大失准角传递对准杆臂效应影响研究

从舰船舰载机惯导系统传递对准实际需要出发,针对刚性舰船载体分析杆臂效应对子惯导系统速度、加速度(比力)影响,在大角度失准角情形下引入标称失准角和计算失准角概念构建传递对准速度姿态匹配非线性误差模型,对系统误差模型展开状态参数估计研究,通过比较研究杆臂矢量对子惯导系统失准角估计误差及其对准精度的影响以及不同初始杆臂矢量对标称失准角估计误差及其精度影响情况,验证本模型在舰船舰载机惯导系统海上对准有效性及其对准精度.     

机载精确制导武器快速传递对准

针对“速度+姿态”匹配方案运算量大、鲁棒性差和“角速度+加速度”匹配方案存在的杆臂效应难以补偿的问题,提出了“速度+姿态矩阵”快速传递对准匹配方案,给出了对准模型．仿真结果表明,在载机做简单角机动的情况下该方案即可完成对准过程并取得较高精度,为机载武器提供了一种具有实用价值的传递对准方案．在机载主惯导和精确制导武器的子惯导系统都采用捷联惯导的大趋势下,捷联系统特有的数学平台特点将促使“速度+姿态矩阵”匹配模式具有更为广阔的应用空间．     

捷联惯导系统静基座的高精度初始对准方法

针对捷联惯导系统静基座初始对准存在精度低的问题,通过加速度计和陀螺仪获得重力矢量和地球角速度矢量,采用解析方法快速地估算出一个满足要求的初始姿态矩阵。借助卡尔曼滤波模型对系统的误差进行分析,并建立系统的状态方程和量测方程,将系统失准角从干扰误差中估算出来,为导航计算提供精确的初始条件。仿真实验结果表明,将卡尔曼滤波技术引入到捷联惯导系统静基座的高精度初始对准过程中,使对准精度和收敛速度均得到了显著改善。     

SINS大失准角传递对准模型的可观测性分析

捷联惯导系统(SINS)是在军事、航空等领域有着广泛应用的全自主导航系统,传递对准是确定其导航初值的一项关键技术.针对捷联惯导系统大失准角传递对准模型进行了可观测性分析研究.首先,建立了SINS欧拉角误差模型,并根据水平失准角为小角度的工程实际情况等对误差模型进行了简化;然后,从非线性系统的可观测性分析出发,利用微分几何理论给出系统的可观测矩阵,并给出了系统可观测度定义以及通过奇异值分解分析状态变量可观测度的方法.将该方法应用于SINS大失准角传递对准模型中,对系统进行了"速度"匹配和"速度+姿态"匹配模式下的可观测性和状态可观测度分析;最后,设计了UKF滤波器进行传递对准仿真,仿真结果与可观测分析结论一致,验证了该可观测分析方法的正确性.结果表明,这两种匹配模式下系统均为不完全可观测,并且"速度+姿态"匹配模式下状态变量的可观测度相比"速度"匹配模式下的状态可观测度高.     

一种在摇摆基座上补偿平台干扰加速度的有效方案

在大角度摇摆的基座上,向心加速度是平台调平或惯导系统实现初始对准的主要干扰因素。为了解决问题,很多都采用诸如平移减震支承、陀螺架修正装置、接近84.4min舒勒振荡周期的弱阻尼调平回路等;但是,对杆臂效应所引起干扰加速度的补偿效果仍不能令人满意,尤其对于有些惯导系统,使对准时间长达24h;或对使用环境提出限制,如风速或干扰较大就不允许进行初始对准。本文提出一种根据载体摇摆角速率和平台姿态角变化信号,按动力学原理对干扰加速度进行补偿的有效方案,较好地解决了上述问题。理论分析和模拟计算结果表明:利用现有误差为0.1%的角速率陀螺和误差≯1.5′的姿态角传感器,在摇摆角速率约50°/s、摇摆角幅值≯±20°的条件下,即可保证干扰加速度的补偿误差≤1×10~(-4)g。     

舰船姿态辅助DGPS的传递对准精度评估方法

针对舰载武器传递对准的精度评估方法对载体线运动特性要求高的问题,结合舰船的机动能力,提出了一种舰船姿态辅助差分GPS(DGPS)的传递对准精度评估方法.该方法以舰船主惯导提供的姿态信息来辅助DGPS提供的速度、位置信息进行评估.以准惯性坐标系为子惯导导航坐标系,推导评估系统状态方程,并建立精度评估的滤波方程;以舰载主惯导和GPS输出为观测量,建立基于"姿态+速度+位置"观测量的精度评估观测方程;设计卡尔曼固定区间平滑算法分别对引入舰船水平姿态信息及引入"水平+方位"姿态信息2种方法进行仿真,并与传统的精度评估方法进行了对比分析.仿真结果表明,该方法借助舰船的摇摆运动即可完成传递对准的精度评估,降低了精度评估对舰船机动强度的要求,是一种有效实用的精度评估方法.     

