高旋弹药飞行姿态测量用半捷联MEMS惯性测量装置研究

针对高速旋转弹药姿态测量中,传统的MEMS捷联惯性测量系统由于角速率传感器在量程和精度上不能同时满足测试要求而存在姿态测量精度低的问题,提出了半捷联MEMS惯性测量的概念、原理和半捷联MEMS惯性测量的实现方法;同时针对半捷联MEMS惯性测量系统的组成结构,对半捷联MEMS惯性测量装置进行了介绍。通过对动力输出仓、控制-驱动电路安装仓、惯性信息敏感仓和惯性信息采集仓的结构和功能说明,阐述了半捷联MEMS惯性测量的实现方法。该装置可在弹药高速旋转情况下为微惯性测量单元提供稳定测试环境,有效抑制高旋弹药对惯性系统姿态测量精度的影响,为高旋弹药姿态测量和常规弹药制导化提供了新的思路,具有一定的工程应用价值。     

利用星敏感器在轨标定陀螺仪的平方根滤波方法

研究了陀螺仪在轨标定问题,提出了一种用星敏感器在轨标定陀螺仪的平方根滤波方法。用星敏感器的姿态输出对陀螺仪的误差系数进行估计,将星敏感器测出的姿态角解算的导航角速率引入到惯导系统的姿态更新,实现了姿态误差与速度误差和位置误差的解耦。根据系统的姿态误差方程,以陀螺仪的误差系数为状态参数,构造系统状态方程和量测方程,进行平方根滤波估计。推导了基于平方根滤波的标定算法。仿真结果表明,提出的在轨标定方法在适当的机动条件下,能够以较高的精度标定出陀螺仪的误差系数。     

半捷联微惯性测量系统同轴度误差解析评定

半捷联微惯性测量方法的提出为高旋弹药飞行姿态的高精度测量提供了一种全新的解决方案,而复杂的半捷联机械结构又给测量系统带来了不可忽略的同轴度问题。针对半捷联系统的同轴度问题,在介绍半捷联微惯性测量系统基本组成结构与工作原理的基础上,分别提出了适用于半捷联系统外筒与内筒的同轴度解析评定方法。其中,外筒的同轴度测定方法参考现有标准测量方法,而内筒的同轴度测定,则是在推导存在同轴度误差角时微惯性测量组合（MIMU）输出模型的基础上,详细设计了适合半捷联内筒同轴度的动态标定方法,利用系统自身组部件完成了同轴度误差角标定,并在实验条件下对径向陀螺输出作了误差补偿,验证了该方法的可行性,最终完成了半捷联微惯性测量系统同轴度误差的综合解析评定。     

基于视觉对准的非硅MEMS 微小型结构件微装配系统

为满足非硅MEMS微小型结构件的高精度柔性装配需求,设计一种基于正交光路分时成像视觉对准的机器人串行微装配系统。介绍目前微小型结构、非硅MEMS和机器人微装配系统的发展概况,给出其总体结构组成及典型装配过程,重点分析视觉对准系统摄像机标定方法,对标定误差进行分析,最后对装配系统进行非硅MEMS典型零件装配实验分析。结果表明:所设计的装配系统视觉系统检测精度≤5.5μm,能满足一般精度的非硅MEMS微小型结构件装配要求。     

捷联惯性/里程仪组合定位定向系统方案设计及仿真计算

针对车载定位定向系统中存在的缺陷,设计了一种新的车载定位系统。完成了由低成本、高可靠性的捷联惯性参考系统与高分辨率里程仪组成的捷联惯性／里程仪组合定位、定向系统的方案设计及仿真计算。仿真结果表明,系统对姿态角、航向角等误差具有极高的在线对准及标定精度。组合系统无需停车,可进行零速校正。     

弹载SINS/CNS组合导航系统在线标定方法

提出一种弹载SINS/CNS组合导航系统在线标定方法。该方法将星敏感器安装偏角误差、陀螺漂移及加速度计零偏误差扩维为状态量,利用星敏感器与惯导系统姿态角之间的关系建立观测方程,采用卡尔曼滤波对安装误差及惯性器件误差进行估计和补偿。设计趋于一般运动状态的路径对上述方法进行仿真验证。仿真结果表明,该方法可以实现对星敏感器安装误差及惯性器件误差的估计,其中安装误差估计精度优于0.1',陀螺漂移估计精度优于0.01°/h,加速度计零偏估计精度优于20μg。     

