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。     

冗余旋转惯导系统两位置初始对准方法

冗余旋转惯导系统(Redundant Rotating Inertial Navigation System, RRINS)可以在传统旋转惯导系统的基础上,进一步提高系统的可靠性。针对该类系统高精度初始对准需求,以正四面体冗余旋转惯导系统为例,研究了两位置初始对准方法。首先以每3个陀螺仪和3个加速度计构成一种组合方式,建立每种组合下惯性器件的零偏与冗余配置相关的解析表达式,并设计RRINS两位置转停方案以估计对应惯性器件的零偏,但是在某些特殊的情况下需要增加观测位置;然后将每个惯性器件在不同组合下得到的结果取均值,并利用该均值对相应惯性器件的测量信息做补偿;最后基于补偿后的惯性器件输出进行RRINS的初始对准。数学仿真和实验验证结果表明,该方法在不同两位置方案下均可有效估计出惯性器件的零偏。仿真中陀螺仪的零偏估计误差在4%以内,加速度计的零偏估计误差基本在2%以内,且相比无零偏补偿的情况,初始对准精度提高10倍以上。实验中水平和方位向的初始对准精度都有提高,航向角对准误差最大减小100倍左右。同时,该方法还可以推广到其他配置方案的冗余旋转惯导系统中,对该类惯导系统初始对准精度的提高具有...     

激光陀螺单轴旋转惯导系统误差调制原理分析及仿真研究

从惯导系统的误差方程出发,从频域的角度分析了单轴旋转惯导系统误差调制的基本原理,推导了惯导系统沿两个不同旋转轴旋转的经纬度误差与主要误差源之间的频域表述。仿真分析了静止与单轴旋转状态下的导航误差,定量分析调制前后对系统精度的影响情况。通过仿真,验证了理论分析的正确性。本文的研究可以为单轴旋转惯导系统的设计提供指导。     

旋转方案对捷联惯导系统误差特性的影响

分析了单轴和双轴连续旋转方案对于捷联惯导系统误差特性的影响。结果表明,单轴连续旋转不仅不能调制旋转轴向上陀螺的常值漂移,反而引入大小为刻度系数误差与旋转转速乘积的等效陀螺漂移,此漂移严重制约高精度陀螺组成的捷联惯导的定位精度。双轴连续旋转可以调制旋转轴向陀螺的常值漂移以及由刻度系数误差和旋转转速耦合引入的等效陀螺漂移。但因惯性器件的刻度系数误差与载体运动耦合,会在3个轴向引起等效陀螺漂移,此漂移对系统的定位精度影响强烈。不同的仿真实验证明了理论分析。     

正四面体冗余惯导全参数现场快速标定方法

正四面体冗余惯导系统（RINS）具有高可靠性、高精度等特点,而误差标定是实现高精度导航解算的必要手段。当前正四面体RINS的误差标定均需要利用高精度转台实现,不仅标定成本高、标定时间长,而且在外场等硬件条件不足的情况下无法进行全误差参数的标定。针对这一问题,提出了一种无需高精度转台的正四面体RINS全误差参数现场快速标定方法。首先,建立了正四面体RINS的误差模型;然后,根据解析粗对准姿态误差矩阵与正四面体RINS零偏的关系提出了基于六位置的零偏标定方法;之后,设计三位置旋转方案进行陀螺仪的标度因数和安装误差标定;最后,利用零偏标定的六位置方案进行加速度计的标度因数和安装误差标定。仿真及试验结果表明,该方法能有效地标定出所有误差参数,在1 h静基座导航试验中,标定后北向定位精度从61.065 5 km提升至0.476 7 km,东向定位精度从161.202 7 km提升至4.842 2 km。     

旋转惯导系统中IMU转停时间分配技术研究

针对惯性测量单元(IMU)单轴旋转捷联惯导系统改善运载体导航精度能力有限的问题,同时从工程应用角度降低IMU连续长时间正反转引发旋转机构出现故障几率的角度出发,提出一种基于光纤陀螺的双轴转停方案。设计对称分布的双轴16次序转停路径并分析其误差调制原理;根据双轴旋转捷联惯导系统误差特性,研究IMU转停过程对系统导航精度的影响并计算最优转停时间间隔,利用仿真验证本方案的有效性。     

激光陀螺捷联惯性导航系统IMU误差标定

针对激光陀螺捷联惯性导航系统惯性测量单元(IMU)误差标定对转台精度、基座对北和调平要求较高,以及系统工作时激光陀螺抖动、长时间工作温度升高、算法复杂等因素,提出了以速度为观测量,采用以最小二乘拟合法的系统级标定法。通过三轴转台多位置测量：静止 转动 静止,快速辨识三轴激光陀螺和三轴加速度计正交安装误差、传感器零偏、刻度因子等24个误差参数,整个标定过程时间约2 h,多位置对准航向、横滚、俯仰测试精度优于0.012°。实验表明,采用该方法算法简单,操作过程便捷,可以有效提高激光陀螺捷联惯性导航系统IMU精度。     

