SINS误差特性及组合对准的方法研究
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摘要
作为舰船、飞机、航天器等载体上的重要设备,捷联式惯性导航系统(SINS)无论在军用还是民用领域,都发挥着重要作用。然而,捷联惯导系统在具有自主式导航、短期精度高、稳定性好等优点的同时,也具有自身无法避免的缺陷。传统的自主式初始对准方式对准时间长,而且要求在静基座上进行,不符合实际系统的应用需要;此外,纯惯性导航系统由于器件原因误差随时间积累,很难达到相当高的精度。因此,研究捷联惯导系统的误差特性和基于此的组合对准方法具有重要的现实意义。
本文首先根据捷联惯导系统的工作原理,推导并建立了系统在静基座和动基座条件下的误差方程,分析了载体在静止和运动状态下的误差特性。在三种主要误差源的激励下,系统产生常值误差和呈三种周期振荡的误差,并且载体的机动将使系统的振荡周期发生改变。
在SINS误差分析的基础上,为了分析载体的运动和不同的组合对准方式对系统性能和对准效果的影响,本文建立了多种方式组合对准的数学模型(包括速度组合、位置组合、位置与速度组合、速度与姿态组合),并分别对它们进行了可观测性分析和系统仿真。由于误差特性中状态量之间耦合程度的差异,速度与姿态组合的对准效果最好,精度最高,位置与速度组合、速度组合次之,位置组合最差,并且载体的机动可以明显提高系统的可观测性,甚至可以突破器件误差(主要是陀螺漂移)对失准角的影响,使对准精度达到一个更高的数量级。
针对静基座下惯性器件误差不能有效估计和方位对准精度不高的缺点,本文提出了一种新的两位置组合对准方法,通过仿真分析表明,这种方法能准确的估计出陀螺漂移(主要是水平陀螺漂移),显著提高初始对准的精度。最后,本文通过转台实验验证了在静止和摇摆状态下利用卡尔曼滤波法进行组合对准的可行性,证明了卡尔曼滤波相对于传统经典控制理论来说显示出特有的优越性,具有实用价值。
In both military and civil areas Strapdown Inertial Navigation System (SINS) plays such an important role as necessary equipment on vessels, planes, aircraft, and so on. In spite of many advantages such as independence, high precision and robustness, SINS has unavoidable disadvantages. The single use of SINS doesn't meet the needs of practical application, because its traditional independent initial alignment requires a long period and static state. Furthermore, the error in pure inertial navigation system accumulates in the whole period in terms of IMU error, which results in not high enough precision. Thus, it has practical significance to research on characteristics of errors and integrated initial alignment based on SINS.
In accordance with the principle of SINS, static and dynamic error equations are deduced and presented in detail. Then we made analysis on the characteristics of errors in static and motion states separately. Three major sources of error stimulate constant and periodic systematic errors, and the motion of vehicle changes the periods.
To make clearer the influence of motion and different methods of integrated alignment on the performance and effect of initial alignment, we build several integrated math models with such different observed variables as velocity, position, velocity and position, velocity and attitude. Then we adopt three methods to analyze the observability and made simulations. Due to the differences of coupling degree of states, velocity and attitude mode has the best effect, position mode has the worst effect, velocity and position mode, velocity mode has the modest effect. Another, the fierce motion of vehicle can greatly enhance the observability, even break through the influence of gyro drifts on misalignment angles and increase the precision to a higher level.
Considering the imponderable IMU error and low azimuth precision in static state, we bring forward a new method of double-position integrated alignment in the thesis. Simulation results show that such method can estimate gyro drift and azimuth misalignment angle precisely. At last, the availability of KF in integrated initial alignment is tested under static state and motional state through lab experiment. Compared with the traditional control theory, KF reveals its own superiority, thus has great value for practical application.
本文首先根据捷联惯导系统的工作原理,推导并建立了系统在静基座和动基座条件下的误差方程,分析了载体在静止和运动状态下的误差特性。在三种主要误差源的激励下,系统产生常值误差和呈三种周期振荡的误差,并且载体的机动将使系统的振荡周期发生改变。
在SINS误差分析的基础上,为了分析载体的运动和不同的组合对准方式对系统性能和对准效果的影响,本文建立了多种方式组合对准的数学模型(包括速度组合、位置组合、位置与速度组合、速度与姿态组合),并分别对它们进行了可观测性分析和系统仿真。由于误差特性中状态量之间耦合程度的差异,速度与姿态组合的对准效果最好,精度最高,位置与速度组合、速度组合次之,位置组合最差,并且载体的机动可以明显提高系统的可观测性,甚至可以突破器件误差(主要是陀螺漂移)对失准角的影响,使对准精度达到一个更高的数量级。
针对静基座下惯性器件误差不能有效估计和方位对准精度不高的缺点,本文提出了一种新的两位置组合对准方法,通过仿真分析表明,这种方法能准确的估计出陀螺漂移(主要是水平陀螺漂移),显著提高初始对准的精度。最后,本文通过转台实验验证了在静止和摇摆状态下利用卡尔曼滤波法进行组合对准的可行性,证明了卡尔曼滤波相对于传统经典控制理论来说显示出特有的优越性,具有实用价值。
In both military and civil areas Strapdown Inertial Navigation System (SINS) plays such an important role as necessary equipment on vessels, planes, aircraft, and so on. In spite of many advantages such as independence, high precision and robustness, SINS has unavoidable disadvantages. The single use of SINS doesn't meet the needs of practical application, because its traditional independent initial alignment requires a long period and static state. Furthermore, the error in pure inertial navigation system accumulates in the whole period in terms of IMU error, which results in not high enough precision. Thus, it has practical significance to research on characteristics of errors and integrated initial alignment based on SINS.
