基于MEMS的测姿定向方法研究

针对 MEMS 惯性器件精度较低,MEMS 惯导系统无法满足平台姿态精度要求的问题,本文提出了一种基于 MEMS 器件的测姿、定向方法。当载体近匀速运动时,利用加速度计和磁力计信息,采用垂直陀螺原理得到高精度的姿态信息,通过卡尔曼滤波估计出陀螺漂移,载体非近匀速运动时采用惯性姿态递推更新算法,补偿修正力矩和陀螺漂移误差,提高了载体的测姿定向精度。实验测试结果表明,采用本文的测姿定向方法后 MEMS 系统的姿态精度达到了 0.6°, 精度明显高于传统方法的精度,能够满足大多数中高精度平台的要求。     

捷联惯性导航系统旋转调制技术研究

捷联惯性导航系统的旋转调制技术是一种自校正方法,它能在不使用外部信息的条件下,自动补偿陀螺漂移和加速度计零偏引起的系统导航误差.该技术在国外潜艇和舰船上已得到成功应用,旋转捷联惯性导航系统的误差传播方程是研究旋转捷联惯导系统初始对准、系统级标定等的基础.基于此,推导了以地理坐标系为导航坐标系的单轴旋转捷联惯性导航系统的导航方程和误差传播方程(位置误差方程、速度误差方程、姿态误差方程),给出了误差传播的仿真结果.仿真表明,若采用单轴旋转调制技术,陀螺仪常值漂移和加速度计零偏引起的导航误差都可以得到有效补偿,而初始位置误差、速度误差及姿态误差引起的导航误差得不到补偿.将旋转调制技术应用于捷联惯导系统,能极大地提高武器系统的长期工作精度.     

捷联惯导系统中光纤陀螺温漂补偿研究

针对捷联惯导系统中光纤陀螺零偏在快速启动和不同温度条件下漂移较大的问题,从理论和大量试验上研究了其静态时、温漂特性,建立了影响导航系统姿态精度的温度漂移误差补偿的数学模型,并给出了模型参数.试验结果表明,该光纤陀螺零偏的温度输出特性具有较好的重复性,补偿后其在全温工作范围内的航向和姿态保持精度达到0.5(°)/300 s,较补偿前提高了60%以上,并将准备时间由原来的3 min缩短到10 s内,满足某型弹载系统要求.     

长航时激光惯导定位误差的补偿方法研究

针对激光惯导长时间航行时定位误差发散的问题,提出了一种适用于激光惯导定位误差综合补偿的方法。引入经典的误差方程和旋转激光陀螺的误差方程,主要分析陀螺漂移对惯导系统的影响,根据分析结论,提出了基于外部位置和航向信息的长航时激光惯导定位误差的补偿方法。理论和实验分析表明,所提出的补偿方法明显的抑制了激光惯导的误差随时间的积累,可有效提高长航时激光惯导的定位精度。     

陀螺稳向系统应用研究

介绍了陀螺稳向系统的基本构成及工作原理,分析了转台坐标系与反射镜坐标系旋转与视轴晃动之间的关系和镜面坐标系与陀螺敏感轴之间的位置关系.在简要介绍陀螺漂移、地球自转对陀螺稳向系统影响和传统的修正补偿措施的基础上,分析了本系统的特殊性,给出了一种修正补偿措施.     

单轴旋转惯导系统最优二位置对准方案设计

二位置对准能够提高捷联惯导系统初始对准精度的原因有惯性器件常值误差的自补偿和改善系统可观测性两方面。首先,为了研究单轴旋转惯导系统的误差补偿机理,建立了系统误差模型,引入了等效惯性器件常值误差,然后,从等效陀螺常值漂移的角度出发,推导了最优二位置对准方案,代入误差传播方程可知,该方案能够抑制水平等效陀螺常值漂移,进而减小航向角误差;最后,建立了卡尔曼滤波模型,采用奇异值分解法证实了二位置对准能够改善系统可观测性,并开展了相关试验。试验结果表明,该方案可使初始对准精度达到36.441 4″(1σ)。     

采用激光陀螺/GPS的导弹组合定姿系统

采用激光陀螺确定导弹飞行姿态时,由于存在初始姿态误差及陀螺漂移,弹体的计算姿态有误差且随时间振荡.为了消除姿态误差和陀螺漂移并获得弹体姿态的最优估计,设计了一种组合定姿系统.该系统以GPS载波双差相位为观测量,用修正罗德里格斯参数(MRPs)描述姿态误差矢量,并以该误差的一阶微分方程为模型,采用无迹卡尔曼滤波器(UKF...     

