CN102607591A - 一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法 - Google Patents

一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102607591A
CN102607591A CN2012100456833A CN201210045683A CN102607591A CN 102607591 A CN102607591 A CN 102607591A CN 2012100456833 A CN2012100456833 A CN 2012100456833A CN 201210045683 A CN201210045683 A CN 201210045683A CN 102607591 A CN102607591 A CN 102607591A
Authority
CN
China
Prior art keywords
earth
carrier
navigation system
value
respect
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN2012100456833A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102607591B (zh
Inventor
楼奇哲
周一览
律新伟
舒晓武
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Zhejiang University ZJU
Original Assignee
Zhejiang University ZJU
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Zhejiang University ZJU filed Critical Zhejiang University ZJU
Priority to CN201210045683.3A priority Critical patent/CN102607591B/zh
Publication of CN102607591A publication Critical patent/CN102607591A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102607591B publication Critical patent/CN102607591B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法；本方法首先分别设计载体的运动路径和姿态演变，得到位置和姿态的变化函数；然后通过上述变化函数及其导数，计算姿态矩阵、速度和加速度等参数；最后，根据上述结果求解惯性敏感单元的输出数据。测试惯导软件时，将惯性敏感单元数据作为输入数据流，并对比惯导软件输出的导航参数与本方法输出的标准导航参数，从而得出惯导软件的计算误差。本方法简单高效，能够灵活产生各种复杂且高精度的仿真轨迹数据，从而为评测捷联惯导软件的正确性、可靠性和算法精度起到重要作用，且在实验室基于光纤陀螺和石英加速度计的捷联惯性导航系统及其导航软件的研究中取得了良好的效果。

