小型惯导系统设计与实现

采用一种基于FPGA的小型惯性导航系统设计方案,分别介绍了系统中导航传感器的选择及系统的结构,设计了基于FPGA的导航计算机,并利用A ltera公司的NIOSⅡ处理器为核心,完成数据采集和处理的功能。通过对硬件结构的描述分析了系统中各个电路模块的功能,给出了各个模块的实现方案,并制作了采用该设计的小型惯导系统。针对M IMU中确定性的系统误差较大的问题,采用一种安装误差角与标度因数解耦的微惯性测量单元精确标定方法,对陀螺仪和加速计进行确定性误差项的补偿处理。通过实验测试,对比原理样机的实测数据与补偿后结果,验证了该惯导系统的可靠性以及补偿方案的可行性.     

FPGA的惯性导航系统设计及实现

设计并完成了基于FPGA的低成本MEMS捷联惯性导航系统.导航系统以FPGA作为主控制器进行实时数据采集和通信,以NIOSⅡ软核处理器进行惯性传感器的数据采集和处理.描述了系统的总体结构和利用六位置法和转台实验对惯性器件进行了补偿算法的研究.通过六位置法和转台实验的测试,对应原理样机的实测数据与补偿后的结果,验证了惯导系统的器件误差补偿方案的可行性.     

基于导航坐标系的捷联惯导系统旋转调制分析

针对提高长航时捷联惯导系统导航精度的问题,提出了基于导航坐标系的捷联惯导系统旋转调制方法,并给出了旋转机构的转动方案.应用该方法可以消除调制周期内载体姿态变化对误差补偿的影响.通过推导旋转式捷联惯导系统误差传播方程,说明了旋转调制的误差补偿机理,通过比较基于导航坐标系和基于载体坐标系2种旋转调制方法,证明了基于导航坐标...     

旋转式捷联惯导系统误差分析

为了提高惯导系统长时间运行时的精度,采用旋转自动补偿技术来抑制系统误差的发散.分析旋转自动补偿的基本原理,得出旋转式捷联惯导系统下的误差传播方程,对光学陀螺的刻度因子误差、安装误差、常值漂移和随机漂移误差在旋转方式下的误差传播情况进行了分析研究.比较分析了单轴旋转和双轴旋转方式下对系统误差的不同影响.仿真结果表明:旋转自动补偿技术,能明显改善纯惯导系统误差随时间发散的特点,有效抑制误差的增长.研究结果可以作为旋转式光学陀螺捷联惯性导航系统进一步优化和工程设计的理论参考.     

GPS／捷联惯性组合导航系统的性能研究

采用卡尔曼滤波器进行最优组合的GPS/捷联惯性组合导航系统是一种精度高、成本效益好、功能可靠的导航系统。它既能增强GPS接收机的抗干扰能力又能抑制惯导的积累误差。机动飞行和干扰环境下所进行的模拟计算表明,采用C/A码GPS接收机和低精度(0.1°/h陀螺,1×10~(-3)加速度计)捷联惯导所组成的系统,定位精度可达20m(1σ),速度精度约为0.1m/s(1σ)。与纯惯导相比,性能精度约提高2个数量级。系统具有对惯性元件进行测漂补偿,对GPS用户钟差进行估计校正和实现惯性平台空中对准的功能,能缩短地面准备时间,提高飞行器的快速反应能力,是一种在航空、航天等领域中有着广阔应用前景的导航定位系统。     

捷联惯性组合在舰标定技术研究

文章研究了捷联惯性组合的在舰标定问题。对于陀螺仪提出以姿态误差角作为观测量,采用系统级标定法进行标定。在标定过程中将舰载主惯导给出的导航坐标系角速率ωnin引入到捷联惯性组合的姿态更新,实现了姿态误差与速度误差和位置误差的解耦,避免了由于所列状态量过多而造成的矩阵维数过大的问题。对于加速度计提出以舰载主惯导对比力矢量的测量值作为参考量,以捷联惯性组合对该矢量的测量误差作为观测量对其进行标定。计算机仿真结果表明,文中给出的方法可以有效地完成捷联惯性组合在舰标定,且标定精度较高,具有较强的实际意义。     

基于捷联惯导的管道轨迹检测算法

为了获得参数未知的一般性管道的轨迹,设计了搭载MEMS惯性传感器(Inertial Measurement Unit,IMU)的管道检测器。通过STM32数据采集系统实时获得三轴加速度计和三轴陀螺仪的测量数据,利用捷联惯导技术的基本原理,解算管道检测器姿态、速度和位置,从而解算管道轨迹。经过对纯惯性导航系统误差特性的分析,得到了静止状态下的误差传播曲线,对垂直通道和水平通道补偿后,将误差降低到可接受范围内。     

