较理想精度

36、 机翼抖动的幅度和频率的增大，理论上提高了对准精度和速度，但是机翼的高频晃动使挂于机翼下的导弹姿态变化剧烈，使导弹的捷联惯导处于恶劣的工作环境而因捷联姿态矩阵计算不准使导航精度严重下降,四、惯导系统传递对准技术,4.4 机翼弹性振动对传递对准的影响,弹性振动 引起的误差,圆锥误差,尺寸效应,研究较少 对传递对准 的精度有重要 影响,划船误差,4.4 机翼弹性振动对传递对准的影响,尺寸效应误差,根据运动学原理，刚体上不在一处两点线加速度的关系,惯导中匹配点处加速度矢量的三个分量,4.4 机翼弹性振动对传递对准的影响,补偿方法,4.4 机翼弹性振动对传递对准的影响,仿真条件: 飞行轨迹:正东直线飞

37、行；初始经纬度：45度，45度； 030秒：匀速飞行，v=200米/秒； 3090秒：a=10米/秒2，末速800米/秒 陀螺常值漂移:0.5/h； 加速度计常值偏置:100ug； 三个初始失准角分别为1 1 1 观测速度噪声方差：0.01米/秒,4.4 机翼弹性振动对传递对准的影响,弹性振动对导弹惯导传递对准的影响,补偿弹性振动后导弹惯导传递对准的结果,4.4 机翼弹性振动对传递对准的影响,仿真结论: 振动对天向失准角的估计精度影响不大 东向和北向水平失准角的估计精度分别下降了2.5和0.5 加速度计和陀螺仪的零位误差估计值完全失真 补偿弹性振动后,对准速度和精度都有明显提高,四、惯导系统传递对准技术,4.5 滤波周期对传递对准的影响,滤波周期对卡尔曼滤波收敛速度有一定的影响； 缩短滤波周期可以有限度的缩短卡尔曼滤波收敛时间，但计算量急剧增加、降低了实时性； 随着滤波周期的不断减小，滤波周期对卡尔