无人机磁惯导系统中航向校正的双内积算法

针对无人机磁惯导系统中广泛采用的三轴磁强计,建立航向角误差模型,分析出航向角的非对准误差等效为常值误差加半圆罗差,提出了一种基于双内积的航向误差校正方法,即利用地磁场矢量与自身内积得到的模值为定值以及地磁矢量与重力矢量二者的内积为常数原理进行航向角解算补偿。该方法能克服基于矢量模值不变校正方法无法补偿非对准误差的缺陷,可实现三轴磁强计的完全校正。数值仿真及实验结果显示,该方法校正效果优于标量校正法、点积不变法以及两步法,能有效降低磁场矢量的模值误差和无人机航向角误差,且对磁惯导系统中的传感器噪声有较好的鲁棒性。     

混合式惯导系统自标定技术研究

混合式惯导系统是一种集平台式、捷联式、旋转式惯导系统优点于一体的新型惯导系统。该型惯导可利用自身的旋转机构和高精度、高分辨率角度传感器实现不拆机条件下的误差参数自标定功能,极大简化了标校流程和系统维护工作量,有利于武器平台和作战系统效能的发挥。针对混合式惯导系统的结构特点和典型的旋转方式进行了误差分析,给出了误差参数自标定的设计原则和方法,并用混合式惯导原理样机进行了验证,结果表明,所设计的自标定方案能够在不拆机条件下利用自身旋转机构完成对陀螺漂移、加计零偏、刻度系数误差及安装偏角等参数进行精确估计,因此具有较高的理论意义和工程应用价值。     

基于两步修正法的 MEMS 三轴陀螺仪标定方法

针对目前三轴陀螺仪标定存在依赖于昂贵的转台设备或标定参数不完全的问题,本文提出了一种了基于两步修正法的MEMS三轴陀螺仪标定方法。该方法首先使用六位置法对加速度计12参数模型、三轴陀螺仪比例因子、三轴陀螺仪静态零偏进行标定补偿,然后对三轴陀螺仪非正交误差模型建模,进行系统级标定。两步修正法可实现在无精密设备条件下快速准确的对各项误差进行辨识,获得良好的标定效果。仿真实验表明,本文算法所获得的非正交误差均值接近1%,标准差小于0.1%;比例因子误差均值小于0.14%,标准差小于0.004%,且具有很好的一致性。实际实验表明,65 s纯惯性导航姿态更新结果中,该标定方法的俯仰角误差精度可以达到0.624°,横滚角误差精度可以达到0.67°。     

基于椭球拟合的三轴陀螺仪快速标定方法

陀螺仪是惯性导航系统的核心器件,其测量精度直接影响惯性导航系统的姿态解算的准确性,对其准确、快速地校准显得至关重要.目前陀螺仪所采用的位置标定和速率标定方法,存在测试条件苛刻,需要精密的标定测试设备和高精度的北向基准,且标定时间长等问题.在分析了三轴陀螺仪误差模型的基础上,提出了一种基于椭球拟合算法的三轴陀螺仪快速标定方法.该方法通过对三轴陀螺仪在不同姿态下对同一角速度矢量的测量数据进行椭球拟合,可快速标定出该三轴陀螺仪的零偏、灵敏度、不正交等静态误差,进而对角速度矢量测量数据进行补偿,以提高测量结果的准确度.实验结果表明该方法可有效提高三轴陀螺仪的测量精度.     

基于安装方式激励的捷联惯导在线标定算法研究及仿真分析

研究了惯性测量单元(IMU)机载安装方式对捷联惯导在线标定的影响.首先针对动力调谐捷联惯导系统的误差进行了建模和参数估计分析.以激励误差输出为目的,通过改变IMU在试验飞行器的安装位置,从理论算法角度分析了角度偏移和位置偏移两种安装方式对IMU输出的影响,提出基于安装方式激励的捷联惯导在线标定算法,并进行了标定后的补偿效果验证.仿真表明,该算法能有效标定出动态情况下的惯导误差参数,IMU安装方式对惯导的空中在线误差标定起到了很好的激励作用,在同等航迹要求下大大提高了标定精度.     

