捷联惯导_星敏感器组合导航技术研究
惯性坐标系之间的转换关系是能够实时计算得到 的 ,所以本文即认为在经过一系列坐标变换以后 ,星 敏感器最后输出的是本体坐标系相对于地理坐标系 的相关姿态信息 。
3 组合导航系统工作原理
捷联惯导系统 SI N S /星敏感器 CCD 组合导航 的工作原理见图 1。捷联惯导系统和星敏感器分别 输出飞行器的姿态转换矩阵信息 。经坐标变换后 , 卡尔曼滤波器接收两个导航子系统输出的相对导航 坐标系的姿态转换矩阵元素的差值 , 同时将捷联惯 导系统输出的姿态转换矩阵中的元素作为组合导航 系统测量矩阵的相应数据 。通过采用 Kalm an 滤波 反馈校正的方式对捷联惯导系统和星敏感器输出的 姿态转换矩阵信息进行数据融合 , 估计出系统的各 个误差状态量 ,然后用系统误差估计值去校正捷联 惯导系统力学编排中的相应导航参数 , 即将系统误 差估计值反馈到捷联惯导系统的内部 , 最后输出有 关飞行器导航参数的最优估计 。
Oct12005 Vol123, No. 5
航 天 控 制 Aerospace Control
・31・
捷联惯导 /星敏感器组合导航技术研究
王 鹏 张迎春 强文义 张荣林
哈尔滨工业大学卫星技术研究所 , 哈尔滨 150001
3
摘 要 针对在捷联惯导系统中陀螺的误差存在随着时间积累而逐渐增大的缺 点 ,提出了捷联惯导系统 +星敏感器的组合导航方案 , 并进行了仿真及结果分 析 。以 Kalm an滤波为基础 ,通过将捷联惯导系统和 CCD 光学传感器所测得的 飞行器相关姿态信息进行数据融合 ,估计出组合导航系统的误差状态量 ,进而修 正捷联惯导系统的位置 、 速度和姿态角 。详细推导了捷联惯导 +星敏感器组合 导航的算法 ,并通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性 。 主题词 捷联惯导系统 星敏感器 组合导航 卡尔曼滤波 中图分类号 : V249. 3 文献标识码 : A 文章编号 : 1006 2 3242 ( 2005 ) 05 2 0031 2 06
tem , a schem e of in teg ra ted strapdow n inertia l naviga tion system / sta r sensor is proposed and the sim u la tion resu lts a re g iven. The strapdow n inertia l naviga tion system and cha rge coupled device ( CCD ) can provide correspond ing a ttitude da ta. Fusing these da ta can estim a te the error sta te va lue of in teg ra ted naviga tion system and correct the position of a ircraft, velocity and a ttitude ang le based on Kal m an filtering. The a lgo2 rithm of in teg ra ted strapdow n inertia l naviga tion system / sta r sensor in teg ra ted naviga tion system is educed. S im u la tion resu lts show tha t the proposed system is feasible and the a lgorithm is effective .