火箭弹载捷联惯导简易标定路径设计

捷联惯导误差标定中考虑的误差主要包括零偏误差、刻度系数误差、安装误差。标定的误差参数越多,难度越大,并且火箭炮在发射标定阶段无线运动,只能进行两自由度角运动,导致误差参数基本不可观测。如果能抓住影响导航精度的主要误差,将可简化标定算法,简化标定过程,提高标定效率。基于这样的思路,将旋转的弹丸类比为旋转惯导,从误差方程入手,采用提取误差直流分量的方法对飞行中的弹载惯导进行误差分析,得出影响导航精度的主要误差参数,然后提出了利用机动前后速度误差的变化的方法进行机动方式设计,该方法不需要求解微分方程,大大降低了计算量。仿真结果表明,所提出的简易标定方案解决了发射准备阶段激励不足,不能进行有效标定的问题。     

捷联惯导系统任意方位两位置的对准模式

为了实现快速精确对准,研究了绕任意轴捷联惯导系统（SINS）的两位置对准问题。首先建立了一种基于李雅普诺夫变换的SINS等价误差模型。应用该模型,对SINS分别绕方位轴、俯仰轴和横滚轴两位置对准时系统的可观测性进行了定量分析,明确了SINS绕3个正交轴旋转系统的可观测性。通过引入弹体坐标系与导航坐标系之间的旋转角速率代替姿态矩阵,使导航坐标系中的转动坐标轴可以指向三维空间的任意方位,得到了弹体绕任意轴旋转两位置对准时系统状态变量误差的变化规律。研究结果可为SINS静基座快速精确对准及其工程应用提供参考。     

旋转双棱镜指向系统转角补偿偏差修正方法

针对旋转双棱镜系统解算困难、误差源众多和指向精度较低的问题,提出了一种补偿旋转双棱镜指向系统转角的修正方法,采用求偏导和建立全微分方程的方法建立光束指向误差与棱镜转角误差关系,解算出补偿角.经实验验证:在99.57％的指向区域中,指向偏差最大值由1.8742.降低为1.4753°,均方根由0.1401°降低为0.089...     

MEMS陀螺漂移误差抑制方法研究

MEMS陀螺漂移误差是影响惯性测量系统精度的主要误差源,针对这一问题,引入旋转调制方法和卡尔曼滤波方法,利用旋转调制方法抑制陀螺的常值漂移,利用卡尔曼滤波方法减小随机漂移,并进行了仿真和实验,对调制和滤波前后惯性测量系统的姿态角误差进行了对比,结果表明,利用旋转调制技术和卡尔曼滤波方法分别减小陀螺的常值漂移漂移和随机漂移后,由这两种漂移误差引起的姿态角误差明显减小,惯性测量系统的测量精度显著提高。     

安装误差对单轴旋转对准精度影响分析

针对激光陀螺单轴旋转惯导系统初始对准问题,分析了影响初始对准精度的惯性器件误差参数,理论推导了陀螺安装误差对对准精度及加速度计零位估计的影响,并进行了仿真分析。仿真结果表明,陀螺安装误差直接带入失准角估计误差,并会引起等效加速度计零位估计误差,可通过标定陀螺安装误差提高对准精度。     

一维激光多普勒测速仪/单轴旋转惯导组合车载高程测量方法(特邀)

采用一维激光多普勒测速仪与单轴旋转惯性导航系统组合的方式,利用单轴旋转惯导系统倾角补偿后的姿态输出为测速仪提供高精度姿态基准,探索提高一维激光测速仪高程测量精度的新方法。针对双光束差动结构的一维激光测速仪高程测量原理及单轴旋转惯导系统倾角误差补偿方法进行了研究,以车载的方式对设计的高程测量方法进行了试验验证。完成了两组35~40 min跑车测试,第一组试验高程测量最大误差为?2.67 m,标准差为1.0094 m;第二组试验高程测量的最大误差为1.68 m,标准差为0.5880 m,达到了车载情况下连续动态高程测量精度优于3 m的预期指标。相关试验结果证明了基于单轴旋转惯性导航系统的车载一维激光多普勒测速仪高程测量方法的有效性。     

捷联惯导系统复杂误差参数系统级标定方法

重点研究捷联惯导系统复杂误差模型的建立,提出了一种新的包含加速度计内杆臂参数和温度误差系数的系统级标定方法。该方法基于45维卡尔曼滤波器对误差参数进行辨识估计,并通过温度控制试验箱控制标定过程中的温度变化。仿真实验表明该方法能够同时标定出激光陀螺和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计的内杆臂参数和温度误差系数。导航实验结果表明,对标定参数进行多误差源补偿之后,10 h导航实验水平最大定位误差为0.6 n mile （1 n mile=1.852 km）,相较于不经过补偿,导航精度提升了37.5%。     

