基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方法

传统惯性与星光组合通常需要将惯性系下的星光姿态信息转换到导航坐标系进而与惯性导航系统进行姿态组合,由于姿态信息转换过程中通常需要引入地理位置信息实现转换,从而不可避免地引入转换误差,无法充分发挥高精度星光姿态信息对惯性导航误差的修正作用。考虑到陀螺原始输出信息和星光姿态信息均能直接在惯性参考坐标系下测量获得,设计了一种基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方案。通过建立基于惯性系下陀螺误差估计修正的惯性与星光组合导航数学模型,直接在惯性系下对陀螺漂移误差进行在线开环跟踪估计;通过对陀螺误差实时修正,能够有效减小由于陀螺漂移所带来的惯性导航系统解算误差。仿真结果表明,该方案能够有效估计出陀螺的漂移误差,进而有效提高了惯性导航系统精度。     

舰基测量雷达修正方法研究

针对海上靶场舰载测量雷达实时姿态测量困难,雷达天线中心点实时坐标难以精确测量的问题,综合考虑靶场现有的试验保障能力、装备布设及参试情况,提出了一种基于多GPS天线的载体姿态实时测量和测量点位实时修正与雷达零位误差动态修正相结合的雷达测量信息修正方法。给出了详细的雷达测量信息修正方法、修正模型及修正流程,并对修正误差进行了分析。实际应用及测试结果表明,提出的方法能够以较低的成本实现高精度的雷达天线中心坐标实时测量及雷达测量信息姿态修正,有效解决了舰载测量雷达实时姿态测量和部位修正问题。     

高转速载体惯性测量组合研究

针对目前陀螺仪量程有限,无法用于高转速载体轴向角速度测量的缺点,提出了3种利用加速度计的杆臂效应来解算轴向角速度的方案,用双轴陀螺仪来测量俯仰和偏航方向角速度的惯性测量组合方案.根据函数随机误差公式,给出了载体质心处线加速度和轴向角速度误差传递公式,有利于惯性系统传感器的选择及系统的组建.仿真表明这3种方案在目前陀螺量程还达不到要求的情况下可以用来测量高转速载体姿态,应优先采用方案二,即惯性系统的惯性测量组件由4个加速度计和1个双轴陀螺组成.     

基于磁阻传感器的旋转弹飞行姿态测量方法

在弹体旋转的情况下,角速度陀螺测试滚转角误差较大,飞行姿态测量精度低。文中提出一种基于磁阻传感器代替滚转角速率陀螺,测量滚转弹飞行姿态的方法。通过仿真,基于磁阻传感器测量的姿态角比用滚转角速度陀螺测量的姿态角的精度提高了至少10倍,验证了该方法的可行性,同时也证明了该方法具有较高的精度。由于磁阻传感器成本较低,该方法具有广泛的推广和应用价值。     

基于自适应滤波算法的磁强计/陀螺组合误差修正

针对弹箭姿态测量中低精度陀螺姿态解算误差因漂移迅速增大的问题,文中采用三轴磁强计和陀螺组合测姿方案,对姿态角的输出进行修正。通过建立基于陀螺姿态解算误差角的状态方程和磁强计输出的误差观测方程,采用自适应卡尔曼滤波方法以抑制滤波发散并对姿态误差角进行估计。仿真结果表明:该方法能有效利用磁强计的输出抑制了陀螺漂移带来的误差,提高解算精度,满足长时间姿态测量的要求。     

MEMS陀螺/磁传感器复合弹丸姿态测量

针对弹体高速旋转下一个微机械陀螺和磁传感器组合无法测量弹丸姿态角的问题,用磁传感器和微机械陀螺构建了新型低成本姿态探测系统。该系统由两个微机械陀螺和一个三轴磁传感器组成,通过测量弹体三轴磁场强度、双轴角速度,实现姿态探测。计算机仿真分析表明:该姿态测量系统可以准确地捕捉到弹体姿态角,实现高速旋转下弹体的姿态测量。     

