卫星导航捷联惯性导航系统的建模与设计
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【期刊名称】《电子科技》【年(卷),期】2012(025)001【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
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平 昴 ∞ 苍
期
Ｅ ｅ ｔ ｎｃＳ ｉ＆ Ｔ ｃ ． Ｊｎ １ ｌｃｒ ｉ ｃ． ｏ ｅ ｈ ／ ａ ． ５．２ １ ０２
捷联式惯性导航系统轨迹发生器设计与仿真
文 章 编号 ： １ ０ ０ ６ — ９ ３ ４ ８ （ ２ ０ １ ３ ） １ １ — ０ ０ ５ ８ — ０ ４
计
算
机
仿Leabharlann 真 ２ ０ １ ３ 年１ １ 月
捷 联 式 惯 性 导 航 系统 轨 迹 发 生 器 设 计 与 仿 真
翟 昆朋 ， 何 文涛 ， 徐 建华 ， 叶甜春
ｆ ｏ ｒ ｃ ｅ ｖ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｓ ａ ｒ ｅ ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ａ ｎ ｔ ．Ｆ ｒ ｏ ｍ ｏ ｎ ｔ ｈ ｉ ｓ ｐ ｏ ｉ ｎ ｔ ， ｔ ｈ ｉ ｓ ｐ ａ ｐ ｅ ｒ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ａ ｔ ｒ ａ ｊ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｙ ｇ ｅ ｎ ｅ ｒ ａ ｔ ｏ ｒ ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｉ ｎ ｇ ｍ ｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｕ ｓ ｉ ｎ ｇ
２ ．Ｈ ａ ｎ ｇ ｚ ｈ ｏ ｕ Ｚ ｈ ｏ ｎ ｇ ｋ ｅ Ｍｉ ｃ ｒ ｏ ｅ ｌ ｅ ｃ ｔ ｒ ｏ ｎ ｉ ｃ ｓ Ｃ ｏ ．Ｌ ｔ ｄ ，Ｈ ａ ｎ ｇ ｚ ｈ ｏ ｕ Ｚ ｈ ｅ ｊ ｉ ａ ｎ ｇ ３ １ ０ ０ ５ ３ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
ＡＢＳ Ｔ ＲＡＣＴ ： Ｓ ｏ ｍｅ ｈ ｉ ｇ ｈ ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｓ ｈ ａ ｖ ｅ ｅ ｘ ａ ｃ ｔ ｄ ｉ ｇ ｉ ｔ ａ ｌ ａ ｌ ｇ ｏ ｒ ｉ ｔ ｈ ｍ ｕ ｎ ｄ ｅ ｒ ｃ ｏ ｎ ｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｗ ｈ ｅ ｎ ａ ｎ ｇ ｕ ｌ ａ ｒ ｒ ａ ｔ ｅ ａ ｎ ｄ ｓ ｐ ｅ ｃ ｉ ｉ ｆ ｃ
生 器 是惯 性 导航 系统 进 行 算 法 验 证 和 仿 真 的 基 础 ， 用 于 产 生
２ 数 字轨迹 发生 器原理
捷联惯性导航系统传感器误差建模与仿真
文献 标 志码 ：Ａ
文章编 号 ： １ ０ ０ ８ — ９ ２ ６ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ４ — ０ ０ ０ ７ — ０ ４
０ 引 舌
捷 联惯 性 导 航 系 统相 比平 台 式惯 性 系 统 具有 体积 小 、 成 本低 的优点 。静 基座 下 的旋转 轴测 试成
性 能而使 用 的测 试 信 号 。为 在 捷 联惯 导 仿 真 系 统
检验 ， 对 于惯 性元 件 的控 制与误 差 修正具 有 直接 的 指 导意 义 。
行 插值 得 到 。这 里是 在地 球大 圆上 产生轨 迹 ， 因此
需要 考 虑 地 球 形 状 ， 采 用 ＷＧＳ 一 ８ ４坐 标 系 。地 球
大 圆轨 迹 的生成 算法 如下 ： １ ）计算 起 点与终 点 间 的大圆距 离 。
第３ ８卷 第 ４期
２ ０ １ ３年 ８月
全 球 定 位 系 统
Ｇ Ｎ ＳＳ Ｗ ｏｒ ｌ ｄ ｏｆ Ｃ ｈｉ ｎａ
Ｖｏ １ ． ３ ８ ， Ｎｏ ． ４
Ａ ｕｇ ｕｓ ｔ ， ２ ０１ ３
捷 联 惯 性 导 航 系统 传 感 器 误 差 建 模 与 仿 真
张 时东， 苏映雪 ， 王 飞 雪
