捷联惯导系统的姿态算法研究

本文研究了锥运动对应的旋转四元数和角速度，并以锥运动为基础，讨论了三种资态更新算法及其优化算法。仿真结果表明，等效转动矢量的采样频率越高，姿态更新算法的精度就越高。但是，当锥运动角频率较高时，为满足一定的误差要求，则对采样频率的要求也是相当高的。     

捷联惯导姿态算法工程化研究

针对惯性导航系统姿态算法的工程使用问题,对现有四元数姿态算法进行了分析和评估。通过比较解算周期对算法性能的影响,对姿态算法的选取给出了建议,有一定的工程实用参考价值。     

光纤陀螺捷联惯导系统热仿真研究

探讨了光纤陀螺热模型的建立方法,并进行了实验验证,在此基础上建立光纤陀螺捷联惯导初步热模型,利用基于液体动力学(CFD)的热分析软件Flotherm对惯导系统进行热仿真分析,通过仿真计算,从而得到惯导系统在室温条件下,通过自然对流散热达到稳定状态的温度云图,然后对系统实现方案进行优化热设计,使温度对光纤陀螺性能的影响尽量减小,并对下一步温补或温控方案提供理论支持与指导。     

激光陀螺捷联惯导系统多位置系统级标定方法

捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响,需在使用之前进行精确地标定和补偿。为了更加有效地标定误差,设计了一种10位置系统级标定的方法。利用简化的误差模型和速度误差变化率方程,建立了所有误差参数与导航误差之间的线性关系。通过设计的10位置连续旋转方案对由各项误差参数引起的速度误差进行充分激励,利用所得数据进行卡尔曼滤波,计算出包括陀螺仪和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计二次项误差等24个误差参数。仿真得到陀螺零偏误差优于0.000 75（）/h,加速度计零偏误差优于g,陀螺和加速度计的安装角误差优于1.5,标度因数误差优于2 ppm（1 ppm=10-6）系统,加速度计二次项误差优于0.1510-6 s2/m。另通过3组实验验证了重复性,证明了该方法确实有效。     

火箭弹MEMS陀螺捷联惯导系统

火箭弹正朝着远程化、精确制导化方向发展,制导装置是其中的核心.该文采用微机电系统(MEMS)陀螺、石英挠性加速度计、高动态GPS接收机、高速导航计算机等硬件及捷联惯性导航和卡尔曼滤波算法,研制了小型捷联惯性/GPS组合导航系统.该组合导航系统具有体积小,精度高,成本低等特点,试验表明该惯导系统可以满足增程火箭弹制导要求.     

压电捷联惯导系统研究

探讨了用压电惯性器件构筑捷联惯导系统的技术途径。叙述了压电捷联惯导系统的结构及特点,分析并指出了惯性器件及系统的主要误差源,为压电陀螺和压电加速度计提出了一种系统级综合校正模型．给出了基于四元数的姿态及导航实时算法,对校正后的系统性能进行了仿真计算。结果表明,压电捷联惯导系统精度可以满足一些领域的导航与制导要求。对原理样机所做初步试验得到的结果优于仿真精度。     

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.     

激光陀螺捷联惯导系统的圆锥运动误差激励方法研究

捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响,针对陀螺的标度因数误差和非正交安装角误差,提出了一种以圆锥运动激发姿态误差来进行快速标定的方法.通过理论分析得出,在短时间内,由于标度因数误差和非正交安装角误差的存在,圆锥运动将激发出随时间线性增大的姿态解算误差.将解算得到的姿态误差与陀螺数据联立,可以反解得到标度因数误差和非正交安装角的值.通过仿真验证,安装角误差能达到1"以内,标度因数误差能达到5 ppm以内.     

捷联惯导系统速度误差补偿实用算法

捷联式惯性导航系统在姿态矩阵和位置矩阵的解算中会产生滞后误差,由于真实参考坐标系和计算参考坐标系在实际系统中并不重合也将产生计算误差,为此须对速度误差进行补偿.该文提出将速度计算分做两步进行,先在机体坐标系里完成带补偿的速度增量计算,再在游动坐标系里实现由惯导基本方程得到的速度计算公式.实际试验表明,这种实用算法比常规的速度计算方法有效改善了系统的定位精度.     

三轴光纤陀螺捷联姿态解算与漂移补偿研究

研究了三轴正交捷联光纤陀螺（FOG）在移动卫星通信天线稳定和精确指向中的应用。针对三轴FOG角增量输出,首先建立四元数微分方程并实时求解,实现了考虑地球自转补偿的捷联姿态解算方法。其次,将FOG输出漂移分为零偏、温度漂移和随机漂移分别进行补偿研究。基于预测控制DMC算法进行随机漂移的实时补偿;建立多项式模型并进行回归分析实现温度漂移的补偿。通过试验表明,捷联姿态解算方法正确。补偿后,FOG的输出漂移大大减小。     

基于QEKF的四旋翼飞行器姿态估计

提出了一种基于四元数扩展卡尔曼滤波(QEKF)数据融合算法,应用于四旋翼飞行器的姿态估计。首先,用四元数表示航向姿态参考系统(AHRS)中的坐标旋转关系,获取飞行器的姿态信息;然后,结合扩展卡尔曼滤波算法,融合低成本的MPU9250中陀螺仪、加速度计、磁力计传感器的9轴原始输出数据,对飞行器的真实姿态进行跟踪估计;最后,通过MATLAB实验仿真,与互补滤波(CF)和梯度下降法(GD)算法进行比较,实验证明QEKF对姿态的估计更加精准。     