基于磁强计和MEMS陀螺的弹箭全姿态探测

在对弹道修正弹箭进行弹道修正时,需要获取弹体的实时角速率、姿态信息。文中提出了一种采用磁强计和MEMS陀螺构建低成本姿态探测系统的方案,给出了利用地磁测量、陀螺测量和弹道先验信息解算弹体姿态的算法。设计并制造了原理样机,利用该样机和单轴转台对滤波器进行了测试。有限的转台试验表明：该方案精度高、稳定性好,是一种有应用潜力的弹箭组合定姿方案。     

基于公式近似的末敏弹扫描角计算方法

利用三维角速度陀螺能够测量末敏弹在稳态扫描阶段的扫描角速度和扫描角大小。但是由于末敏弹在稳态扫描阶段的转速较大,用于测量的三维角速度陀螺的量程也较大,在通过积分方法来解算扫描角的时候会产生较大的误差。因此提出,结合末敏弹在稳态扫描阶段进动角速度很大而章动角变化很小的特点,将三轴陀螺的数据,不通过积分,而是直接计算的方法来得到末敏弹的扫描角。误差分析表明:直接计算法比传统的积分法在解算精度上有优势。之后的转台模拟实验和仿真投弹实验,也证明了本方法解算精度要优于传统的积分计算方法。     

基于频带分析的陀螺信号小波包消噪研究

对陀螺信号预处理是提高陀螺信号精度的有效方式之一.文中针对陀螺在不同角速度输入下的测量信号,利用小波包频带分析方法识别出陀螺的有用信号和噪声,确定出陀螺信号的有效频带范围;采用小波包动态阈值法对分析后的陀螺原始输出数据分频段补偿误差,有效的改善了陀螺的平稳运动特性,使陀螺在整个量程范围内都具有较高的精度.实测数据处理结果表明该方法适用于全量程范围内的陀螺误差补偿,能有效提高陀螺信号的精度.     

无陀螺捷联惯性测试研究

制作了九加速度计阵列的无陀螺捷联惯性测量组合实物模型，并进行转台实验，对加速度计输出信号做了初步分析并进行偏置误差校正和滤波处理，发现用处理后的数据进行解算所得的角速度精度明显提高了一个数量级，从而为提高无陀螺惯性测试的精度提供了一种有用的方法。     

陀螺角速率输入下的姿态算法比较

传统姿态算法大都是建立在陀螺角增量输入基础之上的,直接应用于角速率陀螺组成的捷联惯导系统中时,存在着由于要提取角增量而使算法精度下降的问题。本文介绍一种能够同时利用角增量和角速率的旋转矢量改进算法,大幅度提升了算法性能;并针对角增量提取过程精度不高的情况提出了一种新的算法。     

基于角增量提取改进算法的旋转矢量法

旋转矢量法应用于角速率陀螺时,将角速率转化为角增量产生了较大误差,为使旋转矢量法有效地应用于角速率陀螺的姿态解算,该文提供了一种改进的三子样旋转矢量法。该方法在经典三子样角增量提取算法上,增加了前后各1／3周期的节点,使得采样值更加有效利用。在不增加区问子样数的前提下,使每个有效节点至少被使用5次,大大降低了角速率向角增量转化的误差。仿真结果表明,该算法可以有效应用于角速率陀螺。     

GPS/INS组合制导弹药空中对准的初始滚转角估计新算法

GPS/INS组合制导弹药从常规平台发射后需要在空中重新对准时,滚转角的初值难以获得.为解决该问题,分别针对弹体倾斜稳定和低速旋转两种情况,提出了估计初始滚转角的新算法.从姿态运动学方程出发,推导了弹体滚转角与横向角速率、姿态角速率之间的关系式,利用角速率陀螺测量值和GPS的速度测量值,基于最小二乘估计方法,可获得滚转...     