三轴惯导测试转台的交叉耦合问题及对策

从三轴惯导测试转台的结构入手,分析了三轴惯导测试转台的交叉耦合问题产生原因:当三轴作同时摇摆和速率状态时,系统将存在一种不确定的非线性强耦合,如三轴同时转动时的惯量耦合,三轴处于非正交情况下的框架之间的动态耦合.这些都直接影响到系统的稳定性,从而难以保证系统稳态和动态性能.对于轴系之间的惯量交叉耦合和框架间的动态耦合问题,其实质是系统中的力矩变化对系统的影响,最终反映在执行电机上的就是要求对电机的输出力矩进行补偿设计;根据对问题的分析进而提出了减小交叉耦合的方法:控制系统采用状态观测器和反馈增益矩阵组合在一起,组成输出反馈系统中的动态补偿器的方案.     

一种基于磁钉和惯导系统的机器人导航控制算法

智能移动机器人能够通过传感器感知环境和自身状态。针对移动机器人变电站巡检的需求,提出了一种基于磁传感器、低精度惯导系统、编码器的机器人导航控制方法。为了校准惯导系统和编码器的积累误差,并标记机器人移动路径,在路径上每隔一段距离设置一个磁钉。在两个磁钉之间根据惯导系统提供的航向控制机器人直行。在磁钉位置,机器人根据磁钉信息校准惯导航向误差及机器人位置误差,并调整机器人航向。该算法所用传感器成本较低,算法简单易行,在工程上易于实现,提高了变电站巡检机器人导航的实时性和定位精度。     

三轴旋转捷联惯导系统旋转方案设计

为了弥补在调制型捷联惯导系统中,相对地理系的旋转方案无法抵消陀螺仪各误差项与地球自转角速度耦合项的缺点,提出了相对地心惯性系的三轴旋转方案.在分析了调制型捷联惯导系统中惯性器件常值偏差的误差传播规律后,结合其误差传播特性提出相对地心惯性系三轴旋转方案的旋转路径设计原则,并依据该原则设计了三轴四位置旋转方案.利用仿真实验和实物试验验证了该旋转方案的正确性,并将试验结果与相对地理系的旋转方案进行对比,对比结果表明该方案能够消除惯性器件所有常值偏差对导航信息的影响.     

捷联惯导系统的误差模型与仿真

为研究捷联惯导系统短时间导航精度,建立了导航误差数学模型,分析了惯性器件误差对系统导航精度的影响.应用捷联惯性导航原理,针对系统短时间导航的特点,简化了载体在导航坐标系的导航方程;由惯性器件安装误差与陀螺仪等效零漂经过方向余弦矩阵变换建立载体姿态误差方程;结合导航方程、姿态误差方程与惯性器件误差推导出载体速度误差与位置误差数学模型.在此基础上,建立了误差状态空间方程与误差模型框图.在Matlab/Simulink环境下建立了误差数学模型计算模块,用捷联惯导算法与误差模型共同解算地面150 s导航试验数据.结果表明:导航系X轴的相对系统误差＜20%,Y轴、Z轴的相对系统误差＜4%,验证了误差数学模型的正确性.此外,分析了加速度计精度的变化对短时间工作的捷联惯导系统导航误差产生的基本影响.     

微惯性仪表技术研究现状与进展

微惯性仪表是一类新型惯性仪表,也是当前研究热点之一.回顾了微机电加速度计及微机电陀螺仪的发展,比较了振动式微陀螺、转子式微陀螺及介质类微陀螺的结构特点,介绍了微惯性仪表及由微惯性仪表组成的微惯性系统在民用领域和军事领域的应用,简要阐述了发展微惯性仪表当前需要解决的关键技术.     

MEMS-based rotary strapdown inertial navigation system

As the inertial navigation completely depends on the sensed acceleration and rotation rate by IMU, the sensor errors accumulate and eventually lead to diverged inertial solutions. Therefore the compensation of the inertial sensor errors is an effective approach to improve the SINS navigation performance. The rotation error modulation in rotary SINS, which has been extensively used for the filter-optical IMU in the past, is one of the techniques to compensate or mitigate the inertial sensor errors and eventually improve the system navigation performance. The rotary SINS is an inertial navigator in which the IMU is installed on the rotational platform and rotated following the pre-designed rotation configuration, and the rotation error modulation is the technique that compensates the navigation errors caused by inertial sensor bias in a complete rotation cycle by rotating IMU. Given the auto-compensation of inertial sensor bias in rotation error modulation, the objective of this paper to develop a MEMS-based rotary SINS, in which the significant sensor bias is automatically compensated by rotating the IMU, to offer the comparable navigation performance to tactical-grade IMU. Simulation results indicate that, compared with the conventional method, the proposed approach attenuates the navigation errors and improve the calibration accuracy based on the reciprocating rotation scheme can be used to automatically improve the observability.     

