光纤陀螺常值漂移误差自补偿方法

光纤捷联惯导系统(SINS)中,光纤陀螺常值漂移是导致SINS导航误差的主要因素.阐述了单轴旋转误差自补偿技术的基本原理,针对传统单轴旋转调制不能补偿与旋转轴平行方向上的陀螺常值漂移误差,给出了一种改进的单轴旋转式惯导系统误差自动补偿方法.将惯性测量组件(Inertial Measurement Unit,IMU)倾斜安装,不与旋转轴正交或重合,理论分析了这种配置方案可以有效地补偿一般单轴旋转方案中不能补偿的光纤陀螺常值漂移误差,从而大大提高系统的导航精度,最后给出了仿真结果.仿真结果表明,改进的单轴旋转方案能够明显的提高惯导系统的精度.     

旋转自动补偿捷联惯导系统技术研究

利用旋转法补偿陀螺漂移是提高捷联惯导系统精度的有效途径之一。由于旋转的引入,惯性测量单元中陀螺的常值漂移将被调制成周期性信号,通过积分运算可以有效地消除常值陀螺的漂移影响。提出了一种新的单轴旋转调制方案,对该方案进行了理论推导、分析和仿真。与以往的单轴旋转方式及未采用旋转方式时的导航误差进行了比较,结果表明本方案可以消除所有方向上陀螺常值漂移的影响,从而大大提高位置和姿态精度。     

旋转捷联惯导系统精对准技术

针对惯性器件常值偏差对捷联惯导系统导航精度的影响,提出了一种单轴旋转调制方案并建立该系统误差方程,将系统中陀螺常值漂移和加速度计零位误差调制成周期变化的量。通过改变惯导系统误差模型中的捷联矩阵来改善系统的可观测性。利用谱条件数法计算出惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)在静止和旋转状态下捷联系统的可观测度,采用卡尔曼滤波方法实现了旋转捷联系统的精对准。仿真结果表明,IMU旋转状态下的对准方法消除了陀螺常值漂移和加速度计零偏对系统对准精度的影响,大大提高了对准精度。     

捷联惯导四面体冗余配置的双轴旋转调制方法

传统捷联惯导采用三轴正交配置,存在单一传感器故障直接引发整个系统失效,且导航误差随时间累积快等问题。为解决这些问题,提出了一种将四陀螺冗余配置和双轴旋转调制相结合的捷联惯导导航方法。构建多指标约束的冗余优化准则,通过器件级配置方式,设计了基于四面体结构的四陀螺冗余配置方案,并在此基础上引入八次序双轴旋转调制方法,调制3个轴向的等效陀螺漂移。仿真结果表明,所提方法能够实现系统可靠性和导航精度的双重提升,具有重要的工程应用价值。     

基于CPSO-LSSVM的单轴旋转惯导系统轴向陀螺漂移辨识

在单轴旋转惯导系统中,轴向陀螺漂移是影响系统导航精度的重要因素。为了提高惯导系统的导航精度,采用混沌粒子群算法(chaos particle swarm optimization, CPSO）优化的最小二乘支持向量机（least squares support vector machine, LSSVM）〖JP+1〗对轴向激光陀螺漂移进行辨识。利用初始对准12 h内系统纬度误差和温度变化量作为LSSVM模型的训练数据,利用CPSO对LSSVM进行参数优化,利用优化后的LSSVM模型对轴向陀螺漂移进行辨识,轴向陀螺漂移辨识精度优于0.000 2 （°）/h, 系统定位误差优于1 nm/72 h。试验结果表明,CPSO是选取LSSVM参数的有效方法,该方法能够有效地辨识轴向陀螺漂移,具有很高的辨识精度,具有很高的实际应用价值。     

单轴旋转SINS轴向陀螺漂移精确标校方法

为提高单轴旋转捷联惯导系统长时间导航精度,提出了一种精确标校轴向陀螺漂移的方法。在静基座条件下分析了轴向陀螺漂移、初始姿态和航向角误差对系统经纬度影响,将水平阻尼网络引入到导航算法流程中以抑制系统舒拉振荡误差。建立了经纬度误差与轴向陀螺漂移、初始航向角误差之间的数学模型,并设计了一种合理的标校流程,采用最小二乘法对轴向陀螺漂移进行精确标校。对该方法进行了数学仿真与实际系统验证实验。实验结果表明,当系统陀螺漂移误差为0.01(°)/h时,经过12.5 h精确标校后轴向陀螺漂移的辨识精度达到0.001(°)/h,系统的定位精度优于1.5 n mile/48 h。     