捷联惯性组合在舰标定技术研究

文章研究了捷联惯性组合的在舰标定问题。对于陀螺仪提出以姿态误差角作为观测量,采用系统级标定法进行标定。在标定过程中将舰载主惯导给出的导航坐标系角速率ωnin引入到捷联惯性组合的姿态更新,实现了姿态误差与速度误差和位置误差的解耦,避免了由于所列状态量过多而造成的矩阵维数过大的问题。对于加速度计提出以舰载主惯导对比力矢量的测量值作为参考量,以捷联惯性组合对该矢量的测量误差作为观测量对其进行标定。计算机仿真结果表明,文中给出的方法可以有效地完成捷联惯性组合在舰标定,且标定精度较高,具有较强的实际意义。     

船载双惯导系统动态加速度计零位研究

为提高船用惯性导航系统动态工作可靠性,通过在动态情况下比对2套惯导姿态角差值来判断惯性平台是否水平;然后再通过加速度计零位与平台倾斜角度的关系来修正加速度计零位,以解决因更换加速度计而要求船舶必须进厂的矛盾;同时也提供了一种判断船用惯性导航系统加速度计工作状态好坏的方法。     

基于导航坐标系的捷联惯导系统旋转调制分析

针对提高长航时捷联惯导系统导航精度的问题,提出了基于导航坐标系的捷联惯导系统旋转调制方法,并给出了旋转机构的转动方案.应用该方法可以消除调制周期内载体姿态变化对误差补偿的影响.通过推导旋转式捷联惯导系统误差传播方程,说明了旋转调制的误差补偿机理,通过比较基于导航坐标系和基于载体坐标系2种旋转调制方法,证明了基于导航坐标...     

最小阶时分滤波器及其在运载体对准中的应用

设计一种时分降低滤波器用来进行运载体惯导系统的动态对准和传递对准，假定运载体惯导系统已标定的。在运载体水平直线运动的短时间内，两个二阶滤波以时分工作方式估计平台水平失调角，在消除水平失调角后，运载体在垂直与当地垂线的水平面内机动，此时用一个三阶（或四阶）滤波器来估计方位失调角，另外，在本文中给出该滤波器的数据压缩算法，来提高估计精度。     

传递对准精度评估中参考匹配量的转换和修正

探讨了采用卡尔曼平滑算法对传递对准精度作评估时，参考系统DGPS的速度和位置输出的转换和修正算法，详细推导了导弹瞬时所在点及初始所在点的地理坐标系相对准惯性坐标系的偏斜角微分方程，以及根据DGPS的地速输出值计算准惯性坐标系内速度和根据DGPS的地理坐标输出值计算在准惯性坐标系内直角坐标值的计算公式。仿真结果表明，由转换和修正引起的在准惯性坐标系内的速度误差小于lmm／s，位置误差小于lm，足以满足平滑处理的精度要求。     

Design on a Multi-Sensor Integrated Attitude Determination System for Small UAVs

This paper discusses the design and implementation of a low cost multi-sensor integrated attitude determination system for small unmanned aerial vehicles（ UAVs）,which uses strapdown inertial navigation system（ SINS） based on micro electromechanical system（ MEMS） inertial sensors,commercial GPS receiver,and 3-axis magnetometer.MEMS-SINS initial attitude determination cannot be well performed for the reason that the MEMS inertial sensors biases are time-varying and poor repeatability,therefore in this paper the magnetometer and inclinometer are used to assist the MEMS-SINS initial attitude determination and MEMS inertial sensors field calibration.Furthermore,the attitude determination algorithms are presented to estimate the full attitude during GPS signal outage and non-accelerating situation.Additionally,the attitude information estimation results are compared with the reference of the non-magnetic marble platform and 3-axis turntable.Then the attitude estimation precision satisfies the requirement of attitude measurement for small UAVs during GPS signal outage and availability.Finally,the small UAV autonomous flight test results show that the low cost and real-time attitude determination system can yield continuous,reliable and effective attitude information for small UAVs.     

Identification of coefficients in platform drift error model

0　ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＴｈｅｉｎｅｒｔｉａｌｎａｖｉｇａｔｉｏｎｐｌａｔｆｏｒｍｉｓａｎｉｍｐｏｒｔａｎｔｃｏｍ ｐｏｎｅｎｔｏｆＩＮＳ ,ｗｈｉｃｈｐｒｏｖｉｄｅｓａｎｉｎｅｒｔｉａｌｍｅａｓｕｒｉｎｇｂａ ｓｉｓ .Ｇｙｒｏｄｒｉｆｔｅｒｒｏｒ ,ａｃｃｅｌｅｒｏｍｅｔｅｒｏｕｔｐｕｔｅｒｒｏｒａｎｄｓｏｏｎｃａｕｓｅｔｈｅｐｌａｔｆｏｒｍｄｒｉｆｔ .Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｉｍｐｒｏｖｅｔｈｅｓｙｓｔｅｍａｃｃｕｒａｃｙ ,ｗｅｃａｎｕｓｅｔｈｅｇｙｒｏｓａｎｄａｃｃｅｌｅｒｏｍｅｔｅｒｓｏｆｈｉｇ…     

采用线性模型的惯导平台测试方法

针对惯导平台非线性测漂模型的缺点,提出了以惯导平台加速度计输出为观测量的线性化测漂模型.给出了一种利用三轴转台对平台测试的6位置测试方案.该方案由高精度三轴伺服转台提供测试位置,并使惯导平台与转台闭环工作,处于惯性稳定状态.转台的应用提高了多位置测量时平台测试的位置精度.建立了包含陀螺仪漂移、加速度误差系数等在内的平台模型,利用最小二乘算法对线性化模型误差参数进行辨识.仿真结果表明,辨识方案是可行的.     