光纤陀螺标度因数测试方法分析

标度因数是光纤陀螺参数测试中重要的测试之一,标度因数的测试精度在导航应用中具有重要意义。通过对角速率法和角增量法两种标度因数测试方法进行理论分析与比较得到,角速率法主要误差来源是安装误差、转台的速率精度等;而角增量法的误差来源则主要是转台的定位精度和转台倾斜等。通过计算两种方法下标度因数的非线性度和不对称度大小来比较标度因数的测试准确度,然后再通过随机位置动态运动实验和导航实验来验证两种方法测得的标度因数精度,最终证明角增量法测得陀螺的标度因数精度优于角速率法测得的标度因数,且比角速率法高1个数量级。     

基于单轴光学陀螺与 MEMS IMU 的室内移动机器人寻北

三轴高精度光学陀螺成本高体积大,限制了陀螺寻北技术在移动机器人领域的应用。 针对该问题,提出一种基于单轴光学陀螺和微机电系统( MEMS)惯性测量单元的室内移动机器人寻北方法,达到或者接近三轴光学陀螺的寻北精度,成本和体积降低约 2 / 3。 移动机器人于第 1 位置静止时,根据单轴光学陀螺的输出与 MEMS 三轴加速度计的输出,获得两个可能方位角,以相同的方式获得移动机器人在第 2 位置的两个可能方位角,两个位置的方位角相减得到 4 个可能的方位角变化值,通过和 MEMS 捷联惯导系统所得方位角变化值比较,确定第 2 位置的唯一方位角。 误差分析显示在方位角接近 90°和 270°时,所提出的方法接近三轴光学陀螺的寻北精度,仿真实验和跑车实验证实了所提出方法的有效性。     

小型飞行器MEMS姿态测量系统

针对目前可获得的微机电系统(micro electromechanical system,简称MEMS)惯性测量元件,提出一种用于小型飞行器的姿态测量系统实现方案,采用三轴加速度计和单轴速率陀螺构建系统,可满足飞行器加速度小于6g、角速度小于±300(°)/s的姿态测量需求。根据所选MEMS惯性传感器的特点,给出传感器的测试方案和测试结果,利用加速度计测量信息直接修正方向余弦矩阵来抑制姿态角的误差积累,并进行姿态测量试验。试验结果表明:系统以100Hz的频率更新姿态测量值,在满足姿态矩阵修正阈值的条件下,姿态测量误差小于1(°)。     

IMU转动角速度对旋转SINS的精度影响分析

针对惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)旋转角速度变化过程对旋转调制型捷联系统(strapdown inertial nav-igation system,SINS)定位精度的影响进行分析和研究。例举IMU旋转方式并分析旋转自补偿技术调制惯性器件偏差的基本原理;详细推导了IMU运动状态变化过程对调制型捷联系统导航精度的影响并分析了IMU正反转方案的误差特性,最后根据仿真分析确定旋转角速度的选取依据。在理论分析的基础上进行了仿真实验。结果表明,IMU的旋转运动可以有效地调制惯性器件部分偏差,但是旋转角速度的大小及角速度变化过程依然会对调制型捷联系统的定位精度产生影响。     

GNSS定位接收器的校准

目前,全球导航卫星系统(Global navigation satellite system,GNSS)接收器不仅是精密测量的主要工具,而且还用于大地测量、地球物理和许多其他工业应用中。确保GNSS测量精度、通用性和寿命的唯一方法是对其接收机进行校准。本文讨论了影响单台GNSS接收机标定精度的参数,并根据以往的经验研究,建立了一个大地基准点作为校准的参考。此外,还讨论了这种校准对国际单位(Systeme international unit,SI unit)的可追溯性。通过三年多的长期测量,验证了基准点的稳定性。最后,对单台样本GNSS接收机进行了标定,并推导了不确定度计算公式。