惯导系统陀螺漂移的ESO估计算法

为满足舰艇航行的高精度导航要求,提高惯导系统陀螺漂移估计精度,设计了基于扩张状态观测器(extended state observer, ESO)的惯导系统陀螺漂移估计算法。首先引入了惯导系统水平姿态角的ESO估计算法;其次基于惯导系统姿态控制方程,研究并推导了陀螺漂移的ESO估计算法,给出了估计误差的量化分析结论;最后对算法进行了仿真验证。结果表明,基于ESO的陀螺漂移估计方法可在短时间内快速、无超调、高精度地估计出陀螺漂移,当ΔAx=ΔAy=10^-5g时,估计的稳态误差约为10^-4(°)/h,提高了惯导系统后续导航精度。     

水下平台惯导惯性器件误差高精度估计算法

为满足高精度导航及隐蔽性要求,基于方位旋转技术,给出了针对水下平台惯导系统惯性器件(inertial measurement unit, IMU)误差无阻尼估计算法。首先分析了状态转换对固定指北式平台惯导系统的影响;其次利用Laplace变换,求解了方位旋转式平台惯导系统误差;然后基于舒拉振荡和平台旋转周期,利用间断获得的外测信息建立系统短时速度、位置误差模型并作不确定度评估;最后采用Kalman滤波对惯性器件误差作了事后估计。仿真结果表明,建立的速度、位置误差模型可信度高,算法可准确估计出东、北向陀螺常值漂移以及加速度计零位偏置,有效抑制导航误差发散,提高导航精度。     

旋转捷联惯导系统的轨迹仿真算法

结合旋转捷联惯导的系统编排和载体运动模型,推导理相情况下旋转捷联惯导系统中惯性器件在任意角运动和线运动条件下的输出;在考虑了惯性器件的常值误差,随机误差,刻度系数误差,IMU安装误差以及旋转轴的安装误差对惯性器件输出的影响后,设计了系统的轨迹仿真算法.在相同运动条件和误差条件下,分别仿真了一般捷联惯导系统和旋转捷联惯导系统的惯性器件输出,并利用该输出进行了导航解算.结果表明:无误差条件下导航解算航线与预设的理想航线重合,该轨迹仿真算法准确合理;在给定的误差条件下,旋转捷联惯导系统精度提高一倍.算法可为旋转捷联惯导系统的误差分析、导航解算以及初始对准等技术研究提供惯性器件输出仿真.     

光学陀螺旋转式惯导系统的安装误差效应分析

在光学陀螺惯导系统中,利用系统旋转自动补偿可以有效地减小惯性元件漂移对系统导航精度的影响,从而实现高精度、低成本的惯性导航要求。首先从光学陀螺旋转式惯导系统的误差传播方程出发,推导了系统中由于光学陀螺安装误差引起的数学平台角度误差表达式。以此为基础,分析了旋转式系统中的安装误差引起的误差效应及自动补偿安装误差所应满足的条件,为系统设计和精度分析提供了理论参考。     

飞行器动力学信息辅助MEMS惯导系统

使用微机械电子(micro electro mechanical systems, MEMS)惯导系统(inertial navigation system,INS)的飞行器由于其MEMS惯性器件测量精度低,致使导航误差快速发散。针对该问题,提出了一种利用飞行器动力学(aircraft dynamics, AD)信息辅助MEMS惯导解算的方法。〖JP2〗它基于AD建立的飞行器运动模型和运动误差模型,利用实时解算的飞行器运动状态构建卡尔曼滤波器对MEMS惯导误差进行估计和修正。在此基础上,进一步考虑了INS/全球定位系统(global positioning system,GPS)组合导航时该方法的改进算法,提出了一种利用GPS定位信息和预测滤波器对飞行器动力学模型误差估计的方法。最后的半实物仿真实验结果表明,飞行器动力学信息辅助滤波器可以有效地减小系统误差,提高 MEMS惯导系统输出精度。     

New celestial assisted INS initial alignment method for lunar explorer

In the future lunar exploration programs of China,soft landing,sampling and returning will be realized.For lunar explorers such as Rovers,Landers and Ascenders,the inertial navigation system(INS) will be used to obtain high-precision navigation information.INS propagates position,velocity and attitude by integration of sensed accelerations,so initial alignment is needed before INS can work properly.However,traditional ground-based initial alignment methods cannot work well on the lunar surface because of its low rotation rate(0.55%).For solving this problem, a new autonomous INS initial alignment method assisted by celestial observations is proposed,which uses star observations to help INS estimate its attitude,gyroscopes drifts and accelerometer biases.Simulations show that this new method can not only speed up alignment,but also improve the alignment accuracy.Furthermore, the impact factors such as initial conditions,accuracy of INS sensors,and accuracy of star sensor on alignment accuracy are analyzed in details,which provide guidance for the engineering applications of this method.This method could be a promising and attractive solution for lunar explorer’s initial alignment.     

