CN113008269A - 水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法 - Google Patents

水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法，首先需要水下航行器的捷联惯导系统在发射前进行粗对准，然后进行发射，之后航行器一边执行机动任务，一边利用该方法进行精对准。该方法具体实现步骤为：将惯导的陀螺仪和加速度计数据，多普勒速度仪的速度数据存储下来，然后利用陀螺仪和加速度计的数据交替进行射后正向罗经对准和射后逆向罗经对准，以及利用多普勒速度仪的速度数据进行速度阻尼，最终达到要求的对准精度，结束对准过程。方法使得水下航行器可以在发射后执行机动任务的过程中进行精对准，减少了水下航行器发射准备时间，提高了水下航行器的机动性能。反复利用存储数据，提高数据利用率，减少了精对准时长。

Description

水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法
技术领域
本发明属于水下航行器初始对准方法，涉及一种水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法，以便达到缩短发射准备时间、提高初始对准精度的目标。
背景技术
水下航行器在水下作业的首要条件是获得准确的导航信息。由于水下无法接收GPS信息，陆地和空中运载体常用的GPS无法在水下航行器水下行进时使用。磁罗经可以依据地磁方向来获取姿态信息，但由于水下环境复杂，地球磁场微弱，其对准精度和稳定性较差。
惯导系统由于不受外界信号和噪声的干扰，与GPS、磁罗经相比，具有很强的导航定位自主性，更加适合水下导航定位。近年来随着光纤惯导的飞速发展，高精度惯导系统能够为水下航行器提供精准的导航定位信息，成为水下航行器等水下运载体的重要组成部分。惯导系统常与多普勒速度仪、深度计进行信息融合，组成惯导/多普勒速度仪/深度计组合导航系统。
惯导系统按结构方式的不同可以分为平台惯导系统和捷联惯导系统两大类。平台惯导系统使用实体平台，其结构较为复杂，占据空间较大。捷联惯导系统使用数学平台代替平台惯导的实体平台。因为其结构简单，仅需简单的固定即可投入使用，捷联惯导系统近年来逐渐成为惯导系统的主流。
水下航行器在发射前必须进行初始对准，优良的初始对准方法有利于提高组合导航系统的精度。初始对准主要可分为粗对准和精度准两个阶段。水下航行器在运载平台上，通常采用传递对准方法进行对准。该对准过程需要运载平台进行定深、定向、稳速航行，且对准时长一般在15分钟左右。
初始对准的两个重要指标是精确性和快速性，但在初始对准这个过程中，这两者之间往往是相互矛盾的。精对准阶段是以粗对准阶段的对准结果为基础进行的，且初始对准最终精度往往只与精对准阶段的对准算法有关。水下航行器在运载平台长时间的初始对准(主要是精对准阶段)过程中，无法执行机动任务，严重影响了水下航行器的机动性能，同时。能够在保证较高对准精度的前提下，缩短精对准时长，甚至在水下航行器执行机动任务的过程中能够实现精对准的算法，是水下航行器的捷联惯导系统所急需的。
平台惯导系统的罗经对准算法具有算法结构简单，计算量小，参数设置宽松等优点。常规平台惯导系统罗经对准在粗对准后开始，可按时间顺序分为罗经水平对准、罗经方位对准两个步骤，其具体实施方法如下：
(1)平台惯导罗经水平对准
在静基座条件下，经过粗对准阶段后，惯导的水平失准角和方位失准角都为小值，φE，φN间的交叉耦合可忽略，此时平台惯导水平通道的误差方程可表示为
Figure BDA0002941204730000021
上式中，
Figure BDA0002941204730000022
和
Figure BDA0002941204730000023
分别为东向和北向加速度计零偏；εE和εN分别为东向和北向的陀螺仪零漂；δVE、δVN为东向、北向速度误差；φ＝[φE φN φU]T为水平北向、水平东向、方位失准角；g为重力加速度；Re为地球半径；ωie为地球自转角速率；L为当地纬度。
按上式可画出东向通道和北向通道的误差方块图，如图1和图2所示。
常规的静基座平台惯导水平对准采用三阶对准回路，水平对准回路的东向通道和北向通道如图3和图4所示。
为加强系统的动态响应性能，常取
Figure BDA0002941204730000031
其中，σ为对准回路的衰减系数；ξ为阻尼比；
Figure BDA0002941204730000032
为休拉频率。
根据梅逊公式，由图4可计算输出φE的表达式，为
Figure BDA0002941204730000033
根据上式，该回路的对准精度为
