2捷联惯性导航系统初始对准原理
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。
捷联惯性导航原理
2.捷联惯导力学编排方程
姿态角定义： ψ航向角----载体纵轴在水平面的投影与地理子午线之间 的夹角，用ψ表示，规定以地理北向为起点，偏东方向 为正，定义域0~360°。 θ俯仰角----载体纵轴与纵向水平轴之间的夹角，用θ表 示，规定以纵向水轴为起点，向上为正，向下为负，定 义域-90 ° ~+90 ° 。 γ横滚角----载体纵向对称面与纵向铅垂面之间的夹角， 用γ表示，规定从铅垂面算起，右倾为正，左倾为负， 定义域-180 ° ~+180° 。（载体纵向对称面和 纵轴空 间 铅垂面）
捷联惯性导航原理
2010.11.30 北航通信导航与自动测试实验室
如果载体真实地理位置以纬度、经度、高度 表示，则与此对应的载体在地球坐标系中的 真实位置(x，y，z)可通过下式求得:
地球各点重力加速度近似计算公式: g=g0(1-0.00265cos&)/1+(2h/R) g0:地球标准重力加速度9.80665(m/平方秒) &:测量点的地球纬度 h:测量点的海拔高度 R: 地球的平均半径(R=6370km) s:时间 ？？？？？？？？？？？？？？？？？？？？
f 为地球椭球模型的椭圆度，f= 1/298.257223563
R1 RN h R2 RM h
注意从瞬时速度过来那条线，用来计算w（enn）
3、捷联惯导系统的算法
3.1 姿态更新算法 四元数法：
Q(q0 , q1 , q2 , q3 ) q0 q1i q2 j q3k
1. 惯性导航中的常用坐标系
yt
yb
z e zi
北
xb
zb
zt
xt
O
东
Oe
捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究
捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究引言捷联惯导与组合导航系统是一种集捷联惯导和其他导航传感器（如GPS、气压计、陀螺仪等）的优势于一体的导航系统，具有在惯导滞后情况下实现导航信息快速、准确更新的优势。
为了确保导航精度和可靠性，捷联惯导与组合导航系统的初始对准是不可或缺的关键技术之一。
本文将重点探讨捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术的研究。
一、捷联惯导与组合导航系统概述捷联惯导与组合导航系统是一种通过融合多种导航传感器测量数据来计算导航解的导航系统。
其中，捷联惯导通过惯性导航算法利用加速度计和陀螺仪提供的姿态、速度和位移信息进行导航计算，而组合导航则通过融合GPS和其它传感器的信息来修正惯导的误差，提供更准确的导航结果。
二、初始对准技术的研究现状初始对准技术在捷联惯导与组合导航系统中起到了决定性的作用，对其精度和可靠性具有重大影响。
目前，针对初始对准技术的研究主要集中在以下几个方面：1. 惯性传感器标定：惯导系统的精度和准确性直接依赖于惯性传感器的性能。
因此，对于惯导系统而言，惯性传感器的标定至关重要。
传感器标定主要涉及惯性传感器的误差估计、参数校准和标定方法等。
2. 导航状态估计算法：捷联惯导与组合导航系统的核心是导航状态估计算法。
目前常用的算法包括扩展卡尔曼滤波（EKF）、无迹卡尔曼滤波（UKF）以及粒子滤波（PF）等。
这些算法通过融合多种传感器的信息，实现对导航状态的准确估计。
3. 高精度传感器融合：为了提高初始对准的精度和可靠性，可以考虑使用更高精度的传感器，如高精度的加速度计和陀螺仪。
此外，对于GPS系统而言，使用双频技术和高精度的差分GPS技术可以进一步提高导航精度。
三、捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术研究在捷联惯导与组合导航系统高精度初始对准技术的研究中，可以采用以下方法来提高初始对准的精度和可靠性：1. 多目标标定方法：采用多目标标定方法来标定捷联惯导系统中的惯性传感器。
导航原理_捷联式导航汇总
sin cos G cos sin sin G
sin
sin
G
cos
sin
cos
G
cos cos
根据式捷联矩阵的元素，可以确定 G、、 的主值。
主
sin1 T32
主
tan 1
T31 T33
G主
tan 1
T12 T22
求出主值后，可用如下公式求出 G、、 的真值：
gb Ctb gt
b ie
Ctbite
b Ctb t
（6.6-1）
根据以上三个向量等式可以写出9个方程，可
以求出Ctb
的9个元素。其中
gb
、
b ie
分别由加速
度计和陀螺仪测量得到，而 gt、ite、 t、 b均可通
过计算得到。
具体计算过程
将式(6.6-1)两边转置，可以得到如下公式：
( gb )T ( gt )T Cbt
b x
ibey
g
b x
b iex
g
b y
同理
t
gt
t ie
0 g 0 0
g
0
0
ie
cos
L
0 0 0 ie sin L
gie cos L
0
0
根据 ，可以写出 b )T ( t )T Cbt
