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北大核心 CSTPCD CSCD EI SA
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摘要:针对复杂环境下高超声速飞行器的可靠、精确和快速的传递对准需求,提出了一种基于星敏感器天文观测角(高度角、方位角)的传递对准算法.以发射点惯性坐标系为导航系,分析了惯导系统在惯性系下的误差方程,提出了大失准角情况下的基于星敏感器天文高度角、方位角匹配的对准算法.针对该系统状态方程和量测方程的非线性特性,采用UKF滤波算法进行了仿真.仿真结果表明:观测星数达到两颗时,该方案可以在2s内使得姿态角的估计误差达到13".仿真验证了该算法的有效性,对其他高空飞行器的传递对准有一定参考价值.
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北大核心 CSTPCD CSCD EI SA
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摘要:为解决临近空间飞行器的精确、快速传递对准问题,提出了发射点惯性坐标系下基于星敏感器信息辅助的传递对准方案。根据星敏感器输出的不同形式的姿态信息,如利用TRIAD算法获得的姿态角信息或利用 QUEST 算法获得的姿态四元数信息,分别建立了基于平台失准角和基于加性四元数的非线性传递对准模型。针对非线性特性模型,采用UKF滤波算法进行了数学仿真。仿真结果表明,在2 s内,两种方案的姿态角误差均可以收敛到20"。仿真验证了两种算法的有效性,为临近空间飞行器的传递对准提供了参考。
[硕士论文] 戴晨曦
控制科学与工程;导航、制导与控制 东南大学 2017(学位年度)
摘要:弹载捷联惯导系统(Strap-down Inertial Navigation System,SINS)的精度是决定导弹打击能力的关键因素之一。随着存放时间的变化,捷联惯导系统的惯组(Inertial Measurement Unit,IMU)误差参数发生变化,IM的误差是捷联惯导系统的主要误差源之一,仍然按照出厂参数补偿惯性传感器会导致惯性系统的导航精度变差,降低导弹命中精度。因此需要对长时间存放的弹载捷联惯组进行重新标定,保证惯导系统的精度。传统的捷联惯组标定方法需要将IMU从导弹中拆出,通过高精度三轴转台进行标定,过程繁琐,耗费大量的人力物力,且可能引入新的安装误差。针对传统标定方法的问题,本文以实际弹载车为应用背景,提出了一种弹载捷联惯导系统免拆标定方法,以高精度GPS和主惯导提供速度、姿态、加速度和角速度观测信息,通过Kalman滤波和最小二乘估计待标定惯组的误差参数,在不拆装弹载惯组的情况下对惯性器件进行标定,有效地降低了标定成本,减少了标定时间,对提高武器系统的快速反应能力有重要意义。本文所做的主要工作如下:
  1.研究了弹载捷联惯性导航系统的基本原理和捷联惯导姿态、速度和位置信息的解算方法,建立了弹载捷联惯组中光纤陀螺和石英挠性加速度计的误差模型,推导了北天东坐标系下弹载捷联惯导系统的失准角方程和速度误差方程;
  2.研究了Kalman滤波和最小二乘理论,以高精度GPS提供的速度信息和高精度主惯导提供的姿态、比力、角速度信息为观测量,推导了“速度+姿态”匹配、比力匹配和角速度匹配的系统方程,以此为基础提出了弹载捷联惯导系统免拆标定的原理框架;
  3.研究了基于PWCS和奇异值分解的可观测性分析方法,建立了弹载捷联惯导系统仿真平台,分析了匀速直行、拐弯、起竖、侧倾四种机动下“速度+姿态”匹配、比力匹配和角速度匹配惯组误差参数的可观测度,可观测度分析结果表明拐弯、起竖、侧倾三种机动可以激励出惯组全部24项误差参数;对四种机动下的不同匹配方式进行了数学仿真,仿真结果表明“速度+姿态”匹配、比力匹配和角速度匹配可以得到惯组误差参数较好的估计结果。在可观测度分析和数学仿真的基础上结合弹载车的实际机动能力,设计了免拆标定方案的机动路径和流程;
  4.利用高精度三轴转台模拟弹载车的机动路径,对一套中低精度光纤惯组进行了免拆标定方法的试验验证。以转台提供的高精度姿态信息和角速度信息构造外部观测量,分别进行了“速度+姿态”匹配,比力匹配和角速度匹配不同机动下的标定试验,并以传统分立式标定结果为参照,分析免拆标定结果的精度,并比较了两种标定结果补偿后的纯惯性精度,进一步证明了免拆标定方法的有效性和工程可行性。
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