干涉型光纤陀螺随机噪声的分析研究

系统地分析了光纤陀螺所包含随机噪声的种类及其来源和特性,介绍了分析光纤陀螺随机噪声的工具———A llan方差法和国军标模型拟合法。对某型干涉型光纤陀螺的静态实验数据,分别应用上述2种分析方法,计算分析了光纤陀螺信号中的噪声分量。计算结果表明:试验所用的光纤陀螺输出的静态信号中含有量化噪声、角随机游走噪声、角速率随机游走噪声、零偏不稳定性和速率斜坡噪声,其中,角速率随机游走噪声、零偏不稳定性和速率斜坡噪声含量较大。该分析研究对光纤陀螺的研究有很好的应用价值。     

TDMI方法在MEMS陀螺温度漂移补偿中的应用

微机电系统(micro-electro-mechanical systems,MEMS)陀螺易受外界温度环境影响,需要进行温度漂移补偿.使用外置温度传感器测量时,存在测量温度与MEMS陀螺感知单元温度不一致的问题,降低了MEMS陀螺温度漂移补偿效果.针对该问题,研究了时间延迟互信息(time-delayed mutual information,TDMI)方法,并采用该方法辨识MEMS陀螺温度漂移与温度传感器输出变化之间的时间延迟,将辨识结果应用于温度漂移预测补偿中.试验结果表明,该方法可有效提高MEMS陀螺温漂补偿精度,具有较好的工程应用参考价值.     

Sigma-Point直接式卡尔曼滤波惯性组合导航算法

基于西格玛点采样加权的方法,以姿态、速度和位置等9个导航参数为状态向量,以卫星导航系统的速度和位置组成6维观测向量,构建直接式卡尔曼滤波器,融惯性导航系统求解和状态估计的过程为一体,直接描述系统导航参数动态过程.仿真结果验证了惯性组合导航Sigma-Point直接式滤波方法的有效性,表明该非线性直接式滤波方法可提高惯性组合导航系统的导航精度和对飞机、导弹等载体非线性机动过程的适应性.     

一种光纤IMU的双轴非定向标定方法

针对光纤惯性组件确定性误差的特性,建立了标定的数学模型。由于光纤组件标度因数的非线性,使用多项式误差模型替代了经典的常数误差模型。基于建立的模型提出了一种双轴转位机构动静态混合标定方案,使用八位置静态标定方法标定陀螺零偏,采用三轴12个速率的旋转标定方法标定陀螺标度因数误差和非正交耦合误差。针对加速度计采用二十四位置的重力场静态翻滚标定方案,最后使用多项式拟合的数据处理方法计算和补偿光纤惯性组件的标度因数误差。通过实验和补偿结果表明,此方案有效标定了光纤惯性组件的各项确定性误差。     

基于RDSS辅助的多普勒／SINS组合导航系统研究

多普勒／SNS组合导航系统具有输出水平速度误差较小、平台角误差较小的优点，但存在经纬度误差较大的缺点，故不能作为独立的导航定位系统，而双星定位系统(RDSS)可输出较高精度的经纬度信息，但存在定位滞后的缺陷，若利用多普勒／SINS的输出水平速度以补偿RDSS的位置滞后，同时经过位置补偿后的RDSS系统可实时修正多普勒／SINS组合导航系统．仿真结果表明，基于RDSS辅助的多普勒／SNS组合导航系统能有效地克服多普勒／SINS系统的缺点，是一种新型的组合导航系统，可应用于导航定位精度要求较高的场合。     

光纤陀螺实时小波去噪中的阈值选取

在使用小波域阈值滤波方法消除光纤陀螺输出噪声时,阈值的确定和阈值函数的选取是两个关键问题,它们直接关系到小波滤波的滤波效果,目前关于此方面的讨论较多基于离线分析。在综合考虑了实时性与滤波效果后提出了一种改进的阈值确定方法,并针对强制去噪动态性能差的问题提出了一种新的小波系数处理策略,最后利用LabVIEW软件对该算法进行了工程实现。通过试验验证,此方法在不影响滤波效果的前提下具有实时性能好的优点,具有较好的工程应用价值。     

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.     

机载安装误差对捷联惯导系统的综合影响研究

机载惯导系统的安装误差会引起加速度计输出中的附加干扰加速度,以及陀螺仪输出中的陀螺漂移,从而对惯导系统产生影响。针对捷联惯导系统(SINS)中的机载安装误差进行了深入全面的研究,推导出角安装误差和位置安装误差同时存在时系统的误差模型,并对机载安装误差给导航系统精度带来的影响进行了系统仿真。仿真结果表明:安装角误差和位置误差对于惯导系统的精度带来不可忽视的影响,将会引起惯导系统的迅速发散,必须对其加以补偿。该研究对于提高SINS的对准精度提供了理论依据,具有较好的工程应用价值。     

惯性测量系统误差模型的机载验证仿真平台实现研究

惯性仪表误差直接影响导航精度,很多情况下,为了能够取得更好的惯性测量系统误差标定结果,需要在机载动态的情况下实时地在线标定惯性器件的误差;基于此目的,利用PC机和两组RS-232串口通道作为基本的平台硬件,在Visual C++开发环境下开发了半物理仿真应用程序;仿真平台具备了基本的可视化操作界面、惯性测量系统仿真功能、数据传输功能以及标定解算功能;并且对安装方式的误差进行了标定仿真实验,并取得了较好的可实现性,为空中在线标定惯性系统误差提供了比较可靠的仿真实验平台。     

惯性/天文深组合非线性定位算法

针对传统惯性/天文定位算法进行天文导航定位时需要通过迭代计算获得载体的经纬度信息,会不可避免地引入定位计算误差问题,推导了天文高度角与平台误差角和水平位置误差的数学模型,进而提出了以天文高度角为量测信息的基于无迹卡尔曼滤波的惯性/天文深组合导航算法.仿真结果表明,所提出的算法利用单颗星即可进行定位,3颗星时组合导航定位精度达到100 m,有效提高了惯性/天文组合定位精度.