Description

一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法
技术领域
本发明涉及惯性导航及其相关领域，尤其涉及一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法。 
背景技术
随着新型固态陀螺仪的研制和高精度加速度计的逐渐成熟，以及高速大容量微处理器技术的进步，捷联惯性导航系统已经开始逐步取代平台惯性导航系统，成为惯性导航技术的发展趋势。捷联惯性导航系统的核心是一个复杂的实时软件系统，通过采集惯性敏感单元（即陀螺仪和加速度计）的数据实时计算载体的导航参数。它的可靠性直接影响惯导系统的稳定性，它的算法误差则是惯导系统的主要误差来源之一。因此，如何对捷联惯导系统的软件进行测试，以验证其正确性、可靠性和算法精度，对于提高捷联惯导系统的性能具有重要意义。 
由于实验条件限制，常常难以取得真实而全面的载体运动轨迹数据，无法使用实际的位置和姿态数据测试捷联惯导软件。为此，一般采用如下仿真方法测试惯导软件：首先设计载体的仿真运动轨迹，包括姿态演变情况，并生成标准导航参数，即位置和姿态数据；然后将计算得到的惯性敏感单元数据传送到被测惯导软件作为输入数据流；最后将惯导软件输出的导航参数与标准导航参数进行对比，得到惯导软件的计算误差，从而评测惯导软件的性能。目前，仿真轨迹数据的生成方案有如下两种： 
一是分析载体典型运动的特点，以飞行器为例，常见的飞行动作有平飞、匀变速直线飞行、上升、俯冲和转弯，一次飞行则是这几种基本动作的组合。再从中得出姿态角、角速率或加速度的变化规律，进而计算得到载体的速度和位置，以及惯性敏感单元数据。该方案的主要缺点是：（1）经纬度、航向角等无法得到具体的变化函数，需要使用复杂的数值计算方法，如哈明公式、预测-校正方法等；（2）计算方法实质上和惯导软件的计算过程类似，两者含有同类型的数值计算误差；（3）模拟的运动过程受限，无法仿真复杂的运动轨迹。
二是采用一种逆向计算的解析式方案，初始变化量为姿态角的变化函数和位置的变化函数，再根据位置在地球直角坐标系下的坐标值及其一阶二阶导数计算中间速度和中间加速度，最后计算出所需的其他数据。这种方案避免了估计误差，但目前该方案的主要缺点有：（1）算法公式复杂，且在包含坐标变换的情况下变得更加繁琐，特别是求解位置的坐标值以及中间变量时，不利于软件实现；（2）方案仅能用于采用地球圆球模型的惯导软件，对于采用地球椭球模型的情况不适用。 
发明内容
本发明的目的是针对现有技术的不足，并在实验室基于光纤陀螺和石英加速度计的捷联惯性导航系统及其导航软件的研究过程中，提供一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法。 
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法，它包括位置相关数据生成、姿态相关数据生成和惯性敏感单元数据生成三部分内容；其中， 
所述位置相关数据生成的具体步骤如下：
（1）设定位置关于时间 
Figure 2012100456833100002DEST_PATH_IMAGE001
的变化函数并求解其一阶和二阶导数，载体位置即载体相对于地球的高度
Figure 415178DEST_PATH_IMAGE002
、经度
Figure 619895DEST_PATH_IMAGE003
和纬度
Figure 756478DEST_PATH_IMAGE004
；位置变化函数及其导数的一般公式如下：
Figure 425357DEST_PATH_IMAGE005
     ；                  
Figure 857868DEST_PATH_IMAGE006
    ；                  
Figure 612198DEST_PATH_IMAGE007
    ；                  
   （2）计算载体相对于地球的速度在导航系中的值
Figure 552472DEST_PATH_IMAGE008
   采用地球椭球模型时,记地球赤道半径为
Figure 75857DEST_PATH_IMAGE009
，地球子午面曲率半径为
Figure 177805DEST_PATH_IMAGE010
，地球横向曲率半径为
Figure 419431DEST_PATH_IMAGE011
，地球椭球度为，可得：
Figure 711927DEST_PATH_IMAGE013
         ；       
Figure 312672DEST_PATH_IMAGE014
       ；         
采用地球的圆球模型时，只需令
Figure 713698DEST_PATH_IMAGE015
，且有
Figure 995775DEST_PATH_IMAGE016
，下同；
（3）计算载体相对于地球的加速度在导航系中的值
Figure 228173DEST_PATH_IMAGE017
：
Figure 937503DEST_PATH_IMAGE018
  ； 
         ；       
（4）计算重力加速度在导航系中的值：
Figure 499962DEST_PATH_IMAGE021
              ；         
重力加速度模型需要考虑纬度和高度的情况，一般公式为：
Figure 442510DEST_PATH_IMAGE022
              ；    
（5）综合步骤（1）至（4），位置变化函数及其导数、载体相对于地球的速度在导航系中的值
Figure 818127DEST_PATH_IMAGE008
、载体相对于地球的加速度在导航系中的值
Figure 504324DEST_PATH_IMAGE017
以及重力加速度在导航系中的值
Figure 648997DEST_PATH_IMAGE020
共同组成了位置相关数据；
所述姿态相关数据生成的具体步骤如下：
（1）设定姿态角关于时间
Figure 198665DEST_PATH_IMAGE001
的变化函数并求解其一阶导数：载体的姿态即载体系相对于导航系的俯仰角
Figure 123896DEST_PATH_IMAGE023
、横滚角和航向角
Figure 612963DEST_PATH_IMAGE025
；姿态角变化函数及其导数的一般公式如下：
Figure 569418DEST_PATH_IMAGE026
       ；            
Figure 981944DEST_PATH_IMAGE027
       ；               
（2）计算导航系到载体系的变换矩阵
Figure 947626DEST_PATH_IMAGE028
：
  ； 
（3）计算地球自转角速率在导航系中的值
Figure 23609DEST_PATH_IMAGE030
，其中
Figure 595536DEST_PATH_IMAGE031
表示地球自转角速率常数：
Figure 161646DEST_PATH_IMAGE032
   ；                  
（4）计算导航系相对于地球的转动速率在导航系中的值，其中
Figure 964834DEST_PATH_IMAGE034
和即为向量
Figure 892394DEST_PATH_IMAGE008
在导航系x轴和y轴的分量：
Figure 48569DEST_PATH_IMAGE036
   ；               
（5）求解载体系相对于导航系的转动角速率在载体系中的值
Figure 783306DEST_PATH_IMAGE037
：
Figure 329825DEST_PATH_IMAGE038
  ；         
（6）综合步骤（1）至（5），姿态角变化函数及其导数、导航系到载体系的变换矩阵
Figure 175422DEST_PATH_IMAGE028
、地球自转角速率在导航系中的值
Figure 186103DEST_PATH_IMAGE030
、导航系相对于地球的转动速率在导航系中的值
Figure 604926DEST_PATH_IMAGE033
、载体系相对于导航系的转动角速率在载体系中的值
Figure 638741DEST_PATH_IMAGE037
共同组成了姿态角相关数据；
所述惯性敏感单元数据生成的具体步骤如下：
（1）陀螺仪输出数据生成：陀螺仪输出角速率
Figure 350345DEST_PATH_IMAGE039
为载体系相对于惯性系的转动速率在载体系中的投影，计算方法为：
            
