捷联惯导系统单轴旋转调制误差传播机理研究

为了抑制捷联惯导定位误差的累积,提高捷联惯导定位精度、姿态精度和速度精度,分析了捷联惯导系统在单轴旋转调制下的误差传播机理,推导了多误差源同时激励下旋转调制捷联惯导系统的误差传播模型及各个误差项的复频域表达式,讨论了旋转调制速率的选取原则。仿真结果表明,采用旋转调制技术后,陀螺仪的常值漂移、加速度计的零偏引起的导航误差可以得到有效补偿,选取旋转频率时,应避免旋转频率接近舒勒调谐频率、傅科频率和地球自转频率,否则导航误差反而会增大。     

捷联式惯性导航系统的关键技术

捷联式惯性导航系统是目前惯性技术的一个发展方向，本文讨论了捷联式惯性导航系统中涉及的关键技术，并提出相应的解决方法。     

旋转光纤陀螺捷联式惯性导航系统

为了在现有惯性传感器水平的条件下提高捷联式惯性导航系统的性能,研制了旋转光纤陀螺捷联式惯性导航系统.该系统由惯性敏感单元、转动机构、高速导航计算机和I/O接口等组成,惯性敏感单元被安置在转动机构上,并作连续周期运动.对该旋转光纤陀螺捷联式惯性导航系统进行了室内转台和室外跑车试验,该系统俯仰角和横滚角误差小于0.1°,航向角误差小于0.4°,定位误差小于90 m/h.对惯性传感器作温度误差补偿工作,该导航系统的定位定向精度还将能进一步提高.     

旋转调制捷联惯性导航装备自抗扰控制技术

针对捷联惯性导航装备旋转调制非线性控制问题,本文提出采用非线性自抗扰控制技术代替传统线性PID控制技术的控制策略.     

基于激光陀螺的捷联惯性导航系统工程实现技术研究

本文对利用激光陀螺构成的激光捷联惯性导航系统工程实现的关键问题进行了研究，从工程化观点出发，给出了系统的硬件实现原理图。针对激光IMU具有较高测量精度的特点。在系统算法上研究针对性的误差建模和补偿技术，并采用了高效的捷联惯性导航系统算法，针对采用机械偏频技术克服激光陀螺仅固有测量锁区所引入的周期性干扰信号。提出了采用离散傅立叶变换进行频谱分析并设计相应的数字滤波器削弱或消除干扰信号。实际跑车实实验结果表明，上述的激光捷联惯性导航系统的设计思路是可行的，设计的系统性能能够达到预定的要求。     

捷联式惯性导航系统的转动矢量算法研究

为了改善捷联式惯性导航系统姿态算法的性能，本文给出了一种转动矢量算法，并对典型圆锥运动进行分析和仿真。仿真结果表明转动矢量算法可以有效抑制不可交换误差，提高姿诚算法的精度。     

激光陀螺捷联惯性导航系统的精密温控设计与验证

在激光陀螺捷联惯性导航系统的工作过程中,外界环境温度的变化会对系统内加速度计的测量精度产生干扰,进而影响导航精度。因此为了提高捷联惯性导航系统的导航精度,需要对其工作环境进行精密的温度控制。根据对捷联惯性导航系统中加速度计的热学分析,可以得知当温控精度达到 0.01 ℃时,加速度计的输出精度可以达到 1×10^-5 m/s² 。本文对加速度计的误差特性进行了理论分析,同时搭建了一套多级精密温度控制系统,通过理论分析与基于实际温控系统的实验,验证了温度控制的理论并且研究了其在不同工作环境下的工作性能。     

连续旋转型光纤捷联惯导系统角速度误差补偿

旋转调制技术在有效抑制惯性器件漂移的同时,也使测量误差更加复杂,只有对这些误差进行补偿,才能发挥旋转调制的效果。为此分析了光纤陀螺敏感轴与旋转轴间不正交角、旋转轴涡动、时间不同步量、敏感轴间不正交角等误差造成的影响,建立了各自的误差补偿模型,并设计了一种基于单轴转台和单元体自身旋转的误差标定方法。结果显示,温补后的敏感轴与旋转轴之间不正交角标定精度优于0.2″,敏感轴之间不正交角标定精度优于1.4″,时间不同步量的标定精度优于0.06ms,经旋转调制和误差补偿后的等效光纤陀螺漂移由0.050°/h改善至0.015°/h。为低成本高精度惯导系统的实现建立了基础。     

基于旋转调制的MEMS捷联惯导系统设计

根据惯性器件旋转调制原理，设计基于MEMS惯性器件的旋转调制式捷联惯导系统。在阐述系统的工作原理和结构技术特点基础上，主要从系统硬件设计、软件设计方面介绍系统研制过程。系统硬件电路主要包括基于F28335的数据采集电路、基于ADS1258高精度A／D采集电路、直流电机PWM控制电路。基于DSPF28335平台下开发系统嵌入式软件主要完成数据采集、旋转控制、导航解算等功能。实验表明，系统可以有效提高MEMS惯性器件性能，对比同精度水平系统具备较大成本优势，是一种比较理想低精度惯导系统。     

