无陀螺捷联惯导系统的安装误差辨识方法

根据无陀螺捷联惯导系统(GFSINS)的工作原理,推导了理想条件下和有加速度计安装误差条件下的角速度解算方程;推导了加速度计的安装位置误差所产生的加速度计的输出误差;在静基座条件下,通过旋转惯性测量单元坐标轴的方法改变其放置位置,建立了加速度计安装位置误差的辨识公式;数字仿真结果表明.所采用的加速度计安装误差的辨识方法有效,对辨识得到的安装误差进行补偿可以显著地提高角速度的解算精度.     

单芯片集成加速度计陀螺的研究

讨论单片集成加速度计陀螺的结构及其工作原理，并对单结构加速度计陀螺的加速度信号和陀螺信号的分离进行了阐述．在以往的微型惯性测量组合中，加速度计和陀螺是分离的，这样将产生较大的轴间耦合误差．设计了双质量块振动系统，利用一个敏感头同时测量加速度和陀螺信号．在此基础上讨论了陀螺的驱动电路与信号检测电路．     

基于MEMS陀螺的低成本捷联惯导系统设计

介绍了一种基于MEMS陀螺和石英挠性加速度计的低成本捷联惯性导航系统的设计与实现方法。给出了惯性测量单元(IMU)的模型方程,并在全温下对IMU的输出进行补偿;采用"四元数"法进行姿态计算,通过坐标变换、积分运算确定载体的速度、位置;对惯测样机进行了60 s的静态测试,结果表明该系统短期准确度满足SINS/GPS组合导航系统需求。     

基于统一方程多种配置的GF-INS技术研究

采用加速度计取代陀螺仪作为惯性测量元件构建的无陀螺惯导系统（GF-INS），具有成本低、体积小、机动性能好等优点，已成为近年来惯性技术应用领域的研究热点。文中从理论上分析研究了GF-INS加速度计的输出方程，提出了基于统一方程的GF-INS解算的一般过程，并进行了理论推导。研究表明，不同加速度计配置方案只是选取了不同的参数，解算本质是一致的。结合国内外相关研究成果，对GF-INS的研究与发展提出了若干建议。     

振动条件下陀螺加速度计误差抑制技术

为了减小振动条件下惯性平台陀螺加速度计的振动误差,本文提出了一种基于陀螺加速度计进动时间数据的整周小波去噪测试方法。该方法在静态和线振动状态下分别测量平台系统中陀螺加速度计进动整周期的相关时间数据,基于改进小波方法进行去噪后,得到静态和线振动状态下的时间序列,经计算得到陀螺加速度计的振动误差。该方法抑制了陀螺加速度计输出平均角速率误差,能够提高陀螺加速度计随平台系统在线振动台上的测量精度。最后采用实测数据验证了算法的有效性,辨识精度达到 ,提高了陀螺加速度计随平台系统在线振动台上的振动精度。     

振动条件下陀螺加速度计误差抑制技术

为了减小振动条件下惯性平台陀螺加速度计的振动误差,提出一种基于陀螺加速度计进动时间数据的整周小波去噪测试方法。该方法在静态和线振动状态下分别测量平台系统中陀螺加速度计进动整周期的相关时间数据,基于改进小波方法进行去噪后,得到静态和线振动状态下的时间序列,经计算得到陀螺加速度计的振动误差。该方法能抑制陀螺加速度计输出平均角速率误差,提高陀螺加速度计随平台系统在线振动台上的测量精度。最后采用实测数据验证算法的有效性,辨识精度达到10~(-7),该方法提高陀螺加速度计随平台系统在线振动台上的振动精度。     

旋转弹用MEMS陀螺性能测试

常规弹药在发射过程中具有高过载及高速旋转的特点,导致惯性测量单元由于过载和传感器量程不足无法实现正确测量,针对该问题设计了一种基于弹体自身旋转作为驱动的三轴MEMS陀螺.本文首先对该陀螺的工作原理及输出特性进行了分析,设计了相应的测试平台;然后借鉴常规陀螺的测试方法对其进行测试标定;最后对该陀螺输出与加速度关系、标度因数、非线性度、分辨率等性能进行了测试.从而验证该陀螺能够实现对外部角速率的测量,且能够正确敏感外部角速率的变化,最终验证了所设计陀螺的正确性.     

