卡尔曼滤波与组合导航原理—初始对准

1、Theory of Kalman Filter and Integrated Navigation第五章第五章 卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用二、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 1、建立参考坐标系的意义、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宇宙间的一切物体都是在不断地运动, ,但对单个物体是无但对单个物体是无运动可言的运动可言的, ,只有在相对的意义下才可以谈运动只有在相对的意义下才可以谈运动. .一个物体在一个物体在空间的位置只能相对于另一个物体而确定空间的位置只能相对于另一个物体

2、而确定, ,这样这样, ,后一个物体后一个物体就构成了描述前一个物体运动的参考系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为参考坐标系或简称参考系称参考系. .在研究陀螺仪或运载体的运动时在研究陀螺仪或运载体的运动时, ,同样需要有参考同样需要有参考坐标系才成坐标系才成. . 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。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、常用坐标系：地心惯性坐标系、地球坐标系、地理坐

3、标系、载体坐标系。载体坐标系。参考坐标系2 2、几个参考坐标系的定义、几个参考坐标系的定义惯性坐标系惯性坐标系 通常把使得牛顿力学定律成立的参考坐标系通常把使得牛顿力学定律成立的参考坐标系, ,称为惯性称为惯性坐标系，简称惯性系；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。地心惯性坐标系。日心惯性坐标系日心惯性坐标系：原点取在太阳的中心：原点取在太阳的中心, ,三根轴指向确定的三根轴指向确定的恒星。恒星。地心惯性坐标系地心惯性坐标系（OXiYiZiOXiYiZi）：原点取在地球的中心）：原点取在地球的中心,X

4、i,Xi和和YiYi轴位于赤道平面内并指向确定的恒星，轴位于赤道平面内并指向确定的恒星，ZiZi轴与地轴（地轴与地轴（地球自转轴）重合。地心惯性坐标系不参与地球自转。球自转轴）重合。地心惯性坐标系不参与地球自转。惯性空间惯性空间：惯性坐标系三根轴所代表的空间。：惯性坐标系三根轴所代表的空间。 XYZ参考坐标系地球坐标系（地球坐标系（OXeYeZeOXeYeZe） 与地球固连，原点取在地球与地球固连，原点取在地球的中心的中心,Xe,Xe和和YeYe轴位于赤道平面轴位于赤道平面内，分别指向本初子午线和东经内，分别指向本初子午线和东经9090子午线，子午线，ZeZe轴与地轴重合。轴与地轴重合。 地球

5、坐标系参与地球自转，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。度就等于地球自转角速度。 地球相对惯性空间的转动，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可以用地球坐标系相对于惯性坐标系的转动来表示。标系的转动来表示。 XeYeZe本初子午线本初子午线X*t参考坐标系地理坐标系（地理坐标系（ONEZONEZ） 其原点与运载体的重心其原点与运载体的重心重合重合,E,E轴沿当地纬线指东轴沿当地纬线指东,N,N轴沿当地子午线指北轴沿当地子午线指北,Z,Z轴沿轴沿当地地垂线指天当地地垂线指天. .其中其中E E轴与轴与N N轴构成

6、的平面即为当地水轴构成的平面即为当地水平面平面,N,N轴与轴与Z Z轴构成的平面轴构成的平面即为当地子午面即为当地子午面. . 这种地理坐标系是跟随这种地理坐标系是跟随运载体运动的运载体运动的, ,更确切地说更确切地说应称为动地理坐标系或当地应称为动地理坐标系或当地地理坐标系地理坐标系. . 1 1参考坐标系 当运载体在地球上运动时当运载体在地球上运动时, ,运载体相对地球的位置不断运载体相对地球的位置不断改变改变; ;而地球上不同地点的地理坐标系而地球上不同地点的地理坐标系, ,其相对地球坐标系其相对地球坐标系的角位置是不相同的的角位置是不相同的. .也就是说，运载体相对地球运动引起也就是说

