本文提出了一种新的改进的姿态匹配方法用于激光陀螺组合体测量船体角变形, 该方法的Kalman滤波观测量直接包括待测的船体角形变和“相对姿态误差”项, “相对姿态误差”项对单个激光陀螺组合体的陀螺零偏不敏感, 主要源自于两套激光陀螺组合体的陀螺漂移差值和初始船体角形变。此外, 考虑到船体静态角形变的缓变特征, 船体静态变形角速度可建模为随机游走过程。仿真结果表明, 本文提出的简化的姿态匹配方法能跟踪日照引起的准静态缓变角变形和船体机动等因素引起的短周期大幅角变形。该方法也经过了多条舰船的实船试验验证, 船体角变形的测量精度优于20″。

在自主导航状态下, 捷联姿态测量系统存在的舒拉调谐等周期性误差可以通过内阻尼技术进行有效抑制。但是阻尼的加入破坏了系统的舒拉调谐条件, 系统会受载体加速度的影响, 产生新的姿态角误差。针对传统阻尼网络阻尼比固定的缺点, 设计了一种阻尼比可连续调节的阻尼网络, 推导了载体加速度、阻尼比和姿态角误差三者之间的关系。为抑制系统在载体机动状态下产生的姿态角误差, 提出了一种根据载体加速度大小实时调整系统阻尼比的自适应阻尼方案。仿真与实验结果均表明: 设计的阻尼网络可有效抑制系统姿态角误差; 自适应阻尼方案可有效降低载体在机动状态下阻尼对系统的不利影响, 提高系统精度。

捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响, 需在使用之前进行精确地标定和补偿。为了更加有效地标定误差, 设计了一种10位置系统级标定的方法。利用简化的误差模型和速度误差变化率方程, 建立了所有误差参数与导航误差之间的线性关系。通过设计的10位置连续旋转方案对由各项误差参数引起的速度误差进行充分激励, 利用所得数据进行卡尔曼滤波, 计算出包括陀螺仪和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计二次项误差等24个误差参数。仿真得到陀螺零偏误差优于0.000 75(°)/h, 加速度计零偏误差优于5 ?滋g, 陀螺和加速度计的安装角误差优于1.5″, 标度因数误差优于2 ppm(1 ppm=10-6)系统, 加速度计二次项误差优于0.15×10-6 s2/m。另通过3组实验验证了重复性, 证明了该方法确实有效。

捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响, 针对陀螺的标度因数误差和非正交安装角误差, 提出了一种以圆锥运动激发姿态误差来进行快速标定的方法。通过理论分析得出, 在短时间内, 由于标度因数误差和非正交安装角误差的存在, 圆锥运动将激发出随时间线性增大的姿态解算误差。将解算得到的姿态误差与陀螺数据联立, 可以反解得到标度因数误差和非正交安装角的值。通过仿真验证, 安装角误差能达到1″以内, 标度因数误差能达到5ppm以内。

针对船用星惯组合导航系统中惯性导航系统和星敏感器之间刚性和弹性两种不同的安装方式, 提出了一种星敏感器安装角的动态标校方法。该方法以星敏感器得到的姿态数据和惯导系统输出的姿态数据构建滤波观测量, 基于惯导误差传播方程构建状态方程, 通过 Kalman滤波实现对惯导系统姿态误差和星敏感器安装误差的动态最优估计。基于“远望三号”航天测量船的实测导航数据、船体弹性角形变数据对该动态标校方法进行了仿真测试, 结果表明星敏感器与捷联惯导系统之间本地刚性安装时安装角动态标校误差较小, 异地弹性安装时由于安装误差角的动态变化导致标校误差较大。

利用菲涅耳衍射的频域分析方法，对莫尔条纹复振幅分布公式进行了理论推导，得到了使用两块相同光栅组成的光栅付测量微小角度的原理公式，与利用几何光学等方法得到的结论一致.模拟结果表明：莫尔条纹是光栅付拍现象的最低频率含量，莫尔条纹内含有大量高次谐波；在探测器光学系统放大率一定的前提下，为通过直接测量莫尔条纹宽度的变化达到测量角度变化的目的，必须根据测角精度、探测器的尺寸和分辨率选择合适的光栅付光栅常数和光栅付初始夹角.