In accordance with the principle of SINS, static and dynamic error equations are deduced and presented in detail. Then we made analysis on the characteristics of errors in static and motion states separately. Three major sources of error stimulate constant and periodic systematic errors, and the motion of vehicle changes the periods.
To make clearer the influence of motion and different methods of integrated alignment on the performance and effect of initial alignment, we build several integrated math models with such different observed variables as velocity, position, velocity and position, velocity and attitude. Then we adopt three methods to analyze the observability and made simulations. Due to the differences of coupling degree of states, velocity and attitude mode has the best effect, position mode has the worst effect, velocity and position mode, velocity mode has the modest effect. Another, the fierce motion of vehicle can greatly enhance the observability, even break through the influence of gyro drifts on misalignment angles and increase the precision to a higher level.
Considering the imponderable IMU error and low azimuth precision in static state, we bring forward a new method of double-position integrated alignment in the thesis. Simulation results show that such method can estimate gyro drift and azimuth misalignment angle precisely. At last, the availability of KF in integrated initial alignment is tested under static state and motional state through lab experiment. Compared with the traditional control theory, KF reveals its own superiority, thus has great value for practical application.
引文
[1]孙枫,袁赣南,张晓红.组合导航系统.哈尔滨:哈尔滨工程大学出版社.1992:1-3页
[2]李滋刚,万德钧.捷联式惯性导航技术.北京:中国船舶信息中心.2001:1-3页
[3]常明飞.GPS/SINS组合导航系统研究.重庆大学硕士学位论文.2004:1-7页
[4]刘志俭,胡小平,贺汉根.GPS定姿系统/捷联惯性导航系统组合技术研究.航天控制.2003,(1):27-42页
[5]肖艳霞.惯导系统动基座对准与组合导航技术的研究.北京航空航天大学博士学位论文.2002:5-10页
[6]秦永元,张红钺,汪淑华.卡尔曼滤波与组合导航原理.西安:西北工业大学出版社.1998:50-55页
[7]付梦印,邓志红,张继伟.Kalman滤波理论及其在导航中的应用.北京:科学出版社.2003:60-70页
[8]万德钧,房建成.惯性导航初始对准技术.南京:东南大学出版社.1998:83-106页
[9]李涛,武元新,薛祖瑞,胡小平,吴美平.捷联惯性导航系统误差模型综述.中国惯性技术学报.2003,11(4):66-72页
[10]王丹力,张洪钺.几种可观测性分析方法及在惯导中的应用.北京航空航天大学学报.1999,25(3):242-245页
[11]程向红,万德钧,仲巡.捷联惯导系统的可观测性和可观测度研究.东南大学学报.1997,27(6):6-10页
[12]Port,Bar-Itzhack.I.Y.,Effect of Acceleration Switching During INS In-Flight Alignment.Journal of Guidance and Control.Vol.4,No.4,July-August 1981:385-389P
[13]Goshen-Meskin,D.and Bar-Itzhack,I.Y.Observability Analysis of Piece-Wise Constant System,Part Ⅰ:Theory[J].IEEE Transaction on Aerospace and Electronic Systems,October 1992,28(4):1056-1067P
[14]Goshen-Meskin,D.and Bar-Itzhack,I.Y.,Observability Analysis of Piece-Wise Constant System-Part Ⅰ:Application to Inertial Navigation in-flight Alignment[J].IEEE Transaction on Aerospace and Electronic Systems.October 1992,28(4):1068-1075P
[15]Lee,J.G.,Park,C.G.and Park,H.W.,Multiposition Alignment of Strapdown Inertial Navigation System[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems.October 1993,29(4):1323-1328P
[16]Dmitriyev,S.P.,Stepanov,O.A.and Shepel,S.V.,Nonlinear Filtering Methods Application in INS Alignment[J].IEEE Transaction on Aerospace and Electronic Systems.October 1997,33(1):260-271P
[17]张炎华,程加斌.鲁棒滤波及舰载武器捷联惯性系统初始对准研究.上海交通大学学报.1997,31(4):65-68页
[18]杨莉,汪叔华.采用BP神经网络的惯导初始对准.南京航空航天大学学报.1996,28(4):487-491页
[19]房建成,万德钧.GPS/SINS组合导航系统的动基座快速初始对准方法.中国惯性技术学报.1996,4(3):6-10页
[20]Baziw John and Leondes,C.T.In-Flight Alignment and Calibration of Inertial Measurement Unit-Part Ⅰ:General Formulation[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems.July 1972,8(4):439-449P
[21]A.M.Scheneider,Kalman Filter Formulations for Transfer Alignment of Strapdown Inertial Units[R].N90-29342.