Figure 153216DEST_PATH_IMAGE040
    ；            
（2）加速度计输出数据生成：加速度计的输出称为比力
Figure 292073DEST_PATH_IMAGE041
，计算方法为：
            
Figure 813184DEST_PATH_IMAGE042
   ；         
（3）综合步骤（1）至（2），陀螺仪输出数据
Figure 764698DEST_PATH_IMAGE039
和加速度计输出数据
Figure 484392DEST_PATH_IMAGE041
共同组成了惯性敏感单元数据。本发明的有益效果是：
1、相关公式简洁高效，且物理意义明确，便于采用软件实现；
2、摒弃了使用动力学原理分析典型运动的常规思路，而是采用预先设定运动轨迹的思想，避免了存在和惯导算法同类型的数值计算误差的问题；
3、能够模拟丰富的运动轨迹，且位置和姿态具有明确的变化函数,可以得到任意时刻精确的导航参数，不包含估计误差和累积误差；
4、可以得到惯性敏感单元的理想输出数据，亦可向其添加随机误差等模型，有利于全面检验惯导软件的正确性和精度。
5、对于使用地球椭球模型的惯导软件同样适用。 
附图说明
图1为仿真轨迹数据生成方法的原理图； 
图2为捷联惯导软件测试方案的原理图；
图3为待测惯导软件的位置计算误差；
图4为待测惯导软件的姿态角计算误差；
图5为待测惯导软件的速度计算误差。
具体实施方式
下面根据附图详细描述本发明，本发明的目的和效果将变得更加明显。 
本发明用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法包括位置相关数据生成、姿态相关数据生成和惯性敏感单元数据生成三部分。本发明在实验室基于光纤陀螺和石英加速度计的捷联惯性导航系统及其导航软件的研究中取得了良好的效果。 
1. 位置相关数据生成的具体步骤如下： 
（1）设定位置关于时间
Figure 731834DEST_PATH_IMAGE001
的变化函数并求解其一阶和二阶导数
载体位置即载体相对于地球的高度
Figure 802558DEST_PATH_IMAGE002
、经度
Figure 793648DEST_PATH_IMAGE003
和纬度
Figure 571111DEST_PATH_IMAGE004
，三者的值域分别为[0°,+∞)、(-180°,180°]、[-90°,90°]。位置变化函数及其导数的一般公式如下：
Figure 51771DEST_PATH_IMAGE005
     ；                  （1）
Figure 48939DEST_PATH_IMAGE006
    ；                  （2）
Figure 515823DEST_PATH_IMAGE007
    ；                  （3）
   位置变化函数根据实际需求而设定。当设定位置关于时间
Figure 210110DEST_PATH_IMAGE001
的变化函数以及决定初始位置、初始速度时，需要满足值域，并确保位置、一阶导数的连续性，二阶导数则可以不连续。常用的待组合函数及其一阶二阶导数如表1所示，组合这些函数即可得到特定的位置变化函数，亦可采用分段函数或复合函数形式。具体实现参见后述实施例。
表1 常用的待组合函数及其导数
Figure 64933DEST_PATH_IMAGE043
（2）计算载体相对于地球的速度在导航系中的值
Figure 844671DEST_PATH_IMAGE008
   采用地球椭球模型时,记地球赤道半径为，地球子午面曲率半径为
Figure 490470DEST_PATH_IMAGE010
，地球横向曲率半径为，地球椭球度为
Figure 455332DEST_PATH_IMAGE012
，可得
Figure 654233DEST_PATH_IMAGE013
        ；         （4）
       ；         （5）
当需要采用地球的圆球模型时，只需令
Figure 254158DEST_PATH_IMAGE015
，且有
Figure 447635DEST_PATH_IMAGE016
，下同。
（3）计算载体相对于地球的加速度在导航系中的值
Figure 122330DEST_PATH_IMAGE017
  ； （6）
Figure 13243DEST_PATH_IMAGE019
         ；       （7）
（4）计算重力加速度在导航系中的值
Figure 254869DEST_PATH_IMAGE020
Figure 467675DEST_PATH_IMAGE021
              ；         （8）
重力加速度模型需要考虑纬度和高度的情况，一般公式为
Figure 111146DEST_PATH_IMAGE022
              ；    （9）
（5）综合步骤（1）至（4），位置变化函数及其导数、载体相对于地球的速度在导航系中的值
Figure 882531DEST_PATH_IMAGE008
、载体相对于地球的加速度在导航系中的值
Figure 611452DEST_PATH_IMAGE017
以及重力加速度在导航系中的值共同组成了位置相关数据。
2. 姿态相关数据生成的具体步骤如下： 
（1）设定姿态角关于时间
Figure 125927DEST_PATH_IMAGE001
的变化函数并求解其一阶导数
载体的姿态即载体系相对于导航系的俯仰角、横滚角
Figure 785896DEST_PATH_IMAGE024