空空导弹捷联惯导系统空中标定技术研究

针对空空导弹捷联惯导系统提出了一种空中标定方法。该方法是在载机空中飞行的过程中,利用机载主惯导到弹载子惯导的数据传递过程,利用卡尔曼滤波估计算出惯性器件误差的一种标定方法。通过数字仿真分析,该方法可以实现对陀螺常值漂移和加速度计常值偏置一定程度的标定,并能够延长其定期标定的周期。     

光纤陀螺IMU的六位置旋转现场标定新方法

针对光纤陀螺惯性测量单元(Inertial Measurement Unit,IMU)的误差系数随时间推移而变化的问题,本文提出一种光纤陀螺IMU的六位置旋转现场高精度标定新方法,该方法在使用现场将光纤陀螺IMU在六个位置上进行十二次旋转,然后根据光纤陀螺IMU的误差模型建立42个非线性输入输出方程,通过旋转积分和对称位置误差相消,消除方程中的非线性项,最终求解出陀螺标度因数、陀螺常值漂移、陀螺安装误差和加速度计常值偏置等15个误差系数.实验结果表明,该方法可在没有精密转台的现场实现光纤陀螺IMU的精确标定,其标定精度与基于精密转台的标定精度相当.     

弹载光纤陀螺旋转惯组误差自补偿技术

目前弹载惯性测量组合测试标定精度受外界干扰影响较大,特别是光纤陀螺温度稳定性低,易受环境温度影响参数变化,导致误差补偿效果不好。针对该问题,提出设计一种光纤陀螺旋转惯性测量组合。在惯性测量组合外加旋转轴,在导弹飞行过程中使惯性测量组合绕旋转轴连续旋转,将射前补偿不完全误差调制为周期项,从而达到误差自补偿的效果。理论分析和仿真结果表明,通过旋转不仅能自动补偿与转轴垂直方向惯性仪表的常值误差和部分安装误差,而且能补偿加速度计部分一次项误差、二次项误差和部分交叉轴耦合项误差,选择合适的旋转方案还可以完全消除旋转速度与陀螺仪标度因数误差、安转误差的耦合误差。     

航空重力测量应用中高精密测温电路精度研究

石英挠性加速度计等惯性器件是组成捷联式航空重力仪(GA-01)的主要测量元件.为了有效保证航空重力测量的精度,需要对加速度计进行精度达到±0.01℃的温度控制.针对GA-01提出的温控精度要求,设计了相关精密测温电路,并重点对其精度进行了分析,量化了电路各主要参数对测温精度的影响,给出元器件选型参考,并依照相关选型标准制板测试验证了方法的有效性.     

激光捷联惯导振动耦合问题的精细建模

激光陀螺在惯性测量单元(IMU)中的测量精度对比单表测试结果下降是激光捷联惯导研究的难点之一。工程实践中发现,激光陀螺在IMU运行时保持单表性能的关键在于振动解耦。从建立振动模型出发,导出了振动解耦的理论约束。具体的,从动量矩定理和拉格朗日方程出发建立IMU的六自由度振动模型;进而为了实现振动解耦,类比惯性椭球,定义了减振系统的弹性椭球,分析了惯性椭球与弹性椭球不同位置关系时IMU的振动响应特点。主要结论为:惯性椭球与弹性椭球球心重合且主轴重合为IMU的最佳设计状态,此时六个自由度的振动相互解耦。     

基于环形激光陀螺调制输出的寻北系统

利用环形激光陀螺对角速度输入量具有较高灵敏度的特点,提出了一种新型的激光陀螺寻北系统,将一环形激光陀螺垂直安3 水平的恒速转台上,使输入轴与台面平行,通过测量地球自转角速度的向向分量,实现寻北过程,通过与其对称放的加速度计可以测量出由于轴系安装和系统调平引起的台面倾斜误差,从而对激光陀螺的数据出量进行补偿,同时采用单周期多位置采集技术和多周期重复测量的方法,有效地抑制了激光陀螺的测量噪声,最大限度地减少了随机误差和系统误差的影响,提出了系统的寻北精度,适合多种领域的需要。     