Figure BDA0002941204730000034
同理，水平对准回路东向通道的对准精度为
Figure BDA0002941204730000035
可见，水平对准精度取决于加速度计的精度。
(2)平台惯导罗经方位对准
平台惯导系统经过罗经水平对准，水平失准角已达角秒级。此时利用罗经项φUωiecosL引起的北向速度误差，用回路反馈的方法控制平台绕方位轴旋转，使φU逐渐减小至极限值。在北向通道二阶水平对准回路的基础上，罗经对准回路如图5所示
参数可取
Figure BDA0002941204730000036
根据梅逊公式，由图5可计算输出φU的表达式，进而确定罗经对准的极限精度为
Figure BDA0002941204730000037
平台罗经对准广泛应用于平台惯导系统，但其只适用于静基座对准，且对准时间较长，可用的对准结果主要取决于对准过程的最后部分。平台罗经对准难以适用于水下航行器移动状态下的快速初始对准。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法，减少水下航行器对准时长，进而减少水下航行器发射准备时间，提高水下航行器的机动性。
技术方案
一种水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法，其特征在于步骤如下：
步骤1、水下航行器在运载平台上进行粗对准：利用惯导测量的地球重力加速度和地球自转角速度，以及运载平台提供的当地纬度L，获得粗略的姿态阵
Figure BDA0002941204730000041
和初始速度vn(ts0)；
步骤2：将航行器由运载平台发射，以
Figure BDA0002941204730000042
vn(ts0)为姿态、速度的初值，开始执行航行任务；
步骤3：将航行器从发射开始时刻ts，直至对准结束时刻te的捷联惯导陀螺仪、加速度计数据
Figure BDA0002941204730000043
以及多普勒速度仪的速度
Figure BDA0002941204730000044
储存；
步骤4：将
Figure BDA0002941204730000045
进行逆向变换，变换为
Figure BDA0002941204730000046
Figure BDA0002941204730000047
并储存；
步骤5：以
Figure BDA0002941204730000048
vn(ts0)为初值，以
Figure BDA0002941204730000049
为输入，进行射后罗经水平对准，得到姿态阵
Figure BDA00029412047300000410
速度vn(te0)；
步骤6：以
Figure BDA00029412047300000417
-vn(te0)为初值、以逆向的陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure BDA00029412047300000411
Figure BDA00029412047300000412
为输入，进行逆向航位推算，将载体系下的多普勒测速仪速度
Figure BDA00029412047300000413
转换为导航系下的参考速度
Figure BDA00029412047300000414
步骤7：以
Figure BDA00029412047300000415
-vn(te0)作为初值，以
Figure BDA00029412047300000416
为输入，进行逆向罗经方位对准，得到
Figure BDA0002941204730000051
-vn(ts1)；
步骤8：以
Figure BDA0002941204730000052
-vn(ts1)为初值，以陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure BDA0002941204730000053
Figure BDA0002941204730000054
为输入，进行正向航位推算，将载体系下的多普勒测速仪速度
Figure BDA0002941204730000055
转换为导航系下的参考速度
Figure BDA0002941204730000056
步骤9：以
Figure BDA0002941204730000057
-vn(ts1)作为初值，以储存的
Figure BDA0002941204730000058
为输入，进行捷联惯导罗经正向方位对准，得到姿态阵
Figure BDA0002941204730000059
速度vn(te1)；
重复进行步骤6～步骤9，直至
Figure BDA00029412047300000510
