局部可觀測(cè)理論在INS/GPS機(jī)動(dòng)對(duì)準(zhǔn)中的應(yīng)用

從研究INS/GPS(Inertial Navigation System/Global Positioning System)組合系統(tǒng)的姿態(tài)角誤差可觀測(cè)性出發(fā),首次將局部可觀測(cè)性理論應(yīng)用于INS/GPS組合系統(tǒng),定量地計(jì)算出各種不同機(jī)動(dòng)方式的局部可觀測(cè)矩陣的條件數(shù),找到了提高姿態(tài)角誤差可觀測(cè)性的最佳機(jī)動(dòng)方式.研究結(jié)果表明,通過載體做正弦水平機(jī)動(dòng)飛行可以提高姿態(tài)角誤差局部可觀測(cè)性,使空中對(duì)準(zhǔn)時(shí)間明顯減少,姿態(tài)角誤差大大降低.當(dāng)對(duì)準(zhǔn)時(shí)間為120 s時(shí),東北天向姿態(tài)角誤差的均值分別為12.34″,12.19″和-28.31″,它們的均方根值分別為0.97″,1.05″和0.62″.

作 者： 劉準(zhǔn) 陳哲   作者單位： 北京航空航天大學(xué)自動(dòng)控制系  刊 名： 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF BEIJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS  年，卷(期)： 2001 27(6)  分類號(hào)： V24 V44  關(guān)鍵詞： 慣性系統(tǒng)   組合導(dǎo)航   可觀測(cè)性   全球定位系統(tǒng)   姿態(tài)角誤差  

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