和航向角
Figure 668401DEST_PATH_IMAGE025
，三者的值域分别为[-90°,90°]、(-180°,180°]、[0°,360°)。姿态角变化函数及其导数的一般公式如下：
Figure 958568DEST_PATH_IMAGE026
       ；               （10）
Figure 901116DEST_PATH_IMAGE027
       ；               （11）
姿态角变化函数根据实际需求而设定。当设定姿态角变化函数以及决定初始姿态角和角速度时，需要满足值域，并确保姿态角、一阶导数的连续性。常用的待组合函数及其一阶导数如表1所示，组合这些函数即可得到特定的姿态角变化函数，亦可采用分段函数或复合函数形式。具体实现参见后述实施例。
（2）计算导航系到载体系的变换矩阵
Figure 778199DEST_PATH_IMAGE028
Figure 198816DEST_PATH_IMAGE029
  ； （12）
（3）计算地球自转角速率在导航系中的值，其中
Figure 722518DEST_PATH_IMAGE031
表示地球自转角速率常数
Figure 647749DEST_PATH_IMAGE032
   ；                  （13）
（4）计算导航系相对于地球的转动速率在导航系中的值
Figure 809740DEST_PATH_IMAGE033
，，其中
Figure 871237DEST_PATH_IMAGE034
和
Figure 93271DEST_PATH_IMAGE035
即为向量
Figure 505798DEST_PATH_IMAGE008
在导航系x轴和y轴的分量：
Figure 970015DEST_PATH_IMAGE036
   ；               （14）
（5）求解载体系相对于导航系的转动角速率在载体系中的值
Figure 151597DEST_PATH_IMAGE037
Figure 278953DEST_PATH_IMAGE038
  ；         （15）
（6）综合步骤（1）至（5），姿态角变化函数及其导数、导航系到载体系的变换矩阵
Figure 178776DEST_PATH_IMAGE028
、地球自转角速率在导航系中的值
Figure 744887DEST_PATH_IMAGE030
、导航系相对于地球的转动速率在导航系中的值
Figure 984238DEST_PATH_IMAGE033
、载体系相对于导航系的转动角速率在载体系中的值
Figure 344813DEST_PATH_IMAGE037
共同组成了姿态角相关数据。
3. 惯性敏感单元数据生成的具体步骤如下： 
（1）陀螺仪输出数据生成
陀螺仪输出角速率
Figure 669615DEST_PATH_IMAGE039
为载体系相对于惯性系的转动速率在载体系中的投影，计算方法为
    ；            （16）
上式右边各参数的物理意义和计算公式已在姿态数据生成的具体步骤中列出，即公式（12）、（13）、（14）和（15）。上式中亦可添加标度因数、零偏和各类误差项，则成为实际的陀螺仪输出模型。
（2）加速度计输出数据生成 
    加速度计的输出称为比力
Figure 357441DEST_PATH_IMAGE041
，计算方法为
Figure 154496DEST_PATH_IMAGE042
  ；         （17）
上式右边各参数的物理意义和计算公式已在位置数据生成和姿态数据生成的具体步骤中列出，即公式（4）、（6）、（8）、（12）、（13）和（14）。上式中亦可添加标度因数、零偏和各类误差项，则成为实际的加速度计输出模型。
（3）综合步骤（1）至（2），陀螺仪输出数据
Figure 701015DEST_PATH_IMAGE039
和加速度计输出数据
Figure 874507DEST_PATH_IMAGE041
共同组成了惯性敏感单元数据。 
本发明中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。 
下面叙述本发明的一个实施例，从而进一步说明本发明的特点和效果。 
本实施例中轨迹数据生成软件采用Matlab实现，运行环境最低要求为Windows2000、Matlab6.5版本以上。本软件使用的位置和姿态角变化函数以及初值设置见表2至表4。轨迹数据生成软件亦可根据实际情况采用VC++等其他实现方式。 
表2 位置变化函数
表3 姿态角变化函数
表4  初值设置情况
Figure 886959DEST_PATH_IMAGE046
     捷联惯导软件测试方案如图2所示。首先，在轨迹数据生成软件中设定计算时间间隔为0.01s，总时间设为5000s。运行软件，生成惯性敏感单元数据和标准导航参数共15组，惯性敏感单元数据为三组陀螺仪输出数据和三组加速度计输出数据，标准导航参数为经度、纬度、高度，东向速度、北向速度、垂直速度，俯仰角、横滚角和航向角各一组，均保存为文本文件形式。然后运行被测捷联惯导软件，该软件为基于光纤陀螺和石英加速度计的捷联惯性导航系统软件的测试版本，能够读取生成的惯性敏感单元数据，经过一定时间运算，输出计算所得的导航参数，并保存为文本文件形式。最后，再次运行轨迹数据生成软件，此时该软件读取标准导航参数和待测惯导软件计算所得的导航参数，并得出待测惯导软件的计算误差。本实施例的测试结果如表5以及图3至图5所示。
表5  被测惯导软件的计算误差
Figure 2012100456833100002DEST_PATH_IMAGE002