VE R +h
vg — — — 陀螺随机白噪声漂移 。
4. 3 加速度计误差模型
δ VZ -
φ V E V Z + VN V E tan
( R + h)
2 2
δ h +
加速度计是捷联惯导系统中另一个重要元件 , 用于测量载体的线性运动参数 (比力 ) , 考虑加速度 计的主要误差项 ,其误差模型可表示为 :
・32・
航 天 控 制
2005 年
的位置 、 速度和姿态 。捷联惯导系统具有不依赖外 界信息 、 隐蔽性好 、 抗干扰能力强 、 全天候等优点 。 但是由于捷联惯导系统中陀螺的误差存在随着时间 积累而逐渐增大的缺点 , 这对飞行时间较长而且又 需要高精度定位要求的飞行器来说 , 是无法克服的 弱点 。 星敏感器也称星跟踪器 , 是一个 CCD ( Charge Coup led Device ) 的传感器 。它通过由 CCD 相机拍 摄到的星图 ,经过恒星的提取 、 星图识别 、 星图跟踪 、 姿态计算等一系列的计算 , 确定星敏感器光轴在惯 性空间的瞬时指向 , 从而确定飞行器的姿态 。星敏 感器的突出特点是自主性强 、 无姿态积累误差 、 视场 不受限制 、 确定飞行器姿态的精度可以达到角秒级 , 所以星敏感器也是目前精度最高的姿态敏感仪器 。 目前较常用的组合导航方式为惯性导航系统 + GPS导航系统 ,但是由于 GPS导航系统存在着诸多 的缺点 : ( 1 ) GPS导航系统由美国国防部直接控制 , 使 用权受制于人 ,是不能绝对依赖的系统 。 ( 2 )当飞行器作大机动运动时 , 环路极易失锁 , 此时 , GPS信号会完全丢失 ,不利于进行导航 。 因此本文提出将捷联惯导系统和星敏感器相结 合的导航方案 ,利用星敏感器自主性强 、 输出高精度 姿态信息的特点 ,实时对捷联惯导系统输出的飞行 器导航数据信息进行修正 , 使导航系统的精度和实 时性都得到很大提高 。
VZ VN R +h
(其数学模型为 :
= -
r
/ Ta + va , Ta 是一阶马尔
δ VZ +
2
φ VN V Z + V E tan
( R + h)
2
2δΒιβλιοθήκη h NΩ co s φ+ 2 δ VZ = 2
V E + VN ( R + h)
・
2 2 2
V E sec φ φ + <E fZ - <Z fE + V Eδ R +h
Subject term s S trapdow n inertia l naviga tion system S ta rs sensor In teg ra ted naviga tion Kalm an
filtering
tion System )是基于惯性测量元件和导航计算机构
1 引 言
捷联惯导系统 SI N S ( Strapdown Inertial Naviga2
成的多功能自主式导航系统 。捷联惯导系统通过惯 性敏感元件 (陀螺仪和加速度计 ) 敏感飞行器相对 惯性空间的角速度和加速度 , 实时输出飞行器当前
3 国家安全重大基础研究项目 ( 973 ) 收稿日期 : 2004 2 08 2 30 作者简介 : 王 鹏 ( 1979 ～) ,男 ,湖北荆州人 ,博士研究生 ,研究方向为组合导航 、 卫星姿态控制等 ; 张迎春 ( 1961 ～ ) , 男 ,哈尔滨人 ,教授 (博士生导师 ) ,研究方向为组合导航和卫星姿态控制等 ; 强文义 ( 1937 ～ ) , 男 ,江苏无锡人 ,教授 (博士生导师 ) ,研究方向为智能控制 、 复杂系统控制与决策等 ; 张荣林 ( 1979 ～ ) ,男 ,山东茌平人 ,硕士研究生 ,研究 方向为卫星容错组合导航 。
3 个随机一阶马尔柯夫过程漂移
r
・
VN VE δ δ VN + 2 Ω co s VE φ+ R +h R +h
Z
δ Ω sin φ φ + <N fE - <E fN + h - 2 V Eδ