7、，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另一是地球坐标系相对惯性坐标系的转动角速度标系的转动角速度. . 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、东、天”、“北、西、天北、西、天”或或“北、东、地北、东、地”顺序顺序构成。构成。参考坐标系 载体坐标系（载体坐标系（O

8、XOXb bY Yb bZ Zb b） 与载体固连，其原点与载体的重心重合与载体固连，其原点与载体的重心重合, X, Xb b轴沿载轴沿载体纵轴方向体纵轴方向, Y, Yb b轴沿载体横轴方向，轴沿载体横轴方向，Z Zb b轴沿载体竖轴方向。轴沿载体竖轴方向。 Zb实现惯导要解决的几个问题n平台跟踪坐标系平台跟踪坐标系n平台跟踪什么样的坐标系是平台式惯导系统的首要问题平台跟踪什么样的坐标系是平台式惯导系统的首要问题n舒勒摆原理在惯导系统中的应用舒勒摆原理在惯导系统中的应用n普通地平液体摆做敏感元件受加速度影响较大，需用舒普通地平液体摆做敏感元件受加速度影响较大，需用舒勒摆原理勒摆原理n有害加速

9、度的消除有害加速度的消除n消除由于地球自转、飞机飞行引起的牵连、哥氏、重力消除由于地球自转、飞机飞行引起的牵连、哥氏、重力加速度等加速度等n初始对准问题初始对准问题n惯导系统要正确而精确的工作，必须精确给定初始条件惯导系统要正确而精确的工作，必须精确给定初始条件n捷联惯导解算问题捷联惯导解算问题n数学平台代替机电平台数学平台代替机电平台一、惯导系统初始对准概述一、惯导系统初始对准概述惯惯导导系系统统的的问问题题理理 论论 问问 题题工工 程程 技技 术术 问问 题题理论、方法、指导难度（实现）基本解决基本解决一、惯导系统初始对准概述一、惯导系统初始对准概述一、惯导系统初始对准概述一、惯导系统初

10、始对准概述VaP,一、惯导系统初始对准概述一、惯导系统初始对准概述初初始始对对准准的的要要求求初初始始对对准准的的发发展展一、惯导系统初始对准概述一、惯导系统初始对准概述第五章第五章 卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用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静基座初始对准方案惯导系统的误差方程卡尔曼滤波方程的建立计算机仿真研究粗对准与精对准静基座初始对准的可观测度分析提高静基座初始对准精度与速度的方法二、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

11、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gfVVVrrVVfg rrV LLsin0cosLLsin0cosDENDENDENDENDENNENDEDDENDENDENVVVrrrLLLLLLffLLRgffLLRgffLLRgLLLLLLVVVrrr0000cos)(000000cos)(0sin)(000000sin)(000000000cos)2(/2000cos)2(0si

12、n)2(0/00sin)2(000/0001000cos000010cos0sin000001sin002sin00100002sin00001000000sin00010000sin0cos00010000cos00000100000000000000000000000000000000000000000000000000NENEDNENEDLgVLgVLLLL NENEDNENEDVV LNNcosLEELDDsin（.5）（.6）LLLNNsincosLEELLLDDcossinNNDEENRVLRVLtansinEEDENERVLLRVLcostansi

13、nDEENNDRVLRVcos（.7）NEENLLLRVsinsinEDNNELLRVcossinDEEDLLLLRVcoscostan（.8）NEENgVLVsin2（.9）ENNEgVLVsin2NVRL1LRVEsecDENENDENENVVLLRLLLLRLRLgLgLRLRVVL0cos0/tan00coscos0sin0/1000sin0/100sin000sin20000sin2000000sec0000000/100WAXXDENENDENENVVX00000DENVEVNWWWWWW二、惯导系统的静基座初始对准方法二、惯导系统的

14、静基座初始对准方法WAXXsinDL 55555500IFA0000000000000020020NNDDDDggFLNcosENENVV00000000100000000001 HXZ11,1/kkkkkXX)(1/1/kkkkkkkkXHZKXX11/1/)(kTkkkkTkkkkRHPHHPKTkkkTkkkkkkkQPP1111,11,1/TkkkTkkkkkkkKRKHKIPHKIP)()(1/1/)(kkkkkPHKIP或 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