动调陀螺标度因数非线性误差补偿研究

捷联惯性测量组件的非线性误差主要体现在陀螺和加速度计的标度因数上,为了减小捷联惯性测量组件中的动调陀螺的非线性误差,提出了一种对陀螺测量曲线进行自适应分段最佳逼近拟合方法.该方法在分析陀螺非线性误差产生的原因基础上,推导出陀螺的标度因数非线性误差补偿模型,设计了试验标定方案,在惯性测量组件的整个测量范围内进行自适应分段,每段用一个高次曲线最佳逼近,可得到陀螺测量模型在每个分段区间的精确函数描述,从而可以对陀螺非线性测量误差进行实时补偿.系统的速率试验和摇摆试验结果表明,自适应分段高次曲线最佳逼近的方法有效地提高了陀螺的角速度测量精度,最大能提高约10倍.     

考虑杆臂误差的组合导航分离协方差交叉算法

针对传统北斗/惯导组合导航系统进行信息融合时未考虑估计源之间的相关性而不能保证融合一致性的问题,提出一种分离协方差交叉滤波(split CIF)组合导航信息融合算法。将误差协方差矩阵分离为相关部分和独立部分分别进行处理,实时更新最优滤波增益并通过量测信息获得一致性融合估计,改善了融合相关数据时造成滤波过度收敛的问题。此外,在高精度组合导航中,杆臂误差是一个重要误差源,组合导航时会造成导航定位精度严重下降,通过静态杆臂测量并对惯导更新信息进行杆臂误差补偿的方法降低杆臂效应影响,进一步提升导航定位精度。仿真结果表明：东向速度误差最大为0.041 m/s,纬度误差最大为0.495 m;与补偿后的卡尔曼滤波相比,精度分别提高了45.8%和34.0%;与扩展卡尔曼滤波相比,精度分别提高了55.1%和10.0%。考虑杆臂误差补偿的split CIF算法对杆臂估计具有较好的准确性且具有较高的导航精度。     

基于TinyOS的TDOA测距误差修正方法

为进一步提高传感器节点间距离的测量精度,分析了基于TinyOS的TDOA测距方法的误差来源,提出了路径平均温度补偿、时间因子补偿和位同步补偿等误差修正方法,建立了以最小二乘法为基础的误差修正数学模型. 实验结果表明,修正算法及所建立的数学模型能有效抑制测量误差,提高测量精度.     

基于不确定性分析的视觉里程计优化

通过推导视觉里程计中运动参数估计的不确定度,分析了视觉里程计的定位精度.采用矩阵扰动理论,准确计算了基于最小二乘法运动估计算法给出的6个自由度运动参数估计的不确定性,此方法的计算复杂度为O(1).采用扩展卡尔曼滤波器对视觉里程计和惯性测量单元数据进行融合优化,获得了更加准确的机器人定位和姿态信息.融合实验结果表明,融合后的闭合误差比单一的视觉里程计闭合误差减少近49.5%.     

基于李代数的人体手臂惯性动作捕捉算法

为了实现实时人体手臂动作捕捉,提出了一种利用惯性传感器实现人体手臂动作捕捉的方法.利用惯性测量单元(IMU)解算出的四元数信息,得到手臂腕部、肘部和肩部关节点的位置.将惯性数据通过蓝牙无线通信方法传到上位机.采用具有毫米级动作捕捉精度的OptiTrack光学动作捕捉设备,得到人体手臂的位置数据,并将其作为基准位置数据.将IMU坐标系下解算出的位置信息变换到OptiTrack坐标系下进行对比.结果表明,该方法适用于自由活动环境下的动作跟踪,具有较高的动作捕捉精度.     

弹载主INS与SAR天线IMU传递对准方法

本文以助推—滑翔导弹为研究对象,针对其飞行中、末段采用的INS/SAR组合制导体制,建立了发射点惯性系下惯导系统误差传播模型、观测模型,给出了弹载主INS和SAR天线附加IMU的传递对准方法,并通过数学仿真验证了方法的有效性.     

基于改进MSCKF的无人机室内定位方法

针对无人机室内定位容易出现漂移的问题,提出基于改进多状态约束卡尔曼滤波器（MSCKF）的无人机（UAV）室内定位方法. 该方法在MSCKF的框架下,提出高鲁棒性、低时延的标志点检测方法. 利用在世界坐标系下坐标已知的标志点计算得到无人机位姿,实现惯性测量单元(IMU)信息与单目视觉信息融合以及无人机位姿修正. 对提出的定位方法进行测试. 测试结果表明,该方法的定位误差小于0.266 m,与OpenVins和LARVIO开源算法相比,定位精度提高了54.6%以上.     