ⅲ. “ 数学 ” 平台姿态角误差方程 <E
VE VE = Ω sin φ+ φ <N - Ω co s φ+ tan R +h R +h
=
r
φ φV E ) + 2 (Ω co s VN +Ω sin δ φ + <Z fN - <N fZ + δ VN = δ VE ・
VN V E sec φ R +h
E
+ vb
( 2)
式中 :
— — — 加速度计测量误差 ; — — 加速度计随机一阶马尔柯夫过程漂移 r—
・
r
φ V E tan δ VN - 2 Ω sin φ+ R +h R +h
4 组合导航系统状态方程的建立
4. 1 捷联惯导系统误差方程
φ, δ λ, δ 捷联惯导系统误差包括 : 位置误差 δ h, 速度误差 δ VΕ , δ VN , δ V Z 和平台姿态角误差 <E , <N , <Z ,所对应的误差方程分别为 : ⅰ. 位置误差方程 δ VN ・ δ φ = δ λ=
・
R +h
-
VNδ h ( R + h)
2
1
( R + h ) cos φ
( δ φ) VE + VEδ φ tan
δ hVE
( R + h ) cos φ
2
δ h =δ VZ
・
第 23 卷 第 5期
王 鹏等 : 捷联惯导 /星敏感器组合导航技术研究
・33・
ⅱ. 速度误差方程 φ - VZ VN tan ・ φ V E tan δ δ δ VE = 2 VN + VE Ω sin φ+ R +h R +h Ω co s φ+ 2
Strapdown Inertia l Nav iga tion System / Star Sen sor In tegra ted Nav iga tion System Techn ique
星光惯性组合导航系统分析与研究
硕士学位论文星光/惯性组合导航系统分析与研究 RESEARCH ON STAR/SINS INTEGRATED NA VIGATION SYSTEM司胜营哈尔滨工业大学2010年7月国内图书分类号：V 249.32 学校代码：10213 国际图书分类号：627.3 密级：公开硕士学位论文星光/惯性组合导航系统分析与研究硕士研究生：司胜营导师：王常虹教授申请学位：工学硕士学科、专业：控制理论与控制工程所在单位：控制科学与工程系答辩日期：2010年6月授予学位单位：哈尔滨工业大学Classified Index: V 249.32U.D.C.: 627.3Dissertation for the Master’s Degree in Engineering RESEARCH ON STAR/SINS INTEGRATEDNA VIGATION SYSTEMCandidate：Si ShengyingSupervisor：Prof. Wang ChanghongAcademic Degree Applied for：Master of EngineeringSpeciality：Control Theory and ControlEngineeringAffiliation：Dept. of Control Scienceand EngineeringDate of Defence：Juny, 2010Degree-Conferring-Institution：Harbin Institute of Technology哈尔滨工业大学工学硕士学位论文- I -摘要在现代导航系统中，捷联惯性导航系统因具有自主性强、隐蔽性好、数据更新率高、宽频带和信息全面等优点，被广泛应用于各个领域。
但是由于惯性测量元件误差随着时间累积，所以在长时间连续工作的条件下，惯性导航系统的导航精度会随着时间延长而降低。
星敏感器是目前应用最广泛的星载姿态敏感器，虽然数据更新率较低，但是其具有指向精度高、无姿态积累误差等优良特性。
§3.9捷联式惯导系统介绍