ibez
g
b y
b iey
g
b z
g b b iex z
b iez
g
b x
g b b iey x
经过解析式初对准，实际上我们得到的矩阵是 Cbtˆ
坐标系 tˆ 与理想的坐标系 t 存在着小的误差
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
动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究
动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究1. 引言1.1 研究背景传统的捷联惯导系统在动基座条件下存在着诸多挑战，如基座的姿态变化、振动等因素会影响系统的捷联性能和初始对准精度。
研究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准成为当前研究领域中的一个重要课题。
为了提高舰载武器系统的精确打击能力和战场生存能力，有必要深入研究动基座条件下捷联惯导系统的初始对准问题，探讨解决方案，优化系统性能。
这不仅对提升我国的军事实力具有重要意义，还对推动捷联惯导技术的发展和应用具有重要意义。
开展动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准研究具有重要的实践意义和战略意义。
1.2 研究意义本研究旨在探究动基座条件下舰载武器捷联惯导系统初始对准的问题，具有重要的实际意义和军事价值。
通过对捷联惯导系统的研究，可以提高舰载武器的打击精度和命中率，从而提升海军舰队的作战效能。
研究动基座条件下的挑战和解决方案，对于提升我国军事科技水平具有重要意义。
随着军事技术的不断发展和更新换代，对舰载武器系统的研究和改进势在必行，本研究将为我国海军现代化建设提供重要的技术支持。
本研究具有重要的实际意义和战略意义，对于提高海军舰队的作战效能和保障国家安全具有重要意义。
【内容结束】2. 正文2.1 动基座条件下舰载武器捷联惯导系统简介动基座条件下舰载武器捷联惯导系统是一种集成了捷联惯导技术的舰载武器系统，在对抗复杂环境下能够实现高精度打击目标的能力。
该系统由动基座、惯导系统和传感器组成，可以实现对目标的精确识别、跟踪和打击。
动基座可以根据目标的运动状态和环境变化实时调整武器的姿态，从而提高武器的打击精度和生存能力。
捷联惯导系统则能够利用惯性传感器和GPS等技术实现对目标的精确定位和引导，确保武器能够准确命中目标。
动基座条件下舰载武器捷联惯导系统是一种先进的武器系统，具有高度的精度和灵活性，能够有效应对复杂多变的作战环境，对提高舰载武器的作战效能具有重要意义。
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。
捷联惯导详细讲解
捷联惯导系统从20世纪60年代初开始发展起来，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-downinertialnavigation)，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）直接装在导弹需要诸如姿态、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。
一、捷联惯导系统工作原理及特点惯导系统基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，之后将其变换到导航坐标系，得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置信息等。
捷联惯导系统（SINS）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。
由于惯性元器件有固定漂移率，会造成导航误差，因此导弹通常采用指令、GPS或其组合等方式对惯导进行定时修正，以获取持续准确的位置参数。
如采用指令+捷联式惯导捷联惯导系统能精确提供载体的姿态、地速、经纬度等导航参数，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。
除此以外捷联惯导系统的最大特点是没有实体平台，即将陀螺仪和加速度计直接安装在机动载体上，在计算机中实时的计算姿态矩阵，通过姿态矩阵把导航加速度计测量的载体沿机体坐标系轴向的加速度信息变换到导航坐标系，然后进行导航计算。
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2.2
捷联式惯性导航系统，陀螺仪和加速度计直接与载体固联，加速度计测量是载体坐标系轴向比力，只要把这个比力转换到导航坐标系上，则其它计算就与平台式惯性导航系统一样，而比力转换的关键就是要实时地进行姿态基准计算来提供数学平台，即实时更新姿态矩阵 ，姿态矩阵也称为捷联矩阵。一般选择地理坐标系为导航坐标系，那么捷联矩阵 也可表示为 ， 其导航原理图如图2.1所示。
2.地球坐标系（下标为e）——