光纤陀螺寻北仪四位置转位机构设计及其控制

光纤陀螺(FOG)寻北仪利用光纤陀螺敏感地球自转角速率的水平分量,经解算获得载体参考轴与北向的夹角.转位控制方案设计是寻北仪系统设计中一个极其重要的环节,转位机构的转位精度必须满足寻北的精度要求.该文详细介绍了光纤陀螺寻北仪转位机构设计,实现途径以及对寻北精度的影响.实验证实采用多位置转位机构达到了系统寻北的精度要求.     

MEMS陀螺漂移误差抑制方法研究

MEMS陀螺漂移误差是影响惯性测量系统精度的主要误差源,针对这一问题,引入旋转调制方法和卡尔曼滤波方法,利用旋转调制方法抑制陀螺的常值漂移,利用卡尔曼滤波方法减小随机漂移,并进行了仿真和实验,对调制和滤波前后惯性测量系统的姿态角误差进行了对比,结果表明,利用旋转调制技术和卡尔曼滤波方法分别减小陀螺的常值漂移漂移和随机漂移后,由这两种漂移误差引起的姿态角误差明显减小,惯性测量系统的测量精度显著提高。     

连续旋转型光纤捷联惯导系统角速度误差补偿

旋转调制技术在有效抑制惯性器件漂移的同时,也使测量误差更加复杂,只有对这些误差进行补偿,才能发挥旋转调制的效果。为此分析了光纤陀螺敏感轴与旋转轴间不正交角、旋转轴涡动、时间不同步量、敏感轴间不正交角等误差造成的影响,建立了各自的误差补偿模型,并设计了一种基于单轴转台和单元体自身旋转的误差标定方法。结果显示,温补后的敏感轴与旋转轴之间不正交角标定精度优于0.2″,敏感轴之间不正交角标定精度优于1.4″,时间不同步量的标定精度优于0.06ms,经旋转调制和误差补偿后的等效光纤陀螺漂移由0.050°/h改善至0.015°/h。为低成本高精度惯导系统的实现建立了基础。     

大攻角下基于信息融合的攻角/侧滑角估计方法

攻角和侧滑角是飞控系统和导航系统的重要参数。针对高性能飞行器在大攻角飞行时攻角和侧滑角不能精确测量问题,引入飞行动力学模型,选取姿态、姿态角速率、气流角和速度等飞行参数作为状态向量,以惯性导航系统提供的姿态、姿态角速率、加速度组成观测向量,构建扩展卡尔曼滤波器,融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体,实现攻角和侧滑角实时精确估计。利用X-Plane系统的飞行仿真数据对攻角/侧滑角估计方法的可行性和有效性进行了验证。仿真结果表明,该方法不仅具有较高的精度、良好的稳定性和鲁棒性,而且可提高大气数据系统的测量范围和可靠性,能够有效地适用于大攻角飞行环境下攻角和侧滑角的测量。     

基于MEMS振动陀螺的旋翼无人机组合导航算法设计

旋翼无人机需要惯导提供准确的角速度和加速度测量信息,而由于无人机的振动会对陀螺输出噪声产生影响,进而影响无人机的飞行平稳性。因此,该文提出了一种面向旋翼无人机的组合导航算法,基于扩展卡尔曼滤波,结合全球导航卫星系统/惯性导航系统(GNSS/INS)组合导航算法和无地磁传感器的航姿参考系统算法,在一定程度上解决了GNSS失效情况下的姿态稳定问题。针对旋翼无人机对导航系统输出信息平稳性的要求,采用自适应陀螺采样平滑方法,在少量增加数据处理复杂度的前提下,降低了航姿和角速度信息的噪声,在无人机应用中实现了良好的飞行轨迹重复性和控制平稳性。     

基于信息融合技术的四旋翼飞行器稳定性设计

针对四旋翼飞行器的惯性传感器漂移、GPS精度差及使用环境受到限制等因素导致的难以稳定悬停的问题,提出了利用改进信息融合处理算法,加装光流传感器和超声波传感器,使四旋翼飞行器对自身的姿态位置及运动状态能更准确的估计,从而实现稳定的调整,通过仿真及实际测试表明：改进后得到的飞行器的姿态及位置估算更为接近理想值,同时飞行器的平稳性得到很好的改善。     

激光捷联惯导仿真系统的设计与实现

针对激光捷联惯性导航系统可靠性高,采用自然散热以及使用维护方便等优点,设计并实现了激光捷联惯导仿真系统。首先通过软件的动态协同算法,设计软件陀螺仪和软件加速度计,使其能够仿真真实激光陀螺仪和真实加速度计的姿态信息和线运动信息;然后仿真载体的飞行轨迹,并将飞行姿态及运动状态转换为软件陀螺仪和软件加速度计的输出;最后根据其输出信息与理想轨迹对应参数的对比进行性能分析。仿真结果表明,该系统不仅能够较好地模拟飞机的实际飞行状态,更能有效地检验激光捷联惯导算法的精确性和可靠性。     