15、处位置的地理纬度： L = 45 X（0）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 ； ,1 ,1 ,1 ,/1 . 0 ,/1 . 0 )0(22222smsmdiagP 22222/02. 0 ,/02. 0 ,/02. 0 ,100 ,100 hhhgg 0 , 0 , 0 ,/01. 0 ,/01. 0 ,/01. 0 ,50 ,50 22222hhhggdiagQ 22/1 . 0 ,/1 . 0 smsmdiagR 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：

16、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N和E的估计精度由E和N决定gENgNED的估计精度由E决定NEENEDtgLg55555500IFA0000000000000020020NNDDDDggFWAXX HXZENH0000000010000000000110)( MrankTTTTTTHAHAHAHAHM932根据线性定常系统可观测性判定准则： 7)( MrankTTVUVUM0000005. 00 . 10 . 185. 98

17、5. 985. 985. 9利用奇异值分解来求秩，可仔细分析！ NEEDNVV2ENNDEVV2NEDNEDNNDEDEND由由和和 得得: :gVVgENDEN210)0()0(ENgVVgNEDNE21又有又有: :所以稳态估计误差正好为所以稳态估计误差正好为: :gENgNE又又ENDNENDEDNNDgVVVg2231由由可可 得得: :0)0(E将将, ,代入代入 : :EDNNDEENDNDND11gVVgENDEN21gVVgNEDNE210)0(ENEENDNEDgEENDND1第五章第五章 卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用一、惯导系统初

18、始对准概述二、惯导系统的静基座初始对准四、惯导系统的传递对准三、惯导系统动基座对准方法三、惯导系统动基座对准方法捷联惯导动基座对准的可观测度分析方法研究各种运动对捷联惯导系统状态变量可观测度的影响 捷联惯导动基座对准最优机动方法研究捷联惯导动基座对准的H滤波方法线性定常系统分析和研究简单静基座对准惯导系统的初始对准惯导系统的初始对准非线性时变系统不确定随机干扰动基座对准非线性时变系统状态变量可观测度分析方法各种运动对系统状态变量可观测度分析的影响最优机动方式噪声统计模型不准H滤波方法3.1 3.1 惯导系统动基座对准概述惯导系统动基座对准概述三、惯导系统动基座对准方法三、惯导系统动基座对准方法

19、各种运动对捷联惯导系统状态变量可观测度的影响 捷联惯导动基座对准最优机动方法研究捷联惯导动基座对准的H滤波方法惯导系统动基座对准概述3.2 3.2 动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法线性定常系统)()()()()()(tVtHXtZtWtAXtXnMrank)( TTTTTTHAHAHAHAHM932根据线性定常系统可观测性判定准则： nMrank)( 3.23.2动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法线性时变随机系统)()()()()()()()(tVtXtHtZtWtXtAtX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

20、系统在tj内成为线性定常系统)()()()()()(tVtXHtZtWtXAtXjjnj,.2 , 13.23.2动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法rsQQQrQ21)(其中：其中：11132nkniiiiiiiiFHFHFHHQPWCS的总可观测矩阵（TOM）1112111121)(nnrnrrnFFFQFQQrQ其中：其中：11132nkniiiiiiiiFHFHFHHQPWCS的提取可观测矩阵（SOM）3.23.2动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法 PWCS的可观测性分析步骤：jsQQQjQ21)(其中：其中：11132nkniiiiiiiiF

21、HFHFHHQ000)()()()()(0,1ssRssUjPIjUjMjQjTRnusIjU 0)(,MXUUYYuss ,0,21其其中中3.23.2动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法3.23.2动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法11)(010)(risiFH)F(HF()HF(HrQ3.23.2动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法 jsQQQjQ)(21其中：其中： 11132nkniiiiiiiiFHFHFHHQ01( )()TriiiiuZX tv3.23.2动基座对准的可观测度分析方法动基座对准的可观测度分析方法 Tz