对准结束；其中，||·||max表示矩阵中所有元素绝对值的最大值，ε取罗经对准极限精度的五分之一，即
Figure BDA00029412047300000511
有益效果
本发明提出的一种水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法，首先需要水下航行器的捷联惯导系统在发射前进行粗对准，然后进行发射，之后航行器一边执行机动任务，一边利用该方法进行精对准。该方法具体实现步骤为：将惯导的陀螺仪和加速度计数据，多普勒速度仪的速度数据存储下来，然后利用陀螺仪和加速度计的数据交替进行射后正向罗经对准和射后逆向罗经对准，以及利用多普勒速度仪的速度数据进行速度阻尼，最终达到要求的对准精度，结束对准过程。
现有的平台罗经对准算法具有计算量小，参数设置简单等优点。但其对准时间较长，且对准前期扰动较大，其精度主要取决于后期解算结果。捷联惯导系统可以用数学平台模拟平台惯导系统的实体平台，这样既可以保留平台罗经对准的优点，又可以通过改进的射后正向罗经对准和射后逆向罗经对准，多次利用存储的采样数据，从而缩短罗经对准时长。利用多普勒速度仪的速度数据做速度阻尼，可以将静基座罗经对准扩展为动基座罗经对准。将捷联惯导数学平台、改进的射后正逆向罗经对准、多普勒速度仪做速度阻尼三点结合，可以实现水下航行器发射后行进间捷联惯导快速罗经对准。
该方法使得水下航行器在粗对准后即可发射执行航行任务，在行进过程中进行精对准。该方法减少了水下航行器的发射准备时间，从而提高了水下航行器的机动性；在发射后行进过程中通过存储捷联惯导的陀螺仪、加速度计数据以及多普勒速度仪的速度数据，并利用正、逆向罗经对准反复利用存储数据，在保证精度的前提下，大大缩短了射后罗经对准时长。
本发明的有益效果是，由于设计捷联惯导数学平台代替实体平台，并采用射后正向罗经对准、射后逆向罗经对准、航位推算相结合的对准方法，使得本发明具有以下优点：
①该方法使得水下航行器可以在发射后执行机动任务的过程中进行精对准，减少了水下航行器发射准备时间，提高了水下航行器的机动性能。
②设计了射后正向罗经对准、射后逆向罗经对准和航位推算相结合的对准方法，反复利用存储数据，提高数据利用率，减少了精对准时长。
附图说明
图1是平台惯导东向通道；
图2是平台惯导北向通道；
图3是平台惯导罗经水平对准回路东向通道；
图4是平台惯导罗经水平对准回路北向通道；
图5是平台惯导罗经方位对准回路；
图6是捷联惯导罗经对准数学平台；
图7是捷联惯导罗经水平对准东向通道；
图8是捷联惯导罗经水平对准北向通道；
图9是捷联惯导逆向罗经方位对准数学平台；
图10是捷联惯导逆向罗经方位对准；
图11是捷联惯导正向罗经方位对准数学平台；
图12是捷联惯导正向罗经对准；
图13是射后捷联惯导快速罗经对准流程图；
图14是罗经水平对准失准角变化图；
图15是第1次逆向罗经方位对准失准角变化图；
图16是第1次正向罗经方位对准失准角变化图；
图17是各阶段方位失准角变化图；
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
本发明的技术方案是：
步骤1：水下航行器在运载平台上进行粗对准，利用惯导测量的地球重力加速度和地球自转角速度，以及运载平台提供的当地纬度L，获得粗略的姿态阵
Figure BDA0002941204730000071
和初始速度vn(ts0)。此时所获得的姿态阵仍存在一定误差，水平失准角可达角分级，方位失准角可达度级。
步骤2：将航行器由运载平台发射，以
Figure BDA0002941204730000072
vn(ts0)为姿态、速度初值，开始执行航行任务。
步骤3：将航行器从发射开始时刻ts，直至对准结束时刻te的捷联惯导陀螺仪、加速度计数据
Figure BDA0002941204730000073
以及多普勒速度仪的速度
Figure BDA0002941204730000074
储存，待后续使用。
步骤4：将
Figure BDA0002941204730000075
进行逆向变换，变换为
Figure BDA0002941204730000076
Figure BDA0002941204730000077
并储存下来待后续使用。
具体逆向变换方法为：将数据的时间序列反向，即ts→te变为te→ts，然后将陀螺仪、多普勒速度数据取反，加速度计数据不变，即
Figure BDA0002941204730000078
步骤5：以
Figure BDA0002941204730000081
vn(ts0)为初值，以储存的
Figure BDA0002941204730000082
为输入，按式(6)、式(7)和式(8)递推计算，进行射后罗经水平对准，最终得到姿态阵