Claims (1)

1.一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法，其特征在于，它包括位置相关数据生成、姿态相关数据生成和惯性敏感单元数据生成等三部分内容；其中，
所述位置相关数据生成的具体步骤如下：
（1）设定位置关于时间                                                
Figure 877930DEST_PATH_IMAGE002
的变化函数并求解其一阶和二阶导数，载体位置即载体相对于地球的高度
Figure 2012100456833100001DEST_PATH_IMAGE003
、经度
Figure 216900DEST_PATH_IMAGE004
和纬度；位置变化函数及其导数的一般公式如下：
      ；                       
Figure DEST_PATH_IMAGE007
     ；                       
Figure 632149DEST_PATH_IMAGE008
     ；                       
    （2）计算载体相对于地球的速度在导航系中的值
    采用地球椭球模型时,记地球赤道半径为
Figure 694521DEST_PATH_IMAGE010
，地球子午面曲率半径为
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，地球横向曲率半径为
Figure 753744DEST_PATH_IMAGE012
，地球椭球度为
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，可得：
Figure 61229DEST_PATH_IMAGE014
          ；         
Figure DEST_PATH_IMAGE015
         ；            
采用地球的圆球模型时，只需令
Figure 594234DEST_PATH_IMAGE016
，且有
Figure DEST_PATH_IMAGE017
，下同；
（3）计算载体相对于地球的加速度在导航系中的值
Figure 328972DEST_PATH_IMAGE018
：
Figure DEST_PATH_IMAGE019
   ；  
Figure 875491DEST_PATH_IMAGE020
           ；         
（4）计算重力加速度在导航系中的值
Figure DEST_PATH_IMAGE021
：
Figure 783404DEST_PATH_IMAGE022
                  ；            
重力加速度模型需要考虑纬度和高度的情况，一般公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE023
       ；  
（5）综合步骤（1）至（4），位置变化函数及其导数、载体相对于地球的速度在导航系中的值
Figure 731769DEST_PATH_IMAGE009
、载体相对于地球的加速度在导航系中的值
Figure 73626DEST_PATH_IMAGE018
以及重力加速度在导航系中的值
Figure 169758DEST_PATH_IMAGE021
共同组成了位置相关数据；
所述姿态相关数据生成的具体步骤如下：
（1）设定姿态角关于时间
Figure 881362DEST_PATH_IMAGE002
的变化函数并求解其一阶导数：载体的姿态即载体系相对于导航系的俯仰角
Figure 949812DEST_PATH_IMAGE024
、横滚角
Figure DEST_PATH_IMAGE025
和航向角
Figure 26353DEST_PATH_IMAGE026
；姿态角变化函数及其导数的一般公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE027
         ；                
Figure 771631DEST_PATH_IMAGE028
        ；                   
（2）计算导航系到载体系的变换矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE029
：
Figure 224609DEST_PATH_IMAGE030
  ；  
（3）计算地球自转角速率在导航系中的值
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，其中
Figure 147566DEST_PATH_IMAGE032
表示地球自转角速率常数：
Figure DEST_PATH_IMAGE033
    ；                       
（4）计算导航系相对于地球的转动速率在导航系中的值，其中和
Figure 636370DEST_PATH_IMAGE036
即为向量
Figure 689777DEST_PATH_IMAGE009
在导航系x轴和y轴的分量：
    ；                   
（5）求解载体系相对于导航系的转动角速率在载体系中的值
Figure 467240DEST_PATH_IMAGE038
：
Figure DEST_PATH_IMAGE039
   ；            
（6）综合步骤（1）至（5），姿态角变化函数及其导数、导航系到载体系的变换矩阵
Figure 885583DEST_PATH_IMAGE029
、地球自转角速率在导航系中的值
Figure 443604DEST_PATH_IMAGE031
、导航系相对于地球的转动速率在导航系中的值
Figure 972805DEST_PATH_IMAGE034
、载体系相对于导航系的转动角速率在载体系中的值
Figure 932671DEST_PATH_IMAGE038
共同组成了姿态角相关数据；
所述惯性敏感单元数据生成的具体步骤如下：
（1）陀螺仪输出数据生成：陀螺仪输出角速率
Figure 23380DEST_PATH_IMAGE040
为载体系相对于惯性系的转动速率在载体系中的投影，计算方法为：
           