低成本MIMU/编码器组合的高精度航姿系统

高精度惯性传感器的昂贵价格在一定程度上限制了惯性导航系统的进一步推广应用,根据某型雷达车的需要,该文提出了一种低成本微型惯性测量单元(MIMU)/编码器组合的高精度航姿系统的结构与方案,并给出了初始对准和组合导航系统的数学模型,初始航向对准通过接收挠性陀螺寻北仪的寻北结果来完成,考虑到雷达车的工作方式,扣除杆臂效应后,2个速度误差观测量和3个位置误差观测量都为0,采用卡尔曼(Kalman)滤波将捷联惯导解算和航向编码器数据进行信息融合,得到对载体导航参数的最优估计。设计了工程样机,并进行了实验室测试与用户工程使用测试,结果表明,静态下产品的俯仰≤0.015°,滚动≤0.015°;动态下产品的俯仰≤0.025°(1σ),滚动≤0.025°(1σ)。     

一种改进的地磁匹配算法研究

针对复杂电子环境中的飞行器,如何克服主惯导系统的误差发散现象,抑制其固有漂移,是实现高精度自主导航的关键。地磁导航以自主、全天候、无时间累积误差等特点成为新型自主导航手段,它的精度主要取决于地磁匹配算法的精度。在此提出一种改进的地磁匹配算法,首先采用快速方差法（MSD）进行预匹配;接着采用抗旋转的插值平移法,进行精匹配。结合粗匹配和精匹配,组成一种高效的地磁匹配算法。通过仿真研究表明,该算法具有精度高,抗小角度旋转,匹配速度快等优点。     

俯仰/滚转耦合的大角度姿态测量算法

基于加速度计或陀螺仪的测姿方法均存在大角度条件下姿态角误差放大、突变问题。对大俯仰角测量,通过预置欧拉旋转法可确定冗余加速度计的布置方式,降低了俯仰角测量误差。对大俯仰角条件下的滚转角测量,提出基于角速率阈值判定的陀螺解耦测姿算法。当俯仰角速率大于设定阈值时,采用角速度投影可钳制滚转角误差的漂移;当俯仰角速率小于设定阈值时,采用角速度积分可避免角速度投影造成的姿态误差放大。通过理论推导、分析和仿真,预置欧拉旋转法能有效避免大俯仰角条件下俯仰角姿态误差放大,陀螺解耦测姿算法能在振荡环境下长时间保持滚转角精确度。     

JTIDS惯导GPS组合导航算法研究

针对JTIDS相对导航算法在实际应用中存在的不足,比如位置信息更新率较低、无姿态信息等,结合惯导系统、GPS卫导系统的导航优势,研究了JTIDS相对导航与惯导/GPS进行组合的导航算法,对两种导航算法即JTIDS/惯导组合导航算法、JITDS/惯导/GPS组合导航算法进行了仿真对比分析,验证了导航算法的有效性,仿真结果表明组合了GPS的导航算法比没有组合GPS的算法,较大程度提高了定位精度,仿真分析结果为实际工程提供了一定的理论参考。     

基于测控电磁波极化特征信息的飞行器姿态估计

该文应用正交解耦的姿态参数信号模型描述极化电磁波的3 维波结构,将最大似然估计和MUSIC 算法推广应用于部分极化波参数估计,利用极化电磁波传递信号基站标定的姿态基准信息。飞行器通过单电磁矢量传感器接收并处理信号,确定电磁波结构向量,计算得到地理坐标系下的飞行器姿态。此方法有别于需多点测量的三角计算法,只需一个地面基站信号和运动平台上单一接收点,就可实现姿态感知,可替代姿态导航仪和航向导航仪。该文介绍了运动平台姿态估计算法,为工程应用提供技术支持。      

多模GNSS伪距组合定位方法设计与验证

在卫星信号受干扰严重的复杂地貌环境中,由于可见卫星数目较少、卫星信号质量差,单模卫星定位导航的精度一直不尽人意,尤其是针对动态导航定位精度问题更为明显。为了提高动态导航定位精度,创新设计了一种多模GNSS的伪距组合定位算法,该算法属于一种有迭代组合定位算法,通过高度角先验定权模型确定初始迭代权矩阵,在加权最小二乘法解算过程中通过方差分量估计后验模型,不断迭代更新权矩阵,进而得到目标的精确位置,该算法需依赖初值和多次迭代,但定位精度要优于Gauss-Newton迭代算法和Helmert方差分量估计法。实验仿真结果表明,相较于Gauss-Newton迭代算法和Helmert方差分量估计法,文中设计的算法定位精度分别提高了45.1%和23%。最后结合实际空投试验分析表明,文中所述算法能够准确的解算出空投物资的落点,可以为飞行器导航系统设计人员提供参考,具有一定的理论意义和实用价值。