Figure BDA0002941204730000083
速度vn(te0)。
射后罗经水平对准具体实现如下：
在捷联惯导系统中以数学平台模拟平台惯导系统的实体平台，如图6所示。为了便于编程计算，设数学平台的更新周期为Ts，将图6中的公式离散化为下式
Figure BDA0002941204730000084
式中，
Figure BDA0002941204730000085
为捷联惯导姿态矩阵；(·)T为矩阵(·)的转置；
Figure BDA0002941204730000086
和
Figure BDA0002941204730000087
分别是已经储存的捷联惯导陀螺仪、加速度计的测量值和多普勒速度仪的测量值；
Figure BDA0002941204730000088
为转换后的导航系参考速度；ωc＝[ωcE ωcN ωcU]T是施加给数学平台的控制角速率；
Figure BDA0002941204730000089
其中，
Figure BDA00029412047300000810
Figure BDA00029412047300000811
数学平台的加速度输出
Figure BDA00029412047300000812
射后罗经水平对准的水平东向通道和水平北向通道如图7和图8所示。按上图将水平东向通道和水平北向通道离散化为下式，更新周期仍为Ts
Figure BDA00029412047300000813
Figure BDA00029412047300000814
式中，k＝1,2,3...；tk＝ts+kTs；KE1＝KN1＝3σ；
Figure BDA00029412047300000815
Figure BDA0002941204730000091
σ＝2π/Td。
通过改变Td的值代替改变σ，能更直观的反映系统收敛情况。Td越小，水平对准能越快到达稳态，但对准结果越容易受外界噪声干扰，通常取Td＝70。
步骤6：以
Figure BDA0002941204730000092
-vn(te0)为初值、以逆向的陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure BDA0002941204730000093
Figure BDA0002941204730000094
为输入，按公式(9)迭代，进行逆向航位推算，可以将载体系下的多普勒速度仪速度
Figure BDA0002941204730000095
转换为导航系下的参考速度
Figure BDA0002941204730000096
逆向航位推算的具体实现如下：
陀螺仪数据
Figure BDA0002941204730000097
和多普勒速度仪的速度数据
Figure BDA0002941204730000098
的更新周期均为Ts，按离散化公式(9)进行递推运算。
Figure BDA0002941204730000099
式中，下标p＝k-1,p-1＝k；tp＝te-pTs；
Figure BDA00029412047300000910
Figure BDA00029412047300000911
步骤7：以
Figure BDA00029412047300000912
-vn(te0)作为初值，以
Figure BDA00029412047300000913
为输入，按公式(10)和公式(11)递推运算，进行逆向罗经方位对准，得到
Figure BDA00029412047300000914
-vn(ts1)。
发射后逆向罗经方位对准的具体实现如下：
图9为捷联惯导逆向数学平台，同样以Ts为周期进行一阶差分离散化，得离散化递推公式如下
Figure BDA00029412047300000915
设计罗经逆向方位对准通道如图10所示。同样以Ts为周期进行一阶差分离散化，得离散化递推公式如下
Figure BDA0002941204730000101
式中,KU1＝KU4＝2σ；
Figure BDA0002941204730000102
σ＝2π/Td。
通过改变Td的值代替改变σ，能更直观的反映系统收敛情况。Td越小，水平对准能越快到达稳态，但对准结果越容易受外界噪声干扰，通常取Td＝700。
步骤8：以
Figure BDA0002941204730000103
-vn(ts1)为初值，以存储的陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure BDA0002941204730000104
Figure BDA0002941204730000105
为输入，按公式(12)迭代，进行正向航位推算，可以将载体系下的多普勒速度仪速度