G G dωie G dr 对上式求导，假定地球旋转角速度是常矢量， = 0且 = ve ，可得 dt dt e G K dv e G G d 2r K K G = + ωie × ve + ωie × [ωie × r ] 2 dt i dt i
而
K G G d 2r = f +G dt 2 i
G G G G G dv e K K G = f − ωie × ve − ωie × [ωie × r ] + G dt i
b 标系 Oe X iYi Z i 的角速度 ωib ，上角标 b 表示该角速度在 b 坐标系上的投 b 进行姿态矩阵 Cbi 计算。由于姿态矩阵 Cbi 中的元素是 影。利用 ωib
OX bYb Z b 相对 OX iYi Z i 的航向角、横滚角、俯仰角的三角函数构成，
所以当求得了姿态矩阵 Cbi 的即时值，便可进行加速度计信息的坐标 变换和提取姿态角的大小。 这三项功能实际上就代替了平台式惯性导 航系统中的稳定平台的功能， 这样计算机中的这三项功能也就是所谓
哥氏校正
fb
比力测量值 的分解
fi
∑
∑
速度v e和 位置的估 计值
i
导航计算
Cbi
固连于载体 的陀螺
ω
b ib
速度和位置的初始估计值 姿态计算
姿态的初始估值
图 捷联式惯导系统——惯性坐标系机械编排
3、当地地理坐标系的机械编排
在这种机械编排中，地理坐标系表示的地速是 vet ，它相对于地理 坐标系的变化率可通过其在惯性坐标系下的变化率表示 G G dv e dv e G G G = − [ wie + wet ] × ve dt t dt i G G G G G G dv e dve 用 ，得 = f − ωie × ve + g1 替代 dt t dt i G G dv e G G G K = f − [2 wie + wet ] × ve + g1 dt t 表示在选定的导航坐标系（地理坐标系）中，有
捷联惯性／星光组合导航车载试验研究
ｉｔ ｇ ａｅ ｎ ｖ ｇ ｔ ｎ ｙ ｔｍ ａ ｅ ｎ ｅ ｒ ｔｄ ａ ｉａｉ ｓ ｓｅ ｏ ｒ ｄｏ ｅ ｓｎｇ ｘｓｉ ｎ ｕ ｉ ｅ ｉｔ ｎｇ ｅ ｕ ｐ ｎ ｓ Ｆｅ ｓｂｌｔ ｎｄ ｅｆｃ ｉｅ ｓ ｆｔ ｅ Ｓ ＮＳ ｑ ｉ ｍｅ ｔ． ａ ｉ ｉ ｙ ａ ｆｅ ｔ ｎｅ ｓ ｏ ｈ Ｉ ／ ｉ ｖ ｓａ ｉｔｇ ａ ｅ ｎ ｖｇ ｔｏ ｓ ｓｅ ｔ ｒ ｎ ｅ ｒ ｔｄ ａ ｉ ａｉｎ ｙ ｔ ｍ ａ ｅ ｄ ｍ ｏ ｓｒ ｔｄ ｒ ｅ ｎ ｔａｅ
空 间控制技 术 与应用
・
４ ・ ４
Ａｅ ｏ ｐ ｃ ｎ ｒ ｌａ ｄ Ａｐ ｌｃ ｔ ｎ ｒ ｓ ａ ｅ Ｃｏ ｔｏ ｎ ｐ ｉａｉ ｏ
第３ ４卷 第 ６期 ２０ ０ ８年 １ ２月
地 球 的运 动规 律来 测 量 天体 相 对 于 载体 的 精 确 坐
捷 联 惯性／ 星光 组合 导航
敏感 器 由光 学探测 系统 、 遮光 罩和 Ｃ Ｄ敏 感器 等 Ｃ 组成 。系统 组成框 图如 图 １ 示 。 所
（ ｅｉ ｎｔｕ ｕ ｍ ｔ ｏｔ ｌ ｑｉｍ ｎ ， Ｂ ｉｎ Ｉ ｉ ｔ ｏ Ａ ｔ ａｉ Ｃ ｎｒ ｕ ｅｔ ｊ ｇ ｓｔｅ ｆ ｏ ｃ ｏＥ ｐ
Ｂ ｉｎ ０ ０ ４，ｈｎ ） ｅｉ １ ０ ７ Ｃ ｉ ｊｇ ａ
试 验
２ 捷 联 惯 性／ 光 组 合 导 航 系统 的 组成 星
文献 标识码 ： Ａ
中图分类号 ： ４ ９ Ｖ ２
文章 编号 ：６ ４ １７ （ ０ ８ ０ ￣０ ４０ １７ —５ ９ ２ ０ ） ６ ４ —４
组 合导 航 系 统 从 硬 件 结 构 上可 分 成捷 联 惯 导
系统 和星敏感 器两 部 分 ， 中捷 联 惯 导 系 统 由光 纤 其 Ｉ ｖ ｓ ｉ ａ ｉ ｎ Ｏｎ Ｓ ＮＳ ｔ ｒ Ｉ ｔ ｇ ａ ｅ ｎ ｅ ｔｇ ｔｏ Ｉ ／Ｓ ａ ｎ ｅ ｒ ｔ ｄ
星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势