减小动态误差的捷联系统姿态算法研究

针对陀螺输出信号的两种不同形式 ,以圆锥运动条件下的圆锥误差和计算量为指标 ,对捷联惯导系统姿态计算中的旋转矢量算法和旋转矢量迭代算法进行了研究 ,分析了由角速度提取角增量的方法对旋转矢量算法精度的影响 ,提出二子样迭代算法不如单步的三子样算法优越。     

弹箭滚转姿态地磁测角仪的卡尔曼滤波算法

为降低地磁测角仪测量地磁场矢量信息解算弹箭滚转姿态角误差,文中运用卡尔曼滤波算法对弹体滚转角进行估计.通过对火箭弹滚转角速度变化规律的分析,用二阶近似表达弹体滚转运动规律作为卡尔曼滤波算法的系统方程,以磁场强度与数字量输出之间的非线性关系作为卡尔曼滤波算法的量测模型.通过实验仿真分析结果表明,滤波所得弹体滚转角、滚转角速度精度满足弹道修正弹要求,可用于弹道修正弹药被动段的弹道控制.     

基于Allan方差自适应算法的姿态解算

为解决MEMS 姿态传感器的复杂噪声问题,设计使用一种基于Allan 方差的自适应算法在线估计量测噪 声方差。基于Allan 方差递推公式组成自适应算法来追踪数据的方差值,采用欧拉角微分方程作为滤波的状态方程, 通过对陀螺仪静态数据Allan 方差分析得到陀螺仪的主要噪声参数用作滤波系统噪声方差,并将各个数据整合解算 出姿态角。结果表明：自适应滤波算法比常规滤波方法解算的角度精度高,在噪声波动的环境条件下,自适应滤波 算法实用性更好。     

快速寻北系统误差补偿技术研究

寻北系统以地球自转角速度作为输入基准,利用陀螺仪和加速度计分别测量地球角速度的分量及载体的倾角,对数据进行捷联解算后获得基准轴与真北方向的夹角,从而得到载体的某一固定轴与北向的夹角。由于系统中存在着很多误差因素,它们将直接影响系统的寻北精度。作为一种精密惯性仪表,寻北系统的精度与其选用的敏感元件、结构安装及用于计算的参数等都有极其重要的关系,通过对系统的误差进行分析,找出合适标定试验方法,通过对系统进行补偿后保证系统的精度。     

基于直线稀疏光流场的微小型无人机姿态信息估计方法研究

针对无人飞行器视觉导航系统的需求,提出一种基于直线稀疏光流场的微小型无人机姿态信息估计方法。研究了图像直线稀疏光流场的概念,并推导出该种稀疏光流场的计算方法;在直线稀疏光流场的基础上,建立了地平线投影模型,并提出一种基于直线稀疏光流场的飞行器俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度等姿态信息的估计方法;分别使用文中提出的直线稀疏光流场的计算方法和Horn算法对一组测试图像进行数值仿真,仿真结果显示在图像边缘附近,直线稀疏光流场的计算方法与经典的Horn算法具有相近的精度,但时间开销减小到后者的6%;使用无人机航拍图像序列对于基于直线稀疏光流场的飞行器姿态信息算法进行离线仿真,并对比同时搭载的角速度陀螺的测量结果,结果显示,使用文中所述的基于直线稀疏光流场的无人机姿态提取方法可以估计飞行器的俯仰、偏航、滚转三通道角速度信息,其最大绝对估计误差除滚转通道小于±10°/s外, 其余两通道均小于±5°/s,并对于误差产生的原因进行了进一步讨论。     

角速率输入下的姿态算法设计

传统的捷联惯导姿态算法以陀螺角增量输入为基础,但是有许多陀螺输出为角速率,若由角速率提取角增量则会带来很大的算法误差。为此,设计了一种仅使用角速率做输入的旋转矢量算法,并给出了圆锥误差表达式。仿真表明。算法具有较高精度,可显著减少运算量,提高系统输出响应速度。     

基于磁强计和陀螺的弹箭飞行姿态测试方法

提出了一种基于磁强计和陀螺的弹箭飞行姿态测试方法。利用地磁测量、陀螺测量和卡尔曼滤波器来解算姿态角的算法。设计一种基于地磁和陀螺的姿态测量系统,利用组合样机在三维无磁性转台上采集数据,分析和处理了实验数据,对卡尔曼滤波器进行了测试。结果表明:该算法可用于旋转飞行体的姿态测量。