ａｔ ／ （ ）一 ａ ｒ ｃ ｓ ｉ ｎ（ ａｔ ／ （ ） Ｃ Ｏ Ｓ （ — ｔ ａ ｄ）＋ ｃ ｏ ｓ （ ａｔ ／ （ ｉ ） ｓ ｉ ｎ （ ３一 ｔ ａ ｄ） Ｃ Ｏ Ｓ （ ｔ ｃ ） ）．
（ １）
Ｄ — ａ ｒ ｃ ｃ ｏ ｓ （ ｓ ｉ ｎ（ ／ ａ ｔ １ ） ｓ ｉ ｎ（ ａｔ ／ ２ ）＋
中得 到惯 性器 件 （ 陀螺 、 加速 度计 ） 的读 数 。在实 际
飞行 过程 中 ， 飞行 轨迹数 据 和飞行 姿态 数据 是密 切
第9章 捷联式惯性导航系统 惯性导航
cos cos sin sin sin cos sin cos sin cos sin sin cos cos sin cos sin acx T11 T12 T13 acx Ccp acy T21 T22 T23 acy acz T31 T32 T33 acz
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二 姿态矩阵和修正（p359） 1.定义：机体系与导航系间的方向余弦矩阵。该方向余 弦阵与飞机姿态角有关。 （1）只有航向角时的方向余弦 （2）只有俯仰角时的方向余弦 （3）只有倾斜角时的方向余弦 （4）如果飞机既有航向角，又有俯仰角和倾斜角，即 为全姿态。
ox p y p z p 绕z p 转 ox 'p y 'p z 'p 绕x 'p 转 ox ''p y ''p z ''p 绕x ''p 转 oxc yc zc
1.功能上，具有平台是惯导的所有功能，增加了垂直导航功能。 2.机构上，没有电气机械平台，数学平台代替机电平台，结构简单， 重量轻，故障少。 3.可靠性提高，余度技术使系统可靠性提高。 4.对惯性元件和计算机的要求提高。
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9.2
一 组成和概念
捷联式惯导系统工作原理
数学平台内容： 1.把加速度计的 沿机体系各轴的 输出转换到导航 系来；2.建立和 修正姿态矩阵， 并计算出飞机的 姿态角。
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五 垂直通道解算原理 单独用垂直加速度计的输出来计算飞机的高度和 垂直速度存在两个问题：垂直加速度计不能区分飞机 的垂直加速度和引力加速度（或重力加速度）；用垂 直加速度进行积分得垂直速度，二次积分得飞机高度 的系统是不稳定系统，它的误差积累是发散的。 1.怎样测得垂直加速度 2.惯性高度通道的不稳定性 3.利用气压高度作惯性垂直高度阻尼的原理
《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。
第2讲：捷联惯导系统(1-2)时间序列建模
3．随机漂移误差的时间序列分析建模 在惯性导航系统中，为了减小陀螺随机误差对系统精度的影响，有效可行的办法是采用滤波技术对随机误差进行实时补偿。
实时补偿的前提是已知随机误差的模型，为此，需要事先对陀螺的随机噪声进行必要的数学处理，建立适合于在线补偿的数学模型。
陀螺的随机噪声一般是有色噪声，即非平稳的随机过程，处理这类随机过程较成熟的建模方法是时间序列分析法。
该方法是针对一组离散随机数据序列，进行时域和频域内的统计特性分析，求出实际物理系统的统计特性，并将随机数据浓缩成一个简单的随机差分模型。
时间序列分析建模流程图3.1 序列的检验随机数据处理分析的结果是否正确，取决于数据的一些基本特性。
其主要的三个基本特性是：平稳性；周期性；正态性。
对这三个基本特性进行检验，是分析、建立光学陀螺随机误差模型的重要前提。
1．平稳性检验主要目的是检验陀螺随机误差时间序列是否具有不随时间原点的推移而变化的统计特性。
如果陀螺随机误差时间序列是平稳的，再加上假设为各态历经的，则对陀螺随机误差的研究，就可以用单个样本记录的时间序列来代替总体平均。
这就给数据处理带来了极大的方便。
如果不平稳，则需要对数据进行平稳化处理。
造成随机过程不平稳的原因，是随机过程中包含有随时间缓慢变化的趋势项。
检验这种非平稳趋势项的一种很有效的方法是逆序法。
（1）逆序法对于测试数据记录，将其分成n y y y ,,,21L M 段，然后求各段的均值（或方差值），得到一个大致不相关的均值（或方差值）序列M x x x ,,,21L对于下标为的，每当出现i i x i j x x >)1,,2,1,(−=>M i i j L时就定义为的一个逆序，与相应的逆序的个数称为的逆序数。