22、yxyxDENENVVX , GWFXX HXZ zyxVVVZ 载体匀速平直运动时系统状态变量可观测度分析载体匀速平直运动时系统状态变量可观测度分析3.23.2动基座对准的可观测度分析方法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，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三

23、、惯导系统动基座对准方法三、惯导系统动基座对准方法捷联惯导动基座对准的可观测度分析方法研究 捷联惯导动基座对准最优机动方法研究捷联惯导动基座对准的H滤波方法捷联惯导动基座对准的计算机仿真研究惯导系统动基座对准概述3.3 3.3 各种运动对状态可观测度的影响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静基座初始对准时状态变量可观测度分析 3.3 3.3 各种运动对状态可观测度的影响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三轴摇摆运动初始对准时状态变量可观测度分析 3.3 3.3 各种运动对状态可观测度的影响各种运动对状态可观测度的影响 匀速运

24、动初始对准时状态变量可观测度分析匀速运动初始对准时状态变量可观测度分析 3.3 3.3 各种运动对状态可观测度的影响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线加速运动初始对准时状态变量可观测度分析 3.3 3.3 各种运动对状态可观测度的影响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 3.3 各种运动对状态可观测度的影响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准时状态变量可观测度分析航向变化与线加速运动组合初始对准时状态变量可观测度分析 3.

25、3 3.3 各种运动对状态可观测度的影响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三、惯导系统动基座对准方法三、惯导系统动基座对准方法捷联惯导动基座对准的可观测度分析方法研究各种运动对捷联惯导系统状态变量可观测度的影响 捷联惯导动基座对准的H滤波方法惯导系统动基座对准概述陀螺常值漂

26、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/s3.4 3.4 动基座对准的最优机动方式动基座对准的最优机动方式3.4 3.4 动基座对准的最优机动方式动基座对准的最优机动方式 捷联系统蛇形机动时初始对准状态估计误差方差曲线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 3.4 动基座对准的最优机动方式动基座对准的最优机动方式 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 三、惯导系统动基座对准方法三、惯导系统动基座对准方法捷联惯导动基座对准的可观测度分析方法研究各种运动

27、对捷联惯导系统状态变量可观测度的影响 捷联惯导动基座对准最优机动方法研究惯导系统动基座对准概述不确定随机干扰3.5 3.5 随机扰动下动基座初始对准的随机扰动下动基座初始对准的H H 滤波滤波动基座对准系统模型和噪声统计模型不准确陀螺常值漂移: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，高度8000米， 机体速度150米/秒。 3.5 3.5 随机扰动下动基座初始对准的随机扰动下动基座初始对准的H H 滤波滤波常规间接反馈校正KALMAN滤波器的仿真结果111)()( TkTkTkkTkkkDkwkwDHHPHPK21 LP

28、Hk kkkkPHKIP11)( )( )()( )1( kxHkyKkxAkxkk *1( ) ( )TTTkkkkkkkPA PAB w k w kB3.5 3.5 随机扰动下动基座初始对准的随机扰动下动基座初始对准的H H 滤波滤波 使用带遗忘因子的H 滤波器的位置误差3.5 3.5 随机扰动下动基座初始对准的随机扰动下动基座初始对准的H H 滤波滤波 使用带遗忘因子的H 滤波器的速度误差3.5 3.5 随机扰动下动基座初始对准的随机扰动下动基座初始对准的H H 滤波滤波 使用带遗忘因子的H 滤波器的姿态误差3.5 3.5 随机扰动下动基座初始对准的随机扰动下动基座初始对准的H H 滤波

29、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。第五章第五章 卡尔曼滤波在惯性导航初始对准中的应用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不同匹配方案研究运动方式对传递对准的影响机翼弹性振动对传递对准的影响滤波周期对传递对准的影响载体弹性变形对传递对准的影响l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。 l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 主惯导杆臂效应弹性变形弹性振动子惯导卡尔曼滤波载