星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势0 引言星敏感器是以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置，通过探测天球上不同位置的恒星并进行解算，为卫星、洲际战略导弹、宇航飞船等航空航天飞行器提供准确的空间方位和基准，并且与惯性陀螺一样都具有自主导航能力，具有重要的应用价值。
星敏感器的研究发展与应用已历经半个多世纪，随着新材料，新器件的出现和工艺技术的进步，精度提高，功耗减小，成本降低，应用领域日益广泛的新型星敏感器不断推出。
因此，及时收集整理分析比较国外星敏感器的信息，有利于国内有关姿态测量控制技术的发展。
1 星敏感器研究现状1.1 应用于卫星等空间飞行器的星敏感器星敏感器空间适用性好，且成本较高，因此传统上多用于卫星等空间飞行器的定姿。
1.1.1 基于CCD图像传感器的星敏感器电荷耦合器件(CCD)体积小，重量轻，功耗低，耐冲击，可靠性高，像元尺寸及位置固定，对磁场不敏感，适合空间应用需要，自70年代中期美国率先研发出基于CCD的星敏感器后，一直作为主流的图像传感器应用于星敏感器。
（1）德国Jena-Optronik 的ASTRO 系列该公司的第一款星敏感器是ASTRO 1，1984 年研制，1989年应用于MIR(和平)空间站上。
其后的ASTRO 5是全自主星敏感器，重量轻、功耗小、价格便宜，但横滚轴精度较差，需要两枚同时工作以提高精度。
ASTRO 10 为分体式结构，电子模块与光敏模块分离，主要应用于近地轨道的各类卫星(SAR-Lupe，TerraSAR，DARPA’s Orbital Express,我国的HJ-1 与FY-3等)。
ASTRO 10 集高精度低功耗低重量低成本等优点于一身，是全自主式星敏感器。
主要特点是：内置星表，无须先验知识定姿，遮光罩的遮光角可以自定。
自主温控或者由飞行器控制。
电子模块和敏感器头部相互独立，依靠电缆连接，便于在飞行器上的安装与调整。
电子接口可选。
SINS／星敏感器组合导航方案研究
＝
［
Ａ △ ］ 则误差四元数为 。 ，
输 出参 数全 面和星 敏感器 的 姿态输 出精度 高且 误差 不随 时间 累积 的优 点 ， 别适 用 于执 行 高 空远 程 飞 特 行 任 务 的运 载体 ［， １ 如高 空 高 速 巡航 导 弹和 战 略 轰 ］
Ｑ［ ］ ； 等 一
㈣
星敏感器的姿态测量精度很高且测量误差不随 时间积累 ， 其测量精度可达 到角秒级 （ ， 以将 １） 可 星敏感 器 的测 量误 差 口简单 考 虑为零 均值 自噪声过
程 ， 终 星敏感 器 的输 出可 表示 为 最
＝ 一
炸机等。组合导航系统中星敏感器的精度虽然受像
差、 地球 极轴 的进动 和章 动 、 差 等诸 因素 影 响 ， 视 但 是 它们 所造成 的误 差是 角 秒级 的 ［。而实 际应 用 中 ２ ］ 星敏 感器 的安 装 误 差 可达 角 分 级 ， 是影 响星 敏 感器 使用精 度的重 要 因素 。本 文 以卡 尔曼 滤波 为基 础设 Ｓ ＮＳ 星 敏 感 器源自组 合 导 航 方 案 研 究 Ｉ ／
赵 长 山 ，秦 永 元 ，夏 家和
（ 北 工 业 大学 自动化 学 院 ，陕 西 西 安 ７ ０ ７ ） 西 １０ ２
摘 要 ： 究 了 Ｓ Ｎ ／ 研 Ｉ Ｓ 星敏 感 器组合 导航 系统 中对 陀螺误 差 和 星敏 感 器安 装 误 差 角进行 在 线 自标 定 的方 法 。提 出 了以惯 导 输 出确定 的载体 相 对惯性 空 间的姿 态 四元数 和 星敏 感 器输 出的姿 态四元
ｃｏ ｓ
ｏ （ ｏ ： ｏ （ ， Ｑ： ｆ ） Ｑ： ０ ） （ ６ １）
（） ５
Ｑ ［ 钉 Ｑ≈ Ａ］ ： 一 ＝ ｆ ≈ ［Ｔ ｐ Ｔ