弹道导弹SINS空中在线标定方法

从工程应用的角度出发,利用高精度的GPS信息,研究了一种弹道导弹捷联惯导系统（SINS）空中在线标定方法,建立了发射点惯性系下SINS的误差模型,应用分段线性定常系统（PWCS）的可观测性分析理论和奇异值方法,定量地研究了系统状态变量的可观测度。针对SINS初始失准角及惯性器件误差所造成的导航误差,利用弹载GPS得到的速度和位置量测信息,通过最优估计的方法标定出SINS的导航误差,并采用误差状态转移算法反推初始平台失准角,从而为导弹的后续飞行提供精确的惯性器件误差系数和姿态基准。通过仿真验证了弹道导弹SINS空中在线标定方法的正确性和可行性。     

激光陀螺捷联惯性导航系统解析对准误差特性分析

为使惯性器件精度满足初始对准要求,对激光陀螺捷联惯性导航系统初始对准的误差特性进行了分析。从解析对准法的增量计算公式出发,采用扰动法推导了惯性器件测量误差带来的对准失准角及其随机特性,并根据姿态角与姿态矩阵之间的关系分析了对准失准角带来的姿态角误差。通过仿真和试验对理论分析结果进行了验证。研究结果表明：对准误差均值取决于惯性器件的常值误差和载体姿态,与对准时间无关;对准误差标准差和惯性器件的随机游走系数与载体姿态有关,且与对准时间的平方根呈反比。     

基于高阶卡尔曼滤波的激光捷联惯导系统级标定方法

随着激光捷联惯导系统的不断发展,系统对于误差标定的精度要求也在不断提高。在现有系统级标定算法的基础上,全面考虑了惯性器件零偏、安装误差角、标度因数误差、加速度计二次项、内杆臂等误差,并在计算速度和位置误差观测量时考虑了外杆臂误差,提高了激光捷联惯导系统误差模型的准确性,并基于此设计了一种基于高阶卡尔曼滤波算法的系统级标定方法。通过实验验证表明,与分立式标定方法相比,所提出的系统级标定方法具有更高的标定精度,能够满足高精度激光捷联惯导系统的标定需求。     

捷联制导弹药制导与控制系统设计与仿真

根据单兵武器捷联导引头的特点,提出一种弹体追踪和比例导引相结合的制导律。利用导引头的误差角信号和姿态陀螺的姿态信号,通过微分网络提取弹目视线角速率,实现比例导引部分,误差角信号作为姿态驾驶仪的输入完成弹体追踪部分。其次,利用根轨迹方法给出一种姿态驾驶仪设计方法。通过数学仿真可以证明,该制导律和姿态驾驶仪相结合,可实现精确命中目标,并具有良好的动态特性。最后,为论证MEMS陀螺和惯性陀螺等实现姿态驾驶仪的可行性,提出半实物仿真试验方案,作为理论设计进一步的验证手段。     

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。     

基于支持度的椭球拟合微机械电子系统加速度计现场标定方法研究

为解决微机械电子系统（MEMS）中加速度计的零位漂移误差、标度因数误差和交叉耦合误差随时间推移而变化的问题,提出一种基于支持度的椭球拟合MEMS加速度计现场标定方法。该方法能够在室外进行简单、快捷和高效的标定,其本质是在传统的椭球拟合法基础上,采用支持度法与椭球体法相结合的方法,通过建立椭球约束模型和支持度矩阵对MEMS加速度计的误差进行标定,继而使用误差补偿方程对MEMS加速度计进行输出补偿,最终实现高精度标度。通过椭球拟合对比实验和时间推移实验,证实了该方法可在没有精密标定设备情况下进行标定,其标定精度比传统椭球拟合法提升1倍。     

用于末敏弹稳态扫描参数测量的微惯性测量单元的误差标定

对用于末敏弹稳态扫描阶段参数测量的微惯性测量单元提出了一种标定方法。由于末敏弹在稳态扫描阶段的运动特点,采用的陀螺的量程往往比较大,因此需要对其建立合适的误差模型。文中首先对微惯性测量单元中的陀螺和加速度计分别建立了适当的误差模型。之后,进行了转台速率实验和转台位置实验。应用线性拟合和最小二乘法对速率实验和位置实验的数据进行解算,得到了所建误差模型中的参数。最后将标定过的微惯性测量用于仿真投弹实验。实验结果表明文中采用的误差标定方法是合理的。     