[22]Kain and Cloutier.Rapid Transfer Alignment for Tactical Weapon Application[R].AIAA89-3581
[23]刘志俭.GPS载波相位差分技术、捷联惯性导航系统初始对准技术及其组合技术研究.国防科学技术大学博士学位论文.2003:30-60页
[24]黄德鸣,程禄.惯性导航系统.北京:国防工业出版社.1986:73-91页
[25]陈哲.捷联惯导系统原理.北京:宇航出版社.1986:9-27页
[26]曹晓平,汪柏年.捷联惯性系统的误差及其特性分析.电光与控 制.2004,11(3):54-56页
[27]宋红江.组合导航算法及其在SINS/GPS/DVL组合导航系统中的应用.哈尔滨工程大学硕士学位论文.2006:25-40页
[28]苏游.基于FOG捷联系统的误差分析与补偿技术研究.哈尔滨工程大学硕士学位论文.2007:10-12页
[29]孙红军.基于FOG捷联式罗经系统的研究与设计.哈尔滨工程大学硕士学位论文.2006:11-13页
[30]胡再刚.基于H_∞的传递对准方法研究.哈尔滨工程大学硕士学位论文.2007:14-15页
[31]袁信,俞济祥,陈哲.导航系统.北京:航空工业出版社.1993:175-196页
[32]董绪荣,张守信,华仲春.GPS/INS组合导航定位及其应用.长沙:国防科技大学出版社,1998:4-12页
[33]王艳冬,黄继勋,范跃祖.GPS/INS组合导航系统半实物仿真研究.北京航空航天大学学报.1999,25(3):299-301页
[34]岳晓奎,袁建平.H_∞滤波算法及其在GPS/INS组合导航系统中的应用.航空学报.2001,22(4):366-368页
[35]黄凤钊,彭允祥.GPS/INS伪距(伪距变化率)组合导航系统实验研究.中国惯性技术学报.1998(2):1-9页
[36]刘志俭,胡小平,贺汉根.惯导辅助的基于GPS的航向姿态参考系统的设计与实现.中国惯性技术学报.2003,11(2):14-18页
[37]周鑫.船用姿态+水平速度组合SINS/GPS导航系统的研究及实现.舰船工程研究.2004(4):27-31页
[38]程向红,黄华.捷联惯性系统初始对准中的IMU安装误差及陀螺漂移的估计与补偿.中国惯性技术学报.2004,12(5):13-16页
[39]杨艳娟,田蔚风,金志华.一种新的INS/GPS组合导航技术.中国惯性技术学报.2004,12(2):23-26页
[40]Mc Millan J C.Sensor integration options for low cost position & attitude determination[A].Proceedings of the Position Location and-Navigation Symposium[C].Las Vegas.1994
[41]王惠南,吴智博.采用卡尔曼滤波器的GPS/INS姿态组合系统的研究.中国惯性技术学报.2000,8(3):1-7页
[42]秦永元,张洪钺,汪叔华.卡尔曼滤波与组合导航原理.西安:西北工业大学出版社.1998:238-326页
[43]谢波,裴听国,万彦辉.捷联惯导系统动基座初始对准中的可观测性研究.导航与控制.2003,2(3):32-37页
[44]房建成,周锐,祝世平.捷联惯导系统动基座对准的可观测性分析.北京航空航天大学学报.1999,11(3):714-719页
[45]Oleg S.Salychev,Applied Inertial Navigational Problems and Solutions.Moscow,Russia:BMSTU.2004:94-99P
[46]于飞.H_∞滤波在捷联式惯导系统中的应用.哈尔滨工程大学硕士学位论文.2003:25-34页
[47]程向红.捷联惯导系统动基座对准技术研究.东南大学博士学位论文.1998:68-80页
[48]杨阳.捷联惯导系统动基座初始对准研究与仿真.西北工业大学硕士学位论文.2002:47-60页
[49]杨兴文.战术导弹捷联惯导舰载动基座对准技术研究.哈尔滨工程大学硕士论文.2004:35-45页
[50]宋明仁.捷联惯性参考系统的一种双位置对准方法.90041会议优秀论文:58-65页
[51]王艳东,范跃祖.捷联惯导系统多位置对准仿真研究.计算机仿真.2001,18(2):21-23页
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