Figure BDA0002941204730000106
转换为导航系下的参考速度
Figure BDA0002941204730000107
正向航位推算的具体实现如下：
陀螺仪数据
Figure BDA0002941204730000108
和多普勒速度仪的速度数据
Figure BDA0002941204730000109
的更新周期均为Ts，按离散化公式(12)进行迭代运算。
Figure BDA00029412047300001010
式中，
Figure BDA00029412047300001011
步骤9：以
Figure BDA00029412047300001012
-vn(ts1)作为初值，以储存的
Figure BDA00029412047300001013
为输入，按式(13)和式(14)递推运算，进行捷联惯导罗经正向方位对准，得到姿态阵
Figure BDA00029412047300001014
速度vn(te1)。
捷联惯导罗经正向方位对准具体实现如下：
图11为捷联惯导正向罗经方位对准数学平台，同样以Ts为周期进行一阶差分离散化，得离散化递推公式如下
Figure BDA00029412047300001015
设计罗经正向方位对准通道如图12所示。同样以Ts为周期进行一阶差分离散化，得离散化递推公式如下
Figure BDA0002941204730000111
式中,TU1、TU2、TU3、TU4等参数的取值与逆向罗经方位对准参数相同。
重复进行步骤6～步骤9，直至
Figure BDA0002941204730000112
对准结束。其中，||·||max表示矩阵中所有元素绝对值的最大值，ε通常取罗经对准极限精度的五分之一，即
Figure BDA0002941204730000113
该方法的流程示意图如图13所示。
具体实施例：
水下航行器安装的捷联惯导陀螺仪三轴零漂为0.005/h，加速度计三轴零偏为50μg。多普勒速度仪精度为1％±1mm/s。发射地点所在纬度为32.62°。水下航行器发射前的姿态角(俯仰角、横滚角、方位角)为[0° 0° 45°]T。发射后执行以北偏东45°航向、10m/s速度进行匀速直航。设定对准时长为300秒，即ts＝0s、te＝300s。
步骤1：水下航行器在运载平台上进行粗对准，获得粗略的姿态阵
Figure BDA0002941204730000114
和初始速度vn(ts0)。由姿态阵
Figure BDA0002941204730000115
与航行器姿态真值[0° 0° 45°]T比较，可以得到此时的失准角为[10' 10' 120']T。初始速度vn(ts0)＝[7m/s 7m/s 0m/s]T。
步骤2：将航行器由运载平台发射，以
Figure BDA0002941204730000116
vn(ts0)为姿态、速度初值，开始执行航行任务。
步骤3：将航行器从发射开始时刻ts，直至对准结束时刻te的捷联惯导陀螺仪、加速度计数据
Figure BDA0002941204730000117
以及多普勒速度仪的速度
Figure BDA0002941204730000118
储存，待后续使用。
步骤4：将
Figure BDA0002941204730000119
进行逆向变换，变换为
Figure BDA0002941204730000121
并储存下来待后续使用。
步骤5：以
Figure BDA0002941204730000122
vn(ts0)为初值，以储存的
Figure BDA0002941204730000123
为输入，按式(6)、式(7)和式(8)递推计算，进行射后罗经水平对准，最终得到姿态阵
Figure BDA00029412047300001222
速度vn(te0)。由姿态阵
Figure BDA0002941204730000124
与航行器姿态真值[0° 0° 45°]T比较，可以得到此时的失准角为[0.001' 0.2422' 119.967']T。速度vn(te0)＝[7.328m/s 6.835m/s 0m/s]T。水平对准过程中的失准角变化如图14所示。
步骤6：以
Figure BDA0002941204730000125
-vn(te0)为初值、以逆向的陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure BDA0002941204730000126
为输入，按公式(9)迭代，进行逆向航位推算，可以将载体系下的多普勒速度仪速度
Figure BDA0002941204730000127
转换为导航系下的参考速度
Figure BDA0002941204730000128
