两轴地磁信号修正的陀螺姿态算法

目前捷联式惯导系统是惯性技术的发展方向,姿态算法是捷联惯导系统算法中的一个重要组成部分,其精度直接影响弹体姿态控制能力,为此文中提出了一种采用三轴MEMS陀螺进行姿态探测,并用两轴地磁信号解算出的滚转角修正陀螺累计误差的方案,仿真分析了地磁陀螺信号组合测姿算法。结果表明:该方案相对于单纯陀螺信号解算姿态角精度高,可用于改善测姿结果。     

四旋翼飞行器航姿测量系统的数据融合方法

针对小型四旋翼飞行器航姿测量系统中MEMS器件精度低、易发散等问题,提出一种新的数据融合方法,对航姿测量系统中陀螺仪、加速度计和电子罗盘的输出数据进行融合。利用MEMS惯性测量元件搭建了一个低成本航姿测量系统,分析了姿态解算的过程和难点,采用基于梯度下降的姿态融合算法,对四元数更新方程进行了补偿。实验结果表明:与目前常用的卡尔曼滤波算法相比,基于梯度下降的数据融合算法能显著降低对处理器速度和精度的要求,能有效融合航姿测量单元的传感器数据,提高小型四旋翼飞行器的姿态测量精度。     

角速率输入下捷联航姿算法研究

文中针对工程实际中陀螺输出的角速率形式，研究了锥运动条件下捷联惯导系统姿态计算中旋转矢量双子样、三子样法和四元数法，并提出了一种改进双子样法，对各算法的漂移误差进行了仿真分析。仿真结果表明在角速率输入情况下改进双子样法的精度优于其他算法，是一种较理想的高精度捷联航姿算法。     

捷联惯导系统姿态算法实现及工程应用

对适合工程应用的捷联惯导系统姿态算法进行分析,在随机干扰、陀螺漂移以及分辨率误差条件下进行了仿真,对姿态算法的精度和抗干扰性进行了考核,确定陀螺的指标和系统姿态算法,对系统进行了标定,将龙格库塔算法应用在捷联惯导系统工程样机中,完成了捷联惯导系统工程样机的建立。     

载体机动和磁干扰环境下的航姿算法研究

针对强机动、磁干扰环境中姿态解算精度不高的问题,结合目前航姿系统小型化、低成本的工程应用要求,提出了一种新型姿态解算算法。该方案利用自适应卡尔曼滤波对传感器测量值进行预处理,利用梯度下降法完成对处理后测量值的姿态解算与姿态融合,使航姿系统具有了抗机动性扰动能力。同时,本课题对传统卡尔曼滤波模型进行了简化,减小了算法运算量,提升了该方案的工程实用性。为验证算法的可行性,本课题基于提出的解算算法对航姿系统进行了实物实现,并设计了机动性实验对该航姿系统进行了机动测试。实验结果表明,载体在磁干扰较强的环境下进行强机动运动时,与低成本MEMS-AHRS系统的主流算法(互补滤波姿态解算法)相比,本课题设计的航姿系统能输出更加准确的姿态结果。     

星敏感器辅助的捷联光纤航姿误差在线估计方法研究

提出了一种基于星敏感器辅助的舰载光纤捷联航姿系统（SAHRS）误差在线估计方法,以初始时刻舰船惯性坐标系为参考系,直接以星敏感器输出惯性姿态为基准,估计陀螺仪的常值漂移;在舰船系泊状态下,以重力矢量在惯性空间的投影为基准,利用比力的积分量构建观测值,估计加速度计零偏。该方法无需拆卸系统,陀螺与加速度计误差估计完全分离,估计收敛速度快、实时性好。仿真结果表明：该方法可实现在静止基座和摇摆基座条件下捷联航姿陀螺仪常值漂移及水平加速度计零偏的在线估计,估计精度分别优于0.02°/h和50 μg.     

捷联姿态系统的误差分配算法设计

利用外部参考速度,中精度的捷联惯导系统在罗经方式下可长时间提供高精度的姿态信息,但在设计此类系统时,需要明确惯性元件及外部速度信息对系统姿态误差的影响。文中在完成姿态系统罗经回路设计的基础上,通过分析捷联姿态系统水平回路和罗经回路的误差方程和传递函数,对加速度计误差、陀螺误差和外部速度误差造成的系统姿态误差进行了分析,得出了在稳定状态下这些误差与各姿态误差之间的数学关系,从而完成系统的误差分配设计。     

角速率输入下的捷联惯导系统改进航姿算法

针对角速率输入下仅利用角增量信息的等效旋转矢量算法精度降低的问题,结合当前角速率、角增量并引入前次角增量信息,提出了一种捷联惯导系统的改进等效旋转矢量航姿算法.在角速率输入条件下,获得了理论上的圆锥误差补偿效果,纯圆锥运动的仿真结果表明捷联系统的姿态精度得到了改善.     