捷联惯导系统
作业思考题
1、简要说明捷联惯导系统的基本组成和原理。 2、什么是数学平台？它有什么作用？
惯性导航系统
第四十四讲 捷联惯导系统 力学编排方程（一）
捷联式惯导系统（SINS）
加速度计
fb
数学平台
姿态矩阵 Cbp
f p 导航 速度、位置
计算机 姿态、航向
姿态矩阵计算
陀螺
ibb
pbb
b ip
姿态航向
-
C11 C21 C31
Cep 1 Cep T
C12 C13 1 C11 C21
C22
C23
C12
C22
C32 C33 C13 C23
C11 C22C33 C23C32 C21 C13C32 C12C33 C31 C12C23 C22C13
C31
C32
C33
位置矩阵微分方程组
Cep 0 f 0,0,0
1
p p epx epy
g g egx egy
R VeggxVeggy
VeppxVeppy
三、位置速率方程
11
p p epx epy
g g egx egy
RN RE
捷联惯导的发展
1、1950年起，德雷珀实验室捷联系统得到成熟的探索； 2、1969年，在“阿波罗-13”宇宙飞船，备份捷联惯导系统； 3、20世纪80~90年代，波音757/767、A310民机以及F-20战 斗机上使用激光陀螺惯导系统，精度达到1.85km/h的量级； 4、20世纪90年代，美国军用捷联式惯导系统已占有90% 。光 纤陀螺的捷联航姿系统已用于战斗机的机载武器系统中及波 音777飞机上。 5、国内由90年代挠性捷联惯导到现在激光捷联惯导、光纤陀 螺捷联航姿系统。
捷联惯导算法与组合导航原理讲义
捷联惯导算法与组合导航原理讲义严恭敏，翁浚编著西北工业大学2016-9前言近年来，惯性技术不论在军事上、工业上，还是在民用上，特别是消费电子产品领域,都获得了广泛的应用,大到潜艇、舰船、高铁、客机、导弹和人造卫星，小到医疗器械、电动独轮车、小型四旋翼无人机、空中鼠标和手机，都有惯性技术存在甚至大显身手的身影。
相应地，惯性技术的研究和开发也获得前所未有的蓬勃发展，越来越多的高校学生、爱好者和工程技术人员加入到惯性技术的研发队伍中来。
惯性技术涉及面广，涵盖元器件技术、测试设备和测试方法、系统集成技术和应用开发技术等方面，囿于篇幅和作者知识面限制，本书主要讨论捷联惯导系统算法方面的有关问题，包括姿态算法基本理论、捷联惯导更新算法与误差分析、组合导航卡尔曼滤波原理、捷联惯导系统的初始对准技术、组合导航系统建模以及算法仿真等内容。
希望读者参阅之后能够对捷联惯导算法有个系统而深入的理解，并能快速而有效地将基本算法应用于解决实际问题。
本书在编写和定稿过程中得到以下同行的热心支持，指出了不少错误之处或提出了许多宝贵的修改建议,深表谢意:西北工业大学自动化学院：梅春波、赵彦明、刘洋、沈彦超、肖迅、牟夏、郑江涛、刘士明、金竹、冯理成、赵雪华；航天科工第九总体设计部：王亚军；辽宁工程技术大学：丁伟；北京腾盛科技有限公司：刘兴华；东南大学：童金武；中国农业大学:包建华；南京航空航天大学：赵宣懿；武汉大学：董翠军;网友：Zoro；山东科技大学:王云鹏。
书中缺点和错误在所难免，望读者不吝批评指正.作者2016年9月目录第1章概述 (6)1.1捷联惯导算法简介 (6)1.2 Kalman滤波与组合导航原理简介 (7)第2章捷联惯导姿态解算基础 (10)2。
1反对称阵及其矩阵指数函数 (10)2。
1。
1 反对称阵 (10)2。
1.2 反对称阵的矩阵指数函数 (12)2。
2方向余弦阵与等效旋转矢量 (13)2.2.1 方向余弦阵 (13)2。
捷联惯性技术的发展及与平台惯导系统的对比
捷联惯性技术的发展及与平台惯导系统的对比捷联惯性技术是指利用惯性敏感器（通常使用加速度计和陀螺仪）来测量载体相对于惯性参考系的角速度和加速度，从而计算得到载体的姿态、速度和位置等参数的技术。