弹载主INS与SAR天线IMU传递对准方法

本文以助推—滑翔导弹为研究对象,针对其飞行中、末段采用的INS/SAR组合制导体制,建立了发射点惯性系下惯导系统误差传播模型、观测模型,给出了弹载主INS和SAR天线附加IMU的传递对准方法,并通过数学仿真验证了方法的有效性.     

传递对准中主惯导速度匹配量的实时构造算法

研究了当机载主惯导和弹载子惯导分别采用地理坐标系和准惯性坐标系作为导航坐标系时，传递对准过程中主惯导速度匹配量的实时构造算法。提出了利用主惯导导航参数实时构造主惯导速度匹配量的地速转换和修正算法，利用主惯导加速度计输出实时构造主惯导速度匹配量的比力积分算法，以及利用主惯导导航参数和加速度计输出实时构造主惯导速度匹配量的比力积分修正算法。仿真结果表明，3种实时算法在算法精度和计算量方面各有所长。     

Research on feasibility of missile attitude control based on laser gyroscope

According to the disadvantages of traditional mechanical gyro inertial measurement unit(’IMU’) for steering system not being available for missile attitude control, a concept based on laser gyro IMU is proposed to realize navigation & positioning and attitude control. The concept will save three single-axis rate gyros compared with traditional missile attitude control system, and is available both for strapdown and platform inertial navigation systems. Firstly, this article analyzes the selection requirements of sensitive device for missile attitude control system, and then analyzes the feasibility of missile attitude control based on laser gyro theoretically, on this basis, from four aspects of error characteristics, anti-vibration characteristics, temperature characteristics and dynamic characteristics, validate the feasibility of the concept practically. Secondly according to the strict requirements of dynamic characteristics on attitude control system, a special design is made for gyro signal filtering used for attitude control. By changing the traditional high order FIR filter to adaptive filter and low order FIR filter, laser gyro’s signal phase delay is reduced. The delay time of theoretical design is 1.5 ms. Lastly, this design is validated through an angle vibration test, and test curve indicates that the dynamic characteristics of laser gyro completely meets the requirements of the attitude control system, and the maximum delay time is 1.6144 ms, which satisfies with the attitude update rate of 2 ms per frame. This concept can simplify the missile guidance system design, at the same time, it does not reduce missile guidance accuracy, and also provides reference for the broadening of the application of laser gyro.     

基于地磁场矢量误差反馈的姿态补偿算法

针对小型空中机器人在全球定位系统（GPS）失锁情况下的姿态估计问题,提出一种新的闭环姿态补偿算法.有GPS辅助的情况下,采用组合导航算法对姿态角和地磁场矢量做出估计;当组合系统无法有效工作时,将反馈控制的思想引入姿态估计过程,充分利用地磁场测量值与估计值之间隐含的姿态信息,通过地磁场矢量误差反馈对姿态角速率测量值进行修正,进而抑制惯性导航系统误差的发散.在小型空中机器人上对算法进行实物验证,并与参考系统对比.结果显示:在GPS失锁的情况下,与开环工作模式下的INS/GPS组合导航系统相比,新的闭环姿态补偿算法的姿态估计误差更小,使惯性导航系统的姿态误差积累得到了有效的抑制．     

基于捷联惯性导航的室内定位系统研究

基于捷联惯性导航的室内定位系统是综合运用MPU6050陀螺加速度计模块、HMC5983三轴电子指南针模块和蓝牙模块来实现定位. 系统以STM32单片机为控制核心,依此算出四元数和旋转矩阵,并利用卡尔曼滤波算法计算最优姿态角,在此基础上获取载体在导航坐标系中的运动加速度,通过对加速度的两次积分计算出载体在导航坐标系中的位置信息. 为了克服惯性导航固有的不可消除的积累误差,布设关键通信节点,采用局部蓝牙通信定位,并通过加权平均融合对位置信息做出修正,提高了定位系统的定位精度.     

利用回波数据的高分宽测机载SAR运动误差提取方法

为实现高分辨宽测绘带SAR成像,提出一种基于回波数据的高分辨宽测绘带机载SAR运动误差提取方法,有效弥补了基于惯性测量单元/全球定位系统(INS/GPS)提取的运动误差精度低的问题.首先采用一种基于图像对比度最优的方法对SAR回波数据进行相位误差估计,然后利用加权总体最小二乘(WTLS)基于空变相位误差模型反演运动轨迹误差,最后利用得到的轨迹信息实现空变相位误差的补偿和残余距离徙动校正.实测数据处理结果证明该方法有效,相比传统自聚焦算法具有更高的估计和补偿精度.