捷联惯导系统中补偿安装误差的优化算法研究

在无陀螺捷联惯导系统中。以高自旋弹丸运动姿态测试为研究背景,针对以往解算载体角速度精度不高。导航误差随时间积累较快的问题,提出一种新的十二加速度计配置方案。并在此方案下采用了一种提高角速度解算精度的优化算法,该方法运用阻尼高斯牛顿迭代法对加速度计的安装误差进行补偿修正。进行相应的仿真试验,并与理论值进行误差分析．证实了该方案的可行性和算法的有效性。     

光纤陀螺捷联惯导系统速度算法的改进研究

划桨误差的确定与补偿是影响高动态、恶劣振动环境下捷联惯性导航系统速度计算的重要问题。传统的捷联速度算法一般是基于陀螺的角增量信号和加速度计的速度增量信号。当应用于输出为角速率的光纤陀螺捷联惯导系统时就受到局限。针对光纤陀螺捷联惯导系统输出为角速率和加速度的情况,提出了一类新的划桨误差补偿算法,并进行了优化,给出了算法的划桨误差表达式,并进行了仿真分析。结果表明,新的算法精度较传统算法有显著提高。     

MEMS旋转调制式航姿参考系统设计及误差补偿

为了实现中精度、低成本的航姿参考系统,提出了一种基于低精度MEMS(Micro Electronic Mechanical System)陀螺旋转调制技术的解决方案,研究了陀螺的刻度系数误差以及比例敏感漂移在旋转调制下的特性,分析了旋转调制技术可能引入的新误差,如旋转分解误差,涡动误差等;针对各种不同的误差源,给出了相...     

一种适用于高动态制导飞行的大气航姿系统算法

为解决高动态制导飞行条件下航姿系统的可用性,从工程应用角度提出一种新的大气航姿自适应滤波算法,采用大气数据信息剔除滤波量测中的运动加速度,解决了内阻尼航姿算法在载体高动态机动时不能正确修正姿态的问题。基于MEMS惯性器件的大气航姿系统跑车试验结果证明,该算法合理可行,具有很好的鲁棒性,可以为高动态运动载体提供准确的姿态/航向信息。     

人工神经网络改进的AHRS/GPS紧耦合滤波算法

以陆用AHRS/GPS紧耦合系统为研究对象,建立了基于伪距-伪距率-航向角的组合观测数学模型,采用RBF网络辅助的EKF导航滤波器,逼近组合系统的非线性特性,实现自适应的导航参数解算.仿真结果表明:方法可快速、准确地逼近系统非线性模型,估算的姿态角误差均方差较标准EKF减小了约5.9%～22.8%.在传感器精度有限的情况下,所获得的导航精度和动态性能均有提高.     

双IMU/DGPS组合相对测姿系统同步方法研究

双IMU/DGPS组合相对测姿系统应用于动态载体上两点之间的相对姿态测量,该系统使用DGPS的速度和位置信息分别与主惯导系统和从惯导系统的导航信息进行组合,并解算两惯导系统的相对姿态.针对组合测姿系统对于同步的要求,提出了以惯导系统内石英晶体振荡器作为时间基准的数据同步方法,并进行了半实物仿真试验.试验结果表明,该同步方法可使双惯导系统间的数据同步误差从10ms减至100ns以下.同步精度满足要求,并具有很高的可靠性.     

惯性/卫星组合导航系统载体姿态角速度提取方法

惯性/卫星组合导航系统在信息融合过程中,需要以运动载体姿态角速度构成误差运动状态矩阵。但一般情况下惯导平台无法输出运动载体的姿态角速度。文中分析了惯导平台框架角与载体姿态角的关系,结合硬件改造与数据处理方法,从惯导平台输出量中提取了运动载体的姿态角速度,完成了惯性/卫星组合导航系统半实物仿真试验。     

模拟弹体内IMU输出与卡尔曼滤波研究

IMU在地面系下的投影,通过转换矩阵转换为弹体系下的输出,再考虑到惯性器件常值误差﹑白噪声与随机误差的影响,即可模拟IMU在弹体内的输出.当地面系下的投影为静态或动态时,可分别模拟弹体内IMU在初始对准时的输出和在飞行过程中的输出.对该信号进行卡尔曼滤波,根据信号的特性调整滤波参数,进而提高滤波效果.这将有助于解决卡尔曼滤波器在实际应用中估计误差增大和滤波发散等问题.     

弹道导弹加表逐次通电误差分析和修正

加速度计误差在很大程度上决定了导弹的落点误差,对加速度计标定系数进行误差分离和补偿可以有效提高导航精度.在分析加速度计误差传播模型基础上,利用导弹特殊时刻的相关信息,对加速度计K0x和K1x项误差进行分离和补偿.仿真计算表明,这是一种很有效的修正方法,可以有效提高导弹的落点精度.     

四旋翼姿态检测及数据处理系统优化设计

姿态角作为四旋翼飞行器重要飞控参数,对稳定飞行起着至关重要作用.针对姿态的检测问题,搭建了以STM32F407VG、MPU6050和AK8975组成的姿态检测系统.采取四元数法描述飞行器姿态,通过共轭梯度法对加速度计和电子罗盘测量数据做最优处理,得出的数据融合参数修正陀螺仪累积漂移误差,从而达到最佳融合效果.结果表明该检测及数据处理系统简单可靠,性能稳定,计算量小,能够满足四旋翼飞行器对精度和实时性的要求.     

弹道导弹惯导系统误差系数自由段补偿

惯性系统误差系数修正是提高弹道导弹制导精度的有效方法.通过分析惯导误差系数修正方法,提出惯性制导系统的自由段实时补偿技术,通过公式推导,建立了误差系数补偿的理论模型.运用弹道仿真计算,分析误差造成的落点偏差,验证了修正模型对导弹落点偏差的补偿作用,证明该补偿方法不需要硬件改动,仅对弹上制导软件进行小量改动就能够显著提高导弹命中精度.     

捷联惯导系统初始姿态角的确定方法研究

初始数学平台的确定是捷联惯导的关键，而发射前导弹的晃动给初始平台的确定带来了困难。文中首先分析了导弹的晃动规律，进而提出分别利用加速度表和陀螺仪输出的脉冲数据计算导弹的晃动角，并将其综合考虑后求取导弹平均晃动角的方法，为数学平台的建立提供了数据基础。