INS/GPS组合导航下机载PD雷达DPCA性能分析

惯导测速误差随着时间逐渐积累,积累误差会导致载机运动补偿失效,从而使得DPCA检测性能下降。针对这一问题,提出采用INS/GPS组合导航系统对载机速度进行测量,能大大提高载机测速精度,有利于DPCA检测低速动目标。在建立雷达回波信号模型和INS/GPS组合导航系统模型的基础上,结合机载PD雷达背景,仿真分析了惯导系统、INS/GPS组合导航系统各自的测速精度以及不同测速精度下的DPCA检测性能。仿真结果表明:采用惯导测速时,测量精度较低,DPCA在此精度下不能检测低速动目标;采用INS/GPS组合导航测速时,测量精度较高,DPCA在此精度下能够检测出低速动目标。     

自适应Kalman滤波在光纤陀螺SINS/GNSS紧组合导航中的应用

为了提高光纤陀螺捷联惯性导航系统（SINS）和全球卫星导航系统（GNSS）的组合导航精度和系统稳定性,设计了基于伪距、伪距率的紧组合导航系统模型。针对光纤陀螺的白噪声特点,以及误差不稳定性导致无法精确建模,将残差引入误差方差阵的估计中,提出了一种改进的自适应卡尔曼滤波方法。采用改进的自适应卡尔曼滤波方法滤波得到导航参数的最优估计,然后对系统进行反馈补偿校正,抑制了滤波发散问题,提高了系统的稳定性。稳态测试试验结果表明:设计的光纤陀螺SINS/GNSS 紧组合导航系统具有较好的鲁棒性;在三颗卫星的条件下,系统能够在短期内保持较高的导航精度,验证紧组合导航的优越性。     

基于24位置的MEMS惯性传感器快速标定方法

针对微惯性测量单元原始输出信息受零偏、标度因数、非正交误差等误差项干扰影响测量精度的问题,提出一种无需借助高精度转台的MEMS IMU快速原位标定方案。在分析MEMS惯性传感器输出特性的基础上建立传感器误差模型,利用六面体夹具设计IMU 24位置连续转停标定方案,以重力及各次旋转角度为参考信息完成传感器误差标定。针对加速度计零偏、标度因数、非正交误差9个参数构造标定模型,采用牛顿法估计误差参数最优值,考虑陀螺仪零偏与标度因数6个误差参数,利用最小二乘法计算误差参数最优估值。分别进行加速度计、陀螺标定补偿实验,实验结果表明,提出的MEMS IMU快速原位标定方法能快速得到传感器误差参数,提高了输出数据精度。     

基于子孔径相位误差拼接的相位梯度自聚焦算法

随着雷达技术的发展,合成孔径雷达的成像精度也得到了大幅提升,与之相匹配的,也需要能更精确地进行运动补偿的算法.由于惯导精度无法满足需求,如果仅使用惯导数据对运动误差进行补偿,补偿的结果中含有残余的距离单元徙动,这会损失图像的精度.本文首先分析了残余的距离单元徙动对快速分解后向投影成像算法和相位梯度自聚焦算法的影响,再将...     

捷联式重力无源导航系统

为了满足水下运载体长航时、高精度、低成本的导航需要,提出由激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统、计程仪、深度计、光纤陀螺捷联式重力仪和数字重力异常图组成的捷联式重力无源导航系统。运载体的位置由激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统给出;光纤陀螺捷联式重力仪、计程仪和深度计组成水下捷联式重力测量系统,以激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统提供的位置信息、计程仪提供的速度信息和深度计提供的水深信息作为观测量,应用扩展卡尔曼滤波计算出东、北、天坐标系下加速度计比力值,使用低通滤波实时获得重力值和重力异常值。根据存贮在计算机中的数字重力异常图,运用相关极值法,计算得到运载体位置。2019年底,捷联式重力无源导航系统进行了长时间船载试验,对该系统试验数据进行了离线处理。试验结果表明,在匹配海域内,运载体位置误差小于1个重力异常图格网大小。     

MEMS微惯性组合静态误差建模与补偿

安装误差和温度是MEMS微惯性组合的主要误差源,这两种因素所引起的误差通常占系统总误差的90%以上。通过对微惯性组合的安装误差及温度因素的影响进行深入分析,构建了一种适用于低成本导航微惯性组合静态误差补偿模型。该模型是一种基于线性模型的改进型模型,模型复杂度低,按实验标定方法获取模型参数后可实时计算惯组输出,用于对MEMS微惯性组合实时性要求高的环境中。并且,通过对模型深入分析,巧妙设计标定方法,大大简化了该模型的标定步骤,使模型参数的获取更为方便。为了论证模型正确性,进行了标定实验,实验结果表明模型是切实可靠的。