捷联制导系统信号延时隔离度抑制方法

针对捷联导引头视线角速度(line of sight rate,LOSR)计算时制导信号延时带来较大的隔离度(disturbance rejection rate,DRR)问题,首先分析了捷联制导系统信号延时产生隔离度的原因,推导了制导信号延时隔离度传递函数。进一步通过对视线角速度计算中信号时序关系分析,得到了导引头与惯导（inertial navigation system,INS）数据更新频率不成整数倍的关系和信号处理传输时间等是导致制导信号延时的主要原因。在此基础上,提出通过在导引头和惯导数据帧中增加时间标记的方式,使主控机可以提取同一时刻制导信号数据进行视线角速度计算,从而大幅减小制导延时产生的隔离度。数学仿真和半实物仿真表明,该方法在很大程度上减小了制导信号延时带来的导引头隔离度。     

模糊度固定解PPP/INS紧组合模型

差分全球定位系统(difference global positioning system, DGPS)与惯性导航系统(inertial navigation system,INS)所构成的组合定位测姿系统已广泛应用于高精度移动测量领域,但由于需要基准站支持,该系统作业范围有限、作业复杂且成本高。模糊度为浮点解的精密单点定位(precise point positioning,PPP)与INS所构成的组合系统,虽不需要架设基准站,但定位精度有限且收敛时间较长,其原因就在于模糊度为浮点解。针对以上问题,提出将模糊度为固定解的PPP与INS进行紧组合,给出了该新组合详细的观测模型和系统模型。实测车载组合导航实验对新组合进行了验证,结果表明,仅用单台GPS接收机,只需约10余分钟就能获取首次固定解;一旦实现固定,新组合的位置误差迅速由分米级降低到稳定的厘米级。     

惯导快速传递对准的可观测性和对准误差分析

依据控制理论中的可观测性分析方法,分析了惯性导航系统快速传递对准算法的可观测性,由此得出不同可观测性条件下不可观测量引起的对准误差,并对引起不同可观测性的载体机动方式进行分类,分析了水平匀速运动、水平转弯运动、摇翼机动和海上摇摆运动这四种常见的载体运动情况下的可观测性。从而为合理地舍去快速传递对准中的状态变量提供了理论依据。     

基于罗德里格斯参数的惯性系传递对准算法

针对传统的传递对准模型在大失准角下的强非线性问题以及由残余杆臂误差导致的传递对准精度下降问题, 提出了一种改进的惯性系传递对准算法。首先, 对子惯导姿态矩阵进行链式分解, 得到常值姿态矩阵; 然后, 利用罗德里格斯参数等价替代该常值姿态矩阵, 建立关于罗德里格斯参数和残余杆臂误差的具有弱非线性量测的传递对准模型; 最后, 利用非线性滤波对状态进行估计。基于摇摆运动的仿真实验表明, 在存在大安装误差角以及残余杆臂误差情况下, 算法相比于现有方法, 对准速度更快, 对准精度更高, 在5~10 s内即可完成传递对准。车载试验结果也间接说明算法具有更高的传递对准性能。     

Soft initial-rotation and HΦ robust constant rotational speed control for rotational MEMS gyro

A novel soft initial-rotation control system and an Hoo robust constant rotational speed controller (RCRSC) for a rotational MEMS (micro-electro-mechanical system) gyro are presented. The soft initial-rotation control system can prevent the possible tumbling down of the suspended rotor and ensure a smooth and fast initial-rotation process. After the initial-rotation process, in order to maintain the rotational speed accurately constant, the RCRSC is acquired through the mixed sensitivity design approach. Simulation results show that the actuation voltage disturbances from the internal carrier waves in the gyro is reduced by more than 15.3 dB, and the speed fluctuations due to typical external vibrations ranging from 10 Hz to 200 Hz can also be restricted to 10-3 rad/s order.     

Soft initial-rotation and H∞ robust constant rotational speed control for rotational MEMS gyro

A novel soft initial-rotation control system and an H∞ robust constant rotational speed controller (RCRSC) for a rotational MEMS (micro-electro-mechanical system) gyro are presented. The soft initial-rotation control system can prevent the possible tumbling down of the suspended rotor and ensure a smooth and fast initial-rotation process. After the initial-rotation process, in order to maintain the rotational speed accurately constant, the RCRSC is acquired through the mixed sensitivity design approach. Simulation results show that the actuation voltage disturbances from the internal carrier waves in the gyro is reduced by more than 15.3 dB, and the speed fluctuations