地球坐标系是固连在在地球上的坐标系，它相对于惯性坐标系以地球自转角速率 旋转， 。地球坐标系的原点在地球中心 ， 轴与 轴重合， 在赤道平面内， 轴指向格林威治经线， 轴指向东经 方向。
3.地理坐标系（下标为t）——
地理坐标系是在飞行器上用来表示飞行器所在位置的东向、北向和垂线方向的坐标系。地理坐标系的原点 选在飞行器的重心处， 指向东， 指向北， 沿垂线方向指向天（东北天）。对于地理坐标系，在不同的惯导文献中往往有不同的取法。所不同之处仅在于坐标轴的正向的指向不同，如还有北西天、北东地等取法。坐标轴指向不同于仅使向量在坐标系中取投影分量时的正负号有所不同，并不影响导航基本原理的阐述及导航参数计算结果的正确性。
由惯导系统的工作原理可以看出，捷联式惯性导航系统有以下几个主要优点: 1.惯性敏感器便于安装、维修和更换。 2.惯性敏感器可以直接给出舰船坐标系轴向的线加速度、线速度，供给舰船稳定控制系统和武备控制系统。角速度以提供给舰船稳定控制系统和武 备控制系统。 3.便于将惯性敏感器重复布置，从而易在惯性敏感器的级别上实现冗余 技术，这对提高系统的性能和可靠性十分有利。 4.由于去掉了具有常平架的平台，一则消除了稳定平台稳定过程中的各 种误差;二则由于不存在机电结合的常平架装置，使整个系统可以做得小而 轻，并易于维护。 当然，由于惯性敏感器直接固接于船体上也带来新的问题，即导致惯性 敏感器的工作环境恶化了。由于惯性敏感器直接承受舰船的振动、冲击及温 度波动等环境条件，惯性敏感器的输出信息将会产生严重的动态误差。为保 证惯性敏感器的参数和性能有很高的稳定性，则要求在系统中必须对惯性敏 感器采取误差补偿措施。
第二
2
惯导系统是一种自主式导航系统。它不需要任何人为的外部信息，只要给定导航的初始条件（例如初始速度、位置等），便可根据系统中的惯性敏感元件测量的比力和角速率通过计算机实时地计算出各种导航参数。由于“平台”是测量比力的基准，因此“平台”的初始对准就非常重要。对于平台惯导系统，初试对准的任务就是要将平台调整在给定的导航坐标系的方向上。若采用游动方位系统，则需要将平台调水平---称为水平对准，并将平台的方位角调至某个方位角处---称为方位对准。对于捷联惯导系统，由于捷联矩阵 起到了平台的作用，因此导航工作一开始就需要获得捷联矩阵 的初始值，以便完成导航的任务。显然捷联惯导系统的初始对准就是确定捷联矩阵的初始值。在静基座条件下，捷联惯导系统的加速度计的输入量为--- ，陀螺的输入量为地球自转角速率 。因此 与 就成为初始对准的基准。将陀螺与加速度计的输入引出计算机，通过计算机就可以计算出捷联矩阵 的初始值。
4.导航坐标系（下标为n）——
导航坐标系是在导航时根据导航系统工作的需要而选取的作为导航基准的坐标系。当把导航坐标系选得与地理坐标系相重合时，可将这种导航坐标系称为指北方位系统；为了适应在极区附近导航的需要往往将导航坐标系的 轴仍选得与 重合，而使 与 及 与 之间相差一个自由方位角或游动方位角 ，这种导航坐标系可称为自由方位系统或游动自由方位系统。
5.平台坐标系（下标为p）——
平台坐标系是用惯导系统来复现导航坐标系时所获得的坐标系。平台坐标系的坐标原点 位于飞行器的重心处。当惯导系统不存在误差时，平台坐标系与导航坐标系相重合；当惯导系统出现误差时，平台坐标系就要相对导航坐标系出现误差角。对于平台惯导系统，平台坐标系是通过平台台体来实现的；对于捷联惯导系统，平台坐标系则是通过存储在计算机中的方向余弦矩阵来实现的，因此又叫做“数学平台”。对于平台惯导系统，平台坐标系与导航坐标系之间的误差是由平台的加工、装配工艺不完善、敏感元件误差以及初始对准误差等因素造成的；而对于捷联惯导系统，该误差则是由算法误差、敏感元件误差以及初始对准误差造成的。
2.3
2.3.1
惯性导航i）——
惯性坐标系是符合牛顿力学定律的坐标系，即是绝对静止或只做匀速直线运动的坐标系。由于宇宙空间中的万物都处于运动之中，因此想寻找绝对的惯性坐标系是不可能的，我们只能根据导航的需要来选取惯性坐标系。对于在地球附近运动的飞行器选取地心惯性坐标系是合适的。地心惯性坐标系不考虑地球绕太阳的公转运动，当然更略去了太阳相对于宇宙空间的运动。地心惯性坐标系的原点 选在地球的中心，它不参与地球的自转。惯性坐标系是惯性敏感元件测量的基准。由于在进行导航计算时无需再这个坐标系中分解任何向量，因此惯性坐标系的坐标轴的定向本无关紧要，但习惯上我们可以将 轴选在沿地轴指向北极的方向上，而 、 轴则在地球的赤道平面内，并指向空间的两颗恒星。
6.机体坐标系（下标为b）——
机体坐标系是固连在机体上的坐标系。机体坐标系的坐标原点 位于飞行器的重心处， 沿机体横轴指向右， 沿机体纵轴指向前， 垂直于 ，并沿飞行器的数轴指向上。
2.3
对于捷联惯导系统，加速度计时沿机体坐标系 安装的，它只能测量沿机体坐标系的比力分量 ， ， ，因此需要将 ， ， 转换为 ， ， 。实现由机体坐标系到平台坐标系的坐标转换的方向余弦矩阵 又叫做捷联矩阵，本章用 来表示；由于根据捷联矩阵的元素可以单值地确定飞行器的姿态角，因此又可以叫做飞行器状态矩阵；由于捷联矩阵起到了平台的作用（借助于它可以获得 ， ， ），所以又可以叫做“数学平台”。