GPS／CoMPASS／SINS深度组合研究

为验证卫星导航系统／SINS组合导航系统具有更高的精度,采用深度组合的方法,利用技术比较成熟的GPS与我国正在研发的COMPASS组网形成的卫星导航系统,通过对3种卡尔曼滤波算法仿真实验,得出了平淡卡尔曼滤波算法具有更高的精度。通过对卫星导航系统多路径效应的分析．采用SINS辅助卫星导航系统消弱多路径效应的方法,得出该方法可以较好地消弱多路径效应。     

激光捷联惯导多矢量定姿法晃动基座粗对准

针对激光捷联惯导晃动基座下受载体运动干扰难以实现粗对准这一问题,提出了一种惯性系下基于多矢量定姿的粗对准方法。首先分析了基于双矢量定姿的惯性系粗对准算法的原理和不足,在此基础上推导了基于多矢量定姿的粗对准模型,并对新方法进行了仿真验证。结果表明,与传统双矢量定姿惯性系对准方法相比,采用多矢量定姿能更充分利用观测信息,有效抑制干扰运动对对准精度的影响,建立更准确的捷联矩阵,同时使对准结果具有更好的稳定性。     

微型隧道效应磁强计的设计和加工工艺研究

介绍了一种新型的基于隧道效应的微型磁强计,对其关键工艺进行了分析和实验研究。利用薄片溶解工艺制作了大尺寸的薄膜(3mm×1mm),并且在薄膜的两面都制作了图形结构,拓展了微机械工艺的加工能力     

SINS/GPS/TACAN组合导航的联邦卡尔曼滤波方法

针对无人机飞行末段的飞行特点,提出了一种用战术空中导航系统(TACAN)辅助惯性导航系统(INS)、全球卫星定位系统(GPS)的新组合导航模式。详细推导了一种系数加权的联邦卡尔曼算法,并将此算法运用到SINS/GPS/TACAN组合导航中。通过融合导航系统的导航信息估计出组合导航系统的误差状态量,以提高导航系统定位精度。此算法不必计算加权矩阵,从而避免了求解滤波误差方差阵的逆矩阵,运算速度有所提高。仿真计算结果表明,该算法可抑制滤波发散,并提高导航系统的精度和速度,此组合导航模式有较好的容错性和环境适应性,具有实用价值。     

水平式隧穿磁强计表头的制作

水平式隧穿磁强计是一种新型隧穿磁强计,其特点是反映磁场变化的洛伦兹力与敏感元件在同一水平面内。该文介绍了这种隧穿磁强计的工作原理,分析了与垂直式隧穿磁强计的区别。给出了表头的加工版图、加工工艺及相应的工艺简图,分析了工艺难点。介绍了按此工艺研制的两种表头:一为直梁式,其加工相对容易、可靠性高;另一种为折叠梁式,其弹性好,位移灵敏度高。SEM照片显示:结构平整、无毛刺。两种结构的表头均进行了封装。     

高温超导双晶结垫圈型dc SQUID 磁强计的研制

采用脉冲激光沉积法(PLD)在10x10mm2的SrTiO3双晶基片上制备了纯c取向的高温超导YBCO薄膜,薄膜表面平整,杂相颗粒少,在20μm尺度范围内,起伏在几个nm之内。通过标准光刻和离子束刻蚀工艺制备出了高温超导垫圈型双晶结dcSQUID磁强计。测试结果表明:磁强计有效面积达0 09mm2,在没有超导屏蔽的环境下,磁强计白噪声区磁场噪声达到333fT/Hz1/2。     

水平式隧穿磁强计的建模与仿真

隧穿磁强计是一种基于量子力学中隧道效应原理的新型磁强计，该文给出了两种隧穿磁强计方案，一种是洛伦次力方向和敏感元件平面相互垂直的垂直式方案，另一种是洛伦次力方向和敏感元件平面相互重合的水平式方案，分析了垂直式方案的加工难点。建立了水平式隧穿磁强计的敏感元件——质量弹簧系统的模型，推导了系统刚度和1阶固有频率的计算式，应力仿真图、静力变形仿真图和1阶振型仿真图均符合设计要求，结果证明模型是正确的。     

无源北斗/捷联惯导(SINS)紧组合导航技术的应用研究

针对北斗系统有源定位方式保密性差、用户数目有限,不能提供连续的位置、速度、姿态信息的问题,提出利用北斗系统3颗地球静止卫星的载波相位时间差分信息,与车载捷联惯导(SINS)构成紧组合导航系统,通过扩展卡尔曼滤波器估计并修正惯导系统的速度误差;引入载体的侧向和天向速度约束,改善了速度估计精度;结合北斗系统的伪距信息,消除了长航时条件下位置误差的积累;推导了滤波器观测方程,对组合导航滤波器进行了设计;通过车载实验进行了验证,实验结果表明,速度误差和位置误差的积累受到了有效地抑制,精度满足陆地战车导航的要求.     

SINS/GPS/TACAN机载综合导航定位系统设计

在现代空战中,捷联惯性导航系统(SINS)、全球定位系统(GPS)和塔康(TACAN),单独利用各导航信息都存在着弊端.为此,提出了3种导航源综合的导航系统设计方案.信息融合技术采用广义联邦滤波技术来完成,状态矢量为导航参数误差,并建立准确数学模型.各个子滤波器(局部滤波器)采用间接滤波方式工作,完成状态矢量局部估算;...