Figure DEST_PATH_IMAGE041
       ；                
（2）加速度计输出数据生成：加速度计的输出称为比力，计算方法为：
           ；            
（3）综合步骤（1）至（2），陀螺仪输出数据
Figure 136009DEST_PATH_IMAGE040
和加速度计输出数据
Figure 888065DEST_PATH_IMAGE042
共同组成了惯性敏感单元数据。
CN201210045683.3A 2012-02-27 2012-02-27 一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法 Expired - Fee Related CN102607591B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210045683.3A CN102607591B (zh) 2012-02-27 2012-02-27 一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210045683.3A CN102607591B (zh) 2012-02-27 2012-02-27 一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102607591A true CN102607591A (zh) 2012-07-25
CN102607591B CN102607591B (zh) 2015-04-22

Family

ID=46525183

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210045683.3A Expired - Fee Related CN102607591B (zh) 2012-02-27 2012-02-27 一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102607591B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103955005A (zh) * 2014-05-12 2014-07-30 北京航天控制仪器研究所 一种火箭橇轨道重力实时测量方法
CN104713559A (zh) * 2015-02-01 2015-06-17 西北工业大学 一种高精度sins模拟器的设计方法
CN105547324A (zh) * 2016-03-07 2016-05-04 广东技术师范学院 一种空间轨迹记录装置及其方法
CN105716612A (zh) * 2016-02-29 2016-06-29 武汉大学 一种捷联惯导系统模拟器的设计方法
CN105973237A (zh) * 2016-05-04 2016-09-28 中国人民解放军国防科学技术大学 基于实际飞行数据插值的仿真动态轨迹解析生成方法
CN112344964A (zh) * 2020-11-13 2021-02-09 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 一种捷联惯导系统载体航迹仿真设计方法
CN114166248A (zh) * 2021-11-26 2022-03-11 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种惯性导航系统多功能仿真测试装置与方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1869589A (zh) * 2006-06-27 2006-11-29 北京航空航天大学 一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统
CN101021879A (zh) * 2007-01-17 2007-08-22 南京航空航天大学 惯性测量系统误差模型验证试验方法
CN201607234U (zh) * 2009-11-06 2010-10-13 航天科工惯性技术有限公司 一种惯导系统弹道轨迹模拟装置