步骤7：以
Figure BDA0002941204730000129
-vn(te0)作为初值，以
Figure BDA00029412047300001210
为输入，按公式(10)和公式(11)递推运算，进行逆向罗经方位对准，得到
Figure BDA00029412047300001211
-vn(ts1)。由姿态阵
Figure BDA00029412047300001212
与航行器姿态真值[0° 0° 45°]T比较，可以得到失准角为[-0.006' 0.218'4.233']T，速度vn(ts1)＝[-7.255m/s -6.760m/s 0m/s]T。第1次逆向罗经方位对准过程中的失准角变化如图15所示。
步骤8：以
Figure BDA00029412047300001213
-vn(ts1)为初值、以存储的陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure BDA00029412047300001214
Figure BDA00029412047300001215
为输入，按公式(12)迭代，进行正向航位推算，可以将载体系下的多普勒速度仪速度
Figure BDA00029412047300001216
转换为导航系下的参考速度
Figure BDA00029412047300001217
步骤9：以
Figure BDA00029412047300001218
-vn(ts1)作为初值，以储存的
Figure BDA00029412047300001219
为输入，按式(13)和式(14)递推运算，进行捷联惯导罗经正向方位对准，得到姿态阵
Figure BDA00029412047300001220
速度vn(te1)。由姿态阵
Figure BDA00029412047300001221
与航行器姿态真值[0° 0° 45°]T比较，可以得到此时的失准角为[-0.115' 0.244' 48.134']T。速度vn(te1)＝[7.093m/s 7.056m/s 0m/s]T。第1次正向罗经方位对准过程中的失准角变化如图16所示。
重复步骤6～步骤9，重复5次，失准角逐渐收敛，最终符合精度要求，对准结束。各阶段方位失准角变化如图17所示。各阶段方位对准失准角结果如下表所示：
表1.各阶段失准角(单位：角分)
Figure BDA0002941204730000131

Claims (1)

1.一种水下航行器捷联惯导系统发射后行进间快速初始对准方法，其特征在于步骤如下：
步骤1、水下航行器在运载平台上进行粗对准：利用惯导测量的地球重力加速度和地球自转角速度，以及运载平台提供的当地纬度L，获得粗略的姿态阵
Figure FDA0002941204720000011
和初始速度vn(ts0)；
步骤2：将航行器由运载平台发射，以
Figure FDA0002941204720000012
vn(ts0)为姿态、速度的初值，开始执行航行任务；
步骤3：将航行器从发射开始时刻ts，直至对准结束时刻te的捷联惯导陀螺仪、加速度计数据
Figure FDA0002941204720000013
以及多普勒速度仪的速度
Figure FDA0002941204720000014
储存；
步骤4：将
Figure FDA0002941204720000015
进行逆向变换，变换为
Figure FDA0002941204720000016
Figure FDA0002941204720000017
并储存；
步骤5：以
Figure FDA0002941204720000018
为初值，以
Figure FDA0002941204720000019
为输入，进行射后罗经水平对准，得到姿态阵
Figure FDA00029412047200000110
速度vn(te0)；
步骤6：以
Figure FDA00029412047200000111
为初值、以逆向的陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure FDA00029412047200000112
Figure FDA00029412047200000113
为输入，进行逆向航位推算，将载体系下的多普勒测速仪速度
Figure FDA00029412047200000114
转换为导航系下的参考速度
Figure FDA00029412047200000115
步骤7：以
Figure FDA00029412047200000116
作为初值，以
Figure FDA00029412047200000117
为输入，进行逆向罗经方位对准，得到