轨道空间线形的运动检测算法

基于惯性测量平台,对惯性测量单元(IMU)信息进行等空间采样.采用经验模态分解算法(EMD)消除信号中的干扰成分,设计数字积分器对惯性信息进行积分计算,获取相对空间运动轨迹.实验结果表明:上述方法所测量的轨道三轴绝对位移精确度大于97.17%.     

梳状音叉MEMS陀螺非随机误差分析

研究了一种典型结构的梳状音叉MEMS陀螺的非随机性误差特性。综合考虑梳状音叉MEMS陀螺质心偏移、硅的非等弹性等因素,分析该陀螺中的非随机性干扰力矩;从二阶欠阻尼控制系统的角度,讨论了干扰力矩在陀螺内调制、解调环节下对输出的影响;推导出开环灵敏度随温度、比力和角速度的变化关系。在一定近似条件下,得到梳状音叉MEMS陀螺非随机性误差模型的形式。     

车辆IMU软测量技术精度分析

为节约半主动悬架电气架构和电子控制单元（ECU）的开发流程,提出一种新的半主动悬架传感器布置方案,并给出最佳惯性测量单元（IMU）安装位置。建立通过IMU信号解算4个簧上位置加速度的精确与完备公式,选择合适的角转动次序和参考系来保证解算方法的正确性;利用最优化理论及偏导数方法结合不同的悬架权重研究传感器安装位置对软测量精度的影响,并给出了有约束条件下的最优安装位置。实验结果表明:新提出的传感器布置方案及运动学解算方法可以很好地预测4个簧上位置处的垂向加速度,并具有较高的稳定性,但是安装在不同位置处的解算精度差异较大;通过最优化理论得出的有约束最佳安装理论位置的实验结果与理论符合(均方根误差约为0.6 m·s^-2),相比于其他安装位置,最佳安装位置处的实验结果对不同工况均具有较高的稳定性及测量精度;相比于水平安装位置,IMU的垂向位置对最终的解算结果和精度有较大的影响。采用数形结合思想给出了一个IMU安装位置误差等值椭球面,用该椭球面可以较为清楚直观地对安装位置进行分析。     

卡尔曼滤波在管道地理坐标定位系统中的应用

针对惯性敏感元件（IMU）采集数据随机误差较大问题,建立了误差模型,应用卡尔曼滤波算法对其进行校正以提高定位精度.利用捷联惯导技术进行管道定位,得出地下管道形状的详细分布,搭建实际电路并对电路进行仿真,对采集的惯性数据用滤波算法进行去噪处理,并且对滤波前后的数据进行比较.结果表明,滤波算法能够有效降低加速度信号中随机误差的影响,可以在短距离内计算出惯性元件运动的轨迹,证明了该检测系统可以通过降低惯性误差的方法来实现对管道地理坐标的定位.     

无陀螺微惯性测量组合的优化算法研究

无陀螺微惯性测量组合是利用线加速度计空间的组合解算法载体的角速度，同时测量载体的轴向加速度，构成惯性测量组合，应用该方法可以设计出适用的中等精度惯性导航系统，在国外学者研究的基础上改进了9加速度计的模型，提出一种新疆的解算算法，抑制了迭代误差，该算法利用传感器的冗余信息直接求得所测量的角度速度的绝对值，及时修正微分方程的解，减少了解微分方程组所带来的累积误差，降低了惯性测量组合的漂移，经过仿真计算验证了该方案的可行性。     

Research on feasibility of missile attitude control based on laser gyroscope

According to the disadvantages of traditional mechanical gyro inertial measurement unit(’IMU’) for steering system not being available for missile attitude control, a concept based on laser gyro IMU is proposed to realize navigation & positioning and attitude control. The concept will save three single-axis rate gyros compared with traditional missile attitude control system, and is available both for strapdown and platform inertial navigation systems. Firstly, this article analyzes the selection requirements of sensitive device for missile attitude control system, and then analyzes the feasibility of missile attitude control based on laser gyro theoretically, on this basis, from four aspects of error characteristics, anti-vibration characteristics, temperature characteristics and dynamic characteristics, validate the feasibility of the concept practically. Secondly according to the strict requirements of dynamic characteristics on attitude control system, a special design is made for gyro signal filtering used for attitude control. By changing the traditional high order FIR filter to adaptive filter and low order FIR filter, laser gyro’s signal phase delay is reduced. The delay time of theoretical design is 1.5 ms. Lastly, this design is validated through an angle vibration test, and test curve indicates that the dynamic characteristics of laser gyro completely meets the requirements of the attitude control system, and the maximum delay time is 1.6144 ms, which satisfies with the attitude update rate of 2 ms per frame. This concept can simplify the missile guidance system design, at the same time, it does not reduce missile guidance accuracy, and also provides reference for the broadening of the application of laser gyro.