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1869589A (zh) * 2006-06-27 2006-11-29 北京航空航天大学 一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统
CN101021879A (zh) * 2007-01-17 2007-08-22 南京航空航天大学 惯性测量系统误差模型验证试验方法
CN201607234U (zh) * 2009-11-06 2010-10-13 航天科工惯性技术有限公司 一种惯导系统弹道轨迹模拟装置

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103955005A (zh) * 2014-05-12 2014-07-30 北京航天控制仪器研究所 一种火箭橇轨道重力实时测量方法
CN104713559A (zh) * 2015-02-01 2015-06-17 西北工业大学 一种高精度sins模拟器的设计方法
CN104713559B (zh) * 2015-02-01 2018-08-03 西北工业大学 一种高精度sins模拟器的设计方法
CN105716612A (zh) * 2016-02-29 2016-06-29 武汉大学 一种捷联惯导系统模拟器的设计方法
CN105716612B (zh) * 2016-02-29 2017-05-10 武汉大学 一种捷联惯导系统模拟器的设计方法
CN105547324A (zh) * 2016-03-07 2016-05-04 广东技术师范学院 一种空间轨迹记录装置及其方法
CN105973237A (zh) * 2016-05-04 2016-09-28 中国人民解放军国防科学技术大学 基于实际飞行数据插值的仿真动态轨迹解析生成方法
CN105973237B (zh) * 2016-05-04 2018-09-07 中国人民解放军国防科学技术大学 基于实际飞行数据插值的仿真动态轨迹解析生成方法
CN112344964A (zh) * 2020-11-13 2021-02-09 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 一种捷联惯导系统载体航迹仿真设计方法
CN114166248A (zh) * 2021-11-26 2022-03-11 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种惯性导航系统多功能仿真测试装置与方法
CN114166248B (zh) * 2021-11-26 2023-09-05 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种惯性导航系统多功能仿真测试装置与方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN102607591B (zh) 2015-04-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102607591B (zh) 一种用于捷联惯导软件测试的轨迹数据生成方法
CN104898681B (zh) 一种采用三阶近似毕卡四元数的四旋翼飞行器姿态获取方法
CN103363992B (zh) 基于梯度下降的四旋翼无人机姿态航向参考系统解算方法
CN106153073B (zh) 一种全姿态捷联惯导系统的非线性初始对准方法
CN106969783A (zh) 一种基于光纤陀螺惯性导航的单轴旋转快速标定技术
CN103712598B (zh) 一种小型无人机姿态确定方法
KR102009282B1 (ko) 호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하가 항공기 자체에 미치는 효과에 대한 실시간 시뮬레이션 시스템 및 그 방법
CN104280022A (zh) 视觉辅助惯性测量单元的数字头盔显示设备跟踪系统
CN109724602A (zh) 一种基于硬件fpu的姿态解算系统及其解算方法
CN106052686A (zh) 基于dsptms320f28335的全自主捷联惯性导航系统
CN105092156A (zh) 三轴气浮台高精度质心调平衡装置及方法
CN102768043B (zh) 一种无外观测量的调制型捷联系统组合姿态确定方法
CN105865455A (zh) 一种利用gps与加速度计计算飞行器姿态角的方法
CN102853834A (zh) 旋转载体用imu的高精度方案与消噪方法
CN107504979A (zh) 运动距离计算方法及装置及可穿戴设备
CN104121930B (zh) 一种基于加表耦合的mems陀螺漂移误差的补偿方法
CN103123487B (zh) 一种航天器姿态确定方法
CN108489485A (zh) 一种无误差的捷联惯导数值更新方法
CN102081360A (zh) 惯性天文组合导航半物理实验系统
CN105973237B (zh) 基于实际飞行数据插值的仿真动态轨迹解析生成方法
CN109186634B (zh) 一种mems惯组导航性能测量方法及装置
CN104344835B (zh) 一种基于切换式自适应控制罗经的捷联惯导动基座对准方法
CN104482942A (zh) 一种基于惯性系的最优两位置对准方法
CN104677356B (zh) 一种基于角增量和比力输出的划桨速度计算方法
CN109029499A (zh) 一种基于重力视运动模型的加速度计零偏迭代寻优估计方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20150422

Termination date: 20190227

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee