英语翻译(惯性导航)

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1、捷联式惯性导航技术基于上述原因，即使参考和对准系统都以捷联的形式配置，加速度和角速度匹配法一般也不建议应用于机载惯性系统对准上。但是可以使用第10.4.3.3节中所述的速度匹配法来替代。惯性导航系统中速度误差的传递以及惯性设备的原理误差都会影响对准的精度。通过对比参考和对准系统提供的速度估计量，便可以得到对准误差估计量，并且在一定条件下，也可以得到传感器偏差的估计量。因此，在这个过程中，还可以测量传感器精度。由于在将设备的原始测量值和惯性导航系统的速度估计量整合过程中会出现平滑效应，因而在对准过程中，其挠曲效应和传感器噪声比我们常用的加速度匹配的影响小得多。另外，它还具有更易于对杆

2、臂效应进行修正的优势，这种“速度”级的修正，只是起到改变转弯速率和增大距离的作用。10.4.3.3速度匹配法对准正如上一节所提到的方法，将对准系统得到的速度估计量和机载导航系统得到的速度估计量，进行比较，即实现空中对准。鉴于对准问题的性质，涉及到很多相互关联的、随时间变化的误差源，其一般使用包含噪声干扰的测量值，比较适合建立统计学模型来处理。可以考虑利用卡尔曼滤波技术，具体原理参见附录A。本节将描述利用卡尔曼滤波理论构建测量方程和系统，来处理速度信息，从而得出对准误差的估计值。为了举例说明卡尔曼滤波理论，提出了很多简化假设得出具体公式，下面将详细阐述。系统方程式对于一个指定的参考系

3、，需要精确地确定出对准系统的姿态和速度。通常情况下，将坐标系的主轴设定在飞机上或导航坐标系上。这里分别以下标a和b表示对准系统和参考系平台。依据第三章所用的符号，对准系统的传感器轴与参考系的联系矩阵即方向余弦传递矩阵受下面的微分方程约束：式中为对准系统相对于参考系的转弯速率的斜对称矩阵，这里的转弯速率是分别将对准系统的采集的角速率和参考系的转弯速率进行微分得到的。方向余弦矩阵的估计量，记为，利用转弯速率的测量值和参考系速率估计值来确定出，进而得出，由微分方程的估算公式得：正如10.3.2节所述，考虑小角度偏差，方向余弦矩阵的真实值和估计值之间的关系可以表示为：式中表示特征矩阵，表示

4、斜对称矩阵，表示如下：式中，非对角线上的元素、和代表对准系统中的姿态误差。根据下面的式子可以看出姿态误差的传递情况：式中为对准误差向量，为陀螺仪测量误差，为参考系速率估计误差，符号“”表示向量叉乘。为了得到本例中的卡尔曼滤波公式，在构建陀螺仪误差模型时附加高斯白噪声，假定参考速率误差为零。在第十二章里有此方程的推导，同时对于捷联式惯性导航系统误差的传播还有更详细的讨论。速度方程可以近似表示为：式中为飞机速度，为对准系统中由加速度传感器测得的主轴上比力，为当地的重力加速度，该对准系统的速度估计的传递误差可以表示为：式中为对准系统测得的比力在参考轴上的分量，代表加速度传感器的测量误差。

5、在卡尔曼滤波建模中考虑高斯白噪声的影响。将方程和联立，表示成状态空间的形式：式中为误差状态向量，为系统误差矩阵，为输入噪声矩阵，为系统噪声，包括设备噪声和非建模偏差，误差状态向量可以表示为如下分量形式：式中是姿态误差向量的各分量，，分别表示速度的寻北误差和寻东误差。误差方程的完全形式表示如下：式中，地球转动角速度纬度地球半径为飞机高度载体加速度的北向、东向和垂直分量方向余弦矩阵的各元素陀螺仪的各噪声分量加速度计各噪声元素从系统误差方程可以看出，飞机的北向和东向加速度需要使方位失准角以速度误差的形式传播。分别对陀螺仪和加速度计误差进行建模来完善误差模型。例如，可以增加额外的状态量来表

6、示传感器测量偏差的修正量。为了将卡尔曼滤波离散化，通过整合连续的采样点，将系统的误差模型转化为如下的微分方程：式中表示从时刻到时刻的系统转换矩阵，为零均值白噪声序列。测量方程式飞机导航系统所得的北向与东向速度测量值组成卡尔曼滤波的测量值：对准系统测得的测量估计值表示如下：在飞机上，参考系和对准系统相隔一定的距离，因此必须补偿由旋转导致的速度分量即杆臂运动。该修正方法的计算由飞机转弯速率的测量值和两系统实际距离利用公式而得。的测量值可以由飞机导航系统或具有一定精度的对准系统获得。在修正时对每个测量值进行比较以得到滤波器的测量偏差，记为，其中在时刻的测量偏差以误差状态的形式表示如下：式

7、中表示卡尔曼滤波测量矩阵，形式如下：为测量噪声向量，表示参考测量和由飞机扰曲和杆臂运动引起的模型不匹配引起的噪声。卡尔曼滤波在方程和中，我们用必要的系统和测量方程设计一个卡尔曼滤波器，具体滤波器方程参考附录A。利用这个滤波器可以求出姿态误差和东向、北向速度误差估计量，每次测量后，这些估计量用来校正对准系统的姿态和速度误差。此误差模型考虑设备误差，作为对准过程的一部分，产生的偏差估计量用来校正传感器输出，具体对准过程框图参见图10.8。通常情况下，飞机需要采取一定的机动