Figure FDA00029412047200000118
步骤8：以
Figure FDA00029412047200000119
为初值，以陀螺仪、多普勒速度仪数据
Figure FDA00029412047200000120
Figure FDA00029412047200000121
为输入，进行正向航位推算，将载体系下的多普勒测速仪速度
Figure FDA00029412047200000122
转换为导航系下的参考速度
Figure FDA00029412047200000123
步骤9：以
Figure FDA00029412047200000124
作为初值，以储存的
Figure FDA00029412047200000125
为输入，进行捷联惯导罗经正向方位对准，得到姿态阵
Figure FDA00029412047200000126
速度vn(te1)；
重复进行步骤6～步骤9，直至
Figure FDA0002941204720000021
对准结束；其中，||·||max表示矩阵中所有元素绝对值的最大值，ε取罗经对准极限精度的五分之一，即
Figure FDA0002941204720000022
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070282528A1 (en) * 2006-05-31 2007-12-06 Honeywell International Inc. High speed gyrocompass alignment via multiple kalman filter based hypothesis testing
CN103697911A (zh) * 2013-12-18 2014-04-02 哈尔滨工程大学 一种纬度未知情形下的捷联惯导系统初始姿态确定方法
CN106482749A (zh) * 2016-12-07 2017-03-08 西北工业大学 基于逆向导航算法的捷联惯导与转速计组合对准方法
CN106895853A (zh) * 2017-03-24 2017-06-27 东南大学 一种电磁计程仪辅助船用陀螺罗经行进间对准方法
CN108759864A (zh) * 2018-05-17 2018-11-06 中国人民解放军海军工程大学 基于单应答器的水下捷联惯导系统初始对准方法
CN109752000A (zh) * 2018-12-12 2019-05-14 哈尔滨工程大学 一种mems双轴旋转调制型捷联罗经初始对准方法
CN110006453A (zh) * 2019-04-18 2019-07-12 哈尔滨工程大学 一种基于双轴转位机构的mems自主初始对准方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070282528A1 (en) * 2006-05-31 2007-12-06 Honeywell International Inc. High speed gyrocompass alignment via multiple kalman filter based hypothesis testing
CN103697911A (zh) * 2013-12-18 2014-04-02 哈尔滨工程大学 一种纬度未知情形下的捷联惯导系统初始姿态确定方法
CN106482749A (zh) * 2016-12-07 2017-03-08 西北工业大学 基于逆向导航算法的捷联惯导与转速计组合对准方法
CN106895853A (zh) * 2017-03-24 2017-06-27 东南大学 一种电磁计程仪辅助船用陀螺罗经行进间对准方法
CN108759864A (zh) * 2018-05-17 2018-11-06 中国人民解放军海军工程大学 基于单应答器的水下捷联惯导系统初始对准方法
CN109752000A (zh) * 2018-12-12 2019-05-14 哈尔滨工程大学 一种mems双轴旋转调制型捷联罗经初始对准方法
CN110006453A (zh) * 2019-04-18 2019-07-12 哈尔滨工程大学 一种基于双轴转位机构的mems自主初始对准方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
于飞飞等: "基于正逆向导航解算的捷联罗经动基座对准研究", 《导航定位与授时》 *
李贤义等: "SINS/DVL水下初始对准与定位导航", 《兵器装备工程学报》 *

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