序列i x i x i A i x 121,,,−M x x x L 的逆序总数定义为∑−==11M i i A A以随机整数序列出现的的均值与方差分别为A [][]()41211111−===∑∑−=−=M M i A E A E M i M i i []()725322−+=M M M A Var 统计量 [][]A Var A E A u ⎟⎠⎞⎜⎝⎛−+=21 渐近服从正态分布)1,0(N 。
（精品）捷联式惯性导航系统
1 绪论00随着计算机和微电子技术的迅猛发展，利用计算机的强大解算和控制功能代替机电稳定系统成为可能。
于是，一种新型惯导系统--捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来，尤其在1969年，捷联惯导系统作为"阿波罗"-13号登月飞船的应急备份装置，在其服务舱发生爆炸时将飞船成功地引导到返回地球的轨道上时起到了决定性作用，成为捷联式惯导系统发展中的一个里程碑。
00捷联式惯性导航(strap-down inertial navigation)，捷联（strap-down）的英语原义是“捆绑”的意思。
因此捷联式惯性导航也就是将惯性测量元件（陀螺仪和加速度计）直接装在飞行器、舰艇、导弹等需要诸如姿态、速度、航向等导航信息的主体上，用计算机把测量信号变换为导航参数的一种导航技术。
现代电子计算机技术的迅速发展为捷联式惯性导航系统创造了条件。
惯性导航系统是利用惯性敏感器、基准方向及最初的位置信息来确定运载体的方位、位置和速度的自主式航位推算导航系统。
在工作时不依赖外界信息，也不向外界辐射能量，不易受到干扰破坏。
它完全是依靠载体自身设备独立自主地进行导航，它与外界不发生任何光、声、磁、电的联系，从而实现了与外界条件隔绝的假想的“封闭”空间内实现精确导航。
所以它具有隐蔽性好，工作不受气象条件和人为的外界干扰等一系列的优点，这些优点使得惯性导航在航天、航空、航海和测量上都得到了广泛的运用[1]001.1 捷联惯导系统工作原理及特点惯导系统主要分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统两大类。
惯导系统（INS）是一种不依赖于任何外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统，具有隐蔽性好，可在空中、地面、水下等各种复杂环境下工作的特点。
捷联惯导系统（SINS）是在平台式惯导系统基础上发展而来的，它是一种无框架系统，由三个速率陀螺、三个线加速度计和微型计算机组成。
平台式惯导系统和捷联式惯导系统的主要区别是：前者有实体的物理平台，陀螺和加速度计置于陀螺稳定的平台上，该平台跟踪导航坐标系，以实现速度和位置解算，姿态数据直接取自于平台的环架；后者的陀螺和加速度计直接固连在载体上作为测量基准，它不再采用机电平台，惯性平台的功能由计算机完成，即在计算机内建立一个数学平台取代机电平台的功能，其飞行器姿态数据通过计算机计算得到，故有时也称其为"数学平台"，这是捷联惯导系统区别于平台式惯导系统的根本点。
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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。
计算单元通常采用嵌入式处理器和专用硬件加速器，以实现实时的状态估计和导航计算。
2. 系统软件设计
SGINS的设计还需要考虑系统的软件架构和算法。
可以采用分层结构的软件设
计方法，将不同功能的模块进行分离，以便系统的扩展和维护。
对于状态估计和滤波算法，可以选择卡尔曼滤波、粒子滤波等方法，以实现高精度的导航解算。
此外，还需要考虑系统的故障检测和容错能力，以提高系统的可靠性和安全性。
3. 系统性能评估
SGINS的设计完成后，还需要对系统的性能进行评估和验证。
可以利用实验数
据和仿真环境来验证系统的导航精度、保持性能和抗干扰能力等指标。
通过与真实场景数据的比对，可以判断系统设计的合理性并进行优化。
四、SGINS的应用领域
SGINS的高精度和高可靠性使其在航空、航天和导航工程等领域得到广泛应用。
在航空领域，SGINS可以用于飞行器的定位和导航，提高飞行安全性和效率。
在
航天领域，SGINS可以用于航天器的轨道控制和目标定位，实现精确的空间导航。
在导航工程领域，SGINS可以用于车辆、船舶和机器人等的导航，实现自动驾驶和路径规划等功能。
综上所述，卫星导航捷联惯性导航系统是一种高精度、高可靠性的导航解决方案。
通过系统状态估计、误差建模和系统动力学建模，可以实现SGINS的建模。
在系统硬件设计、软件设计和性能评估方面，可以采用适当的方法来实现SGINS 的设计。
SGINS的应用领域广泛，可以提高航空、航天和导航工程等领域的导航精度和安全性。