捷联惯性技术具有体积小、重量轻、可靠性高、成本低等优点，因此在军事、航空、航海等领域得到了广泛应用。
捷联惯性技术的发展可以追溯到20世纪60年代，当时美国国防部高级研究计划局（DARPA）开始资助一些研究项目，以探索将惯性敏感器直接固定在载体上的可能性。
随着微电子技术和制造工艺的不断发展，捷联惯性技术的性能得到了大幅提升，同时成本也得到了降低。
在捷联惯性技术的发展过程中，出现了多种不同的技术路线。
其中，卡尔曼滤波器是一种被广泛应用于捷联惯性系统的数据处理方法。
卡尔曼滤波器是一种最优估计方法，它能够利用观测数据和预测模型来估计系统的状态，同时考虑到观测噪声和模型误差。
在捷联惯性系统中，卡尔曼滤波器可以用于融合加速度计和陀螺仪的测量数据，以提高系统的性能和精度。
平台惯导系统是一种基于平台稳定性的惯性导航系统。
它通过将惯性敏感器安装在稳定的平台上，可以大大提高系统的精度和可靠性。
平台惯导系统通常由平台、惯性敏感器、控制系统和数据处理系统等组成。
其中，平台是整个系统的支撑结构，惯性敏感器用于测量载体的角速度和加速度，控制系统用于控制平台的运动轨迹，数据处理系统则用于对测量数据进行处理，得到载体的姿态、速度和位置等参数。
与捷联惯性技术相比，平台惯导系统具有更高的精度和可靠性。
这是因为在平台惯导系统中，惯性敏感器可以安装在稳定的平台上，从而消除了载体运动对测量数据的影响。
此外，平台惯导系统还可以通过控制系统来实现主动减震，以进一步提高系统的性能和精度。
然而，平台惯导系统也存在一些缺点。
首先，它的体积和重量较大，不利于小型化和轻量化。
其次，它的成本较高，不利于大规模应用。
最后，它的维护和校准难度较大，需要专业人员和技术支持。
捷联式惯性导航系统
1 绪论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。
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]1.1 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。
间接Kalman滤波器在航天器CNS／SINS组合导航中的应用
课题 。
天体 （ 为恒 星 ） 线单位 矢量在 惯性 坐标系 中的表示 为 设 光 Ｓ， 。假设星敏感 器对 准某一天 区成 像 ， 获 ｎ颗恒 星。这些 恒星 捕 在惯性空 间 中的 坐标分 别 为 （ ， ， ） （ ， ， ） …， 置． ｚ ， ，
（ ， ， ）在 星敏感器坐标 系中的坐标为 （ 置 ； ， ）（ ， ， Ｙ ｚ ） …， Ｙ ｚ ） ，２ ， （ Ｊ ， 。星敏感器坐标系的 、，ｚ 三轴 在地 Ｙ、｜
关键词 ： 间接 Ｋ ｍ ｎ滤波 ； 合 导航 系统 ； 文 导航 系统 ； ｌ ａ ａ 组 天 捷联 式 惯 性 导航 系统
中 图分 类 号 ： ４ ８ Ｖ ４
文 献 标 识 码 ： Ａ
文 章 编 号 ：００— ８９ ２０ ）３～ ０ ８～ ３ １０ ８ ２ （０ ８ ０ ０ ８ ０
Ｉ ｉｅ ｔＫａ ｍ ａ Ｆｉｔ ｒ ＳＡｐ ｉａ ｉ ｎ ｏ ｎｄ ｒ ｃ ｌ ｎ－ ｌｅ ’ ｐｌ ｔｏ ｎ ＣＮＳ Ｉ ｃ ／Ｓ ＮＳ
摘 要 ： 了利 用最 优 估 计 法 实现捷 联 惯 导 系统 和 天 文 导航 系统 的组 合 ， 论 了捷 联 惯 导 和 天 文 导 航 两子 系统 的 组 合 方 式 ， 为 讨
初 步建 立了针对 Ｋ ｍ ｎ滤波的组合 导航模型 ， 此基础上 对比 了直接 法 Ｋ ｍ ｎ滤波和 间接 法 Ｋ ｍａ ｌ ａ ａ 在 ｌ ａ ａ ｌ ａ ｎ滤波 ， 并采用反馈 校 正法针对 即得模型设计 了间接 Ｋ ｍａ 波器。分析仿真结果表明 ， ｌ ａ ｎ滤 间接 Ｋ ｍ ｎ滤波器能较好 实现两个子 系统的组合 ， ｌ ａ ａ 使 两系统 问的信息相 互渗透 ， 起到性能互补 的作 用。