基于小波分析的捷联式惯导系统的初始对准方法研究

对于光纤陀螺捷联式惯导系统，提出了一种新的初始对准方法，采用小波分析方法撮初始对准的有用信号；用二位置法确定初始方向余统矩阵，同时对光纤陀螺的常值漂移和加速度计零偏置进行标定。仿真结果表明了这种方法的有效性。     

SOI高g值压阻式加速度传感器与工艺实现

基于SOI技术,利用电感耦合等离子体硅深加工,设计制备了一种新型平面内振动高g值压阻式加速度计.该加速度计包括X轴向与Y轴向单元,采用扇形敏感质量块平板内振动结构.对称的布局方式,有效地消除了灵敏度的交叉干扰,提高了传感器的测量精度.测试系统分析出加速度传感器的灵敏度是1.170 μV/g.研究表明该加速度传感器可实现对量程高达25×104g加速度的测量.     

基于UKF信息融合的多旋翼飞行器姿态估计

姿态估计是多旋翼飞行控制的基础,为实现多旋翼三轴姿态估计,构建了基于MEMS陀螺、加速度计和磁力计的低成本姿态测量系统.该系统采用STM32F103作为控制器,集成加速度计和陀螺仪MPU6050,磁强计HMC5883作为测量传感器.针对多旋翼飞行器单一传感器无法准确测量姿态信息的问题,提出了基于无迹卡尔曼滤波信息融合的姿态估计算法.以陀螺仪为状态矢量,加速度计和磁强计解算的姿态角为观测矢量,无迹卡尔曼滤波器将陀螺的良好动态性能与加速度计、磁强计的良好静态性能结合起来,提高姿态测量精度,具有良好的动态跟踪性能.通过飞行测试,与高性能成品飞行器的姿态信息做对比,验证和分析该低成本姿态测量系统的有效性.实验结果表明,基于无迹卡尔曼滤波的姿态测量系统实现了动态环境下低成本多旋翼的精密姿态测量,为无人机自主飞行控制奠定了基础.     

新型三轴压阻式硅微加速度计的研究

微惯性系统以及其他高精密场合往往需要高精度三轴加速度计来检测三个垂直方向加速度矢量。针对类似需求,介绍了一种四边八梁结构式三轴压阻式硅微加速度计,利用硅衬底上单一质量块和惠斯通半桥结构可同时实现三个轴向上的加速度高精度测量。另外设计了微加速度计在高过载环境下的硅一玻璃防护结构和体硅加工工艺,并通过ANSYS仿真和试验验证了加速度计结构的合理性,还对微加速度计相关性能进行了测试,测试结果表明,该微加速度计具有较高的测量精度和较好的线性度,满足设计要求。     

基于MEMS惯性传感器的微型姿态测量系统

提出了一种基于低成本MEMS惯性传感器的微型姿态测量系统,包括MEMS速率陀螺、MEMS磁强计、单轴MEMS加速度传感器.重点研究了基于扩展Kalman滤波（EKF）的姿态估计创新算法,通过速率陀螺更新误差状态四元数计算姿态角,并通过飞行方向的加速度传感器和三轴磁强计来补偿陀螺漂移和姿态角误差,利用扩展卡尔曼滤波方程消除瞬时干扰,实现高动态姿态测量.系统的仿真和高动态实验表明,姿态测量动态精度低于5°,静态精度低于0.7°.     

基于LabVIEW的捷联惯导测试系统的设计与实现

为了提高捷联惯导系统的精度,必须通过试验标定出系统中陀螺和加速度计的各误差参数,并对误差进行补偿。本文设计了一种捷联惯导测试系统,以工控机及数据采集与预处理系统为硬件平台采集捷联惯导的输出信号,上位机软件采用LabVIEW开发,对采集到的数据进行处理、显示及结果保存。最后,对捷联惯导系统进行了测试试验,试验结果表明该测试系统的正确性和可靠性,满足捷联惯导系统测试的技术要求,具有很强的应用价值和工程意义。     

基于MEMS IMU的舵面运动测量仪

针对飞行器升降舵、副翼角运动的测试需求,提出了单轴捷联姿态系统的原理及算法,介绍了基于MEMS陀螺仪和加速度计的舵面运动测量仪的构成,并对测量仪的工作过程进行了仿真.仿真表明,测量仪的性能满足舵面运动测量的需要.