一种微惯性与磁组合测量单元的姿态解算方法

目前无人机、机器人、人体动作捕捉等多个领域都需要全姿态测量方法支持,采用微惯性与磁传感器组合测量姿态是成本低、性能好、普遍使用的一种方案。针对磁力计易受外界铁磁干扰问题,提出一种基于旋转四元数、两级更新的姿态解算方法：第1级根据建立的陀螺仪、加速度计量测模型构建损失函数,采用梯度下降法对载体俯仰角和横滚角进行更新;第2级根据建立的磁力计量测模型,采用梯度下降法对载体偏航角进行更新。利用后验估计四元数计算铁磁干扰估计量,并将其作为下一时刻的先验铁磁干扰。实验结果表明,该算法可以有效校正角速率积分带来的累积误差,提高姿态解算精度,并具有一定抗铁磁干扰能力,增强了微惯性与磁组合测量单元姿态解算方法的环境适应性。     

小口径旋转导弹组合导航算法设计

针对小口径旋转导弹特点,提出地磁辅助MEMS惯组的组合导航算法设计方案。给出MEMS惯性器件和地磁传感器的误差数学模型,简述三轴地磁定姿解算原理,在设计的飞行轨迹上进行MEMS惯性导航仿真和MEMS惯组/地磁组合导航仿真。结果表明：经过地磁辅助的MEMS惯性导航的姿态角误差和位置误差减小明显,可以满足旋转导弹的使用要求。     

弹载捷联惯导简易在线标定方案研究

针对弹载捷联惯导系统在发射前需进行标定的问题,提出一种简易在线标定方案。此方案不需要将惯性器件从弹体上拆下来,且不需要车体进行复杂的机动,而是以车载主惯导提供的精确速度及姿态信息为基准,利用炮车的常规机动方式加上野战行进时沿x轴、y轴方向的俯仰、横摇角运动对器件误差的激励作用,采用系统级标定法对惯性器件误差参数进行在线标定。理论分析及计算机仿真结果表明,该标定方法能够有效完成对弹载捷联惯导系统的在线标定,且方案简单易行,具有较强的现实应用价值。     

基于两磁传感器极值比值的弹体横滚姿态测量

针对高转速弹体飞行过程中的高速旋转,微惯性器件无法满足测量要求的问题,提出利用两个磁传感器组合测量姿态的方法.将磁传感器组合中的一个与弹轴成锐角安装,利用两磁传感器输出的极值信息,采用极值比值的方法确定姿态,无需知道地磁场强度且解算过程中只需要标量运算.与Thomas Harkins,David Hepner提出的零交叉法相比,姿态角信息多且是单值的.针对极值比值算法及磁传感器安装角度误差进行了仿真,仿真结果表明:该算法具有较高的精度,解算的姿态角与真实姿态角相符;对磁传感器的位置误差修正后,姿态角的解算精度有所提高.     

基于互补-粒子滤波的MEMS 传感组件姿态数据融合算法

为解决现有的MEMS传感组件精度低、误差大和磁传感器测量的航向角数据噪声大、精度低等问题,提出基于互补-粒子滤波的姿态融合解算方法.先用互补滤波算法结合加速计和磁力计对陀螺仪的姿态角进行修正,再采用四元素法对陀螺仪数据进行粒子滤波.仿真实验结果证明:该算法能快速解算出姿态角,提高解算精度.     

弹道导弹轨迹发生器的设计

用于捷联惯导的弹道导弹轨迹发生器设计,包括动力学方程的建立和发射点惯性坐标系下的轨迹参数确定.后者又包含发射点惯性系下速度、位置、姿态角、比力速据及角速度的确定.针对误差公式推导复杂的特点,用导航仿真对其输出的角速率和比力值进行精度估计,验证了该设计的正确性.     

基于磁强计/陀螺的卡尔曼滤波定姿算法

针对基于磁强计的组合导航研究中,须事先确定滚转角这一不足,提出了一种磁强计和MEMS陀螺组合确定姿态的四元数卡尔曼滤波算法。利用陀螺测量的姿态角速率,结合磁强计输出的地磁分量测量值,运用卡尔曼滤波算法对三个姿态角同时进行最优估计,而不需要先验假设。仿真误差分析表明:姿态角解算结果具有较小的误差,且不随时间积累。