30、体运动状态 校正参数信息差传递对准的基本原理图运动方式对传递对准的影响机翼弹性振动对传递对准的影响滤波周期对传递对准的影响传递对准技术概述载体弹性变形对传递对准的影响计算参数计算参数匹配法匹配法测量参数测量参数匹配法匹配法 vHXZGwFXXzyxbzbybxUNEUNELVVVX1313313133I00TGb62SN0FFF62g3b33333g3b3S0C00CFVX0I0Z,833333VX0 ,I ,0Z622262pVX0 ,Z113H000mxmymxmzmymzHVX0 ,Z113H011012321223222233231331131132332313123332122221

31、222322222123212TTTTTTTTTTTTTTTTTTTTTTTTH000000000313231333233212221232223111211131213TTTTTTTTTTTTTTTTTTHVX0 ,Z59H 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匹配方式收敛精度(对准100秒钟时的估计值)（初始失准角为60角秒）(但对于位置匹配是指对准300秒钟后的精度)收敛速度（单位：秒）

32、（指达到括号中的收敛精度（单位：角秒）所需的时间）（1）东向北向天向东向北向天向速度21.820.63303.94.4(36)2.5(36)50(3313.6)位置117.1150.63584.1162.6(360.3)140.5(360.1)速度+位置21.820.63303.94.4(36)2.5(36)50(3313.6)角速度1412.02314.52322.16.2(1440)6.5(2345)7.0(2345)姿态角69.369.369.613.5(180)13.5(180)13.5(180)姿态阵51.751.751.96.8(180)6.8(180)6.8(180)匹配方式收敛

33、精度(对准100秒钟时的估计值)（初始失准角为60角秒）(但对于位置匹配是指对准300秒钟后的精度)收敛速度（单位：秒）（指达到括号中的收敛精度（单位：角秒）所需的时间）（1）东向北向天向东向北向天向速度1.920.720.02.9(36.2)32.9(35.8)32.6(36)位置109.3150.6879.0162.3(180.1)280(180)270.4(1079.6)速度+位置1.920.720.02.9(36.2)32.9(35.8)32.6(36)角速度363.3255.9258.042.7(400.1)36.7(360.3)36.8(360.4)姿态角69.369.369.71

34、3(180.7)13(180.7)13(180.7)姿态阵51.751.752.041.8(72)41.8(72)41.8(72)匹配方式收敛精度(对准100秒钟时的估计值)（初始失准角为60角秒）(但对于位置匹配是指对准300秒钟后的精度)收敛速度（单位：秒）（指达到括号中的收敛精度（单位：角秒）所需的时间）（1）东向北向天向东向北向天向速度8.2(35.7)4.8(35.6)6.3(35.6)位置81.382.2450.0187.6(180)200(179.9)199.7(720)速度+位置8.2(35.7)4.8(35.6)6.3(35.6)角速度0.

35、(1.8)0.1(2.3)72.5(72)姿态角66.866.869.513.1(180)13.1(180)13.1(180)姿态阵48.548.551.941.5(72)41.5(72)41.5(72) 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。不同匹配方案研究机翼弹性振动对

36、传递对准的影响滤波周期对传递对准的影响传递对准技术概述载体弹性变形对传递对准的影响 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/秒东向飞行失准角均方差曲线 东向飞行失准角估计曲线 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 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

37、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 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1 1 1 观测速度噪声方差：0.01米/秒水平盘旋失准角均方差曲线 水平盘旋失准角估计曲线 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 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

38、、X、Z向加速度计估值均不准确。不宜采用此种对准方法 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 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估计曲线 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 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

39、。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/秒抖翼机动失准角均方差曲线 抖翼机动失准角估计曲线 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 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 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机翼抖动的幅度和频率的增大，理论上提高了对准精度

40、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。 不同匹配方案研究运动方式对传递对准的影响滤波周期对传递对准的影响传递对准技术概述载体弹性变形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研究很多补偿方法成熟)(BABAABrraapxpxxiriraa)()(x名名测名pypyyjrjraa)()(y名名测名pzpzzzkrkraa)()(名名测名根据运动学原理，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pxxiraa)(x名测名pyyjraa)(y名测名pzzzkraa)(名测名 飞行轨迹:正东直线飞行；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