激光陀螺捷联惯导中陀螺比例因子误差补偿技术

为了提高激光陀螺捷联惯性导航系统的导航精度,对激光陀螺的原理进行了分析和说明,重点对影响陀螺比例因子误差因素进行分析,在此基础上建立了误差补偿的精确数学模型,并针对某型激光陀螺进行了误差分析。分析结果表明,惯导系统激光陀螺的比例因子与材料介质、温度、腔长等相关,除了采用稳频技术,还需要采用旋转调制技术提高测量数据精度。转台仿真和实际测试结果证明,该比例因子修正的方法方便、可靠,姿态精度可提高约8.7″,对提高惯导测量精度具有重要意义。     

定位用SINS/GPS组合算法仿真及分析

从SINS／GPS（Strapdown Inertial Navigation System／Global Position System）组合系统算法设计的总体方案入手，给出了低动态载体定位或高动态载体短时定位用的一种捷联解算算法，推导了SINS／GPS组合算法采用的惯性测量误差方程，结合某载体运动参数，对几种情况下的SINS／GPS组合定位误差进行了仿真，并对仿真结果进行了比较，为工程应用奠定了基础。     

一种提高捷联惯导系统静态初始对准精度的方法

针对目前提高捷联惯导系统自对准精度难度大这一情况,在建立SINS静基座初始对准的误差方程的基础上,通过对影响对准精度的误差因素进行分析,提出了一种在载体内部安装高精度自主寻北装置的方法,该方法可有效地提高初始对准精度。     

基于可观测度分析的捷联惯导初始对准方法

输出校正和反馈校正是捷联式惯导系统初始对准的两种传统方法,可观测度是衡量卡尔曼滤波状态估计效果的量度。为提高捷联惯导初始对准的精度,分析了状态的可观测度与反馈校正对初始对准精度的影响,得出状态的估计效果与使用的校正方法有关,正确的反馈量可提高估计精度。因此,该文提出了一种基于可观测度分析的自适应反馈校正方法,并分别使用3种校正方法进行地面静基座初始对准仿真实验,实验结果表明此方法可有效提高对准精度。     

捷联惯性系统的误差及其特性分析

从捷联惯性系统的误差源出发,根据系统的误差方程,通过理论分析和仿真,阐述了各惯性传感器误差和初始误差对系统的影响,并在几种动态环境下对系统的误差特性进行了仿真。结果表明：与静态误差特性相比,系统的误差特性发生了较大的变化。     

惯性系下捷联惯导系统最优两位置对准

惯性系卡尔曼滤波对准的状态量不完全可观测,针对这一问题,提出惯性系两位置对准。根据分段线性定常系统理论和奇异值分解法分析惯性系两位置对准算法的可观测性,分析结果表明横摇、纵摇和航向3个轴中绕航向轴旋转时系统的可观测度最高。然后,以航向误差作为参考指标进行仿真,确定了绕航向轴旋转180°的两位置对准为最优。     

激光捷联惯导仿真系统的设计与实现

针对激光捷联惯性导航系统可靠性高,采用自然散热以及使用维护方便等优点,设计并实现了激光捷联惯导仿真系统。首先通过软件的动态协同算法,设计软件陀螺仪和软件加速度计,使其能够仿真真实激光陀螺仪和真实加速度计的姿态信息和线运动信息;然后仿真载体的飞行轨迹,并将飞行姿态及运动状态转换为软件陀螺仪和软件加速度计的输出;最后根据其输出信息与理想轨迹对应参数的对比进行性能分析。仿真结果表明,该系统不仅能够较好地模拟飞机的实际飞行状态,更能有效地检验激光捷联惯导算法的精确性和可靠性。     

三轴数字加速度计ADXL345及其在捷联惯导中的应用

为解决弱信号条件下卫星导航接收机的定位问题,采用惯性导航辅助卫星导航的方案．设计构建了一个捷联惯性导航平台。在这个平台中,选用了美国模拟器件公司生产的采用SPI和12C数字输出的三轴加速度计ADXL345。该器件在CPLD的控制下输出数据,与陀螺输出数据一起在单片机中完成组帧,通过RS232串口发往导航计算机,完成捷联计算并向卫星导航提供惯性辅助信息。ADXL345作为惯性测量单元的核心部件,其工作稳定,使用方便．采用10Hz数据输出率和全比特模式约3．9mg／LSB的分辨率,能够满足系统设计需求。实验表明．捷联惯导初始粗对准水平精度达到0．15°。     

一种低成本的SINS/GPS紧密组合导航

针对高速、高机动弹道导弹中捷联惯性导航系统/全球卫星定位系统(SINS/GPS)紧密组合导航系统在信息融合时,存在由于接收机时钟差引起量测信息值突变及量测数据时间同步的问题,提出了一种伪距差分的方法,能有效消除量测值的突变,保证滤波器收敛。在此基础上,采用多项式拟合外推的方法达到了时间同步精度要求。最后对改进后的系统进行静态和动态跑车实验,实验结果表明,该系统的水平位置精度达到了10 m,速度精度达到了0.2 m/s,提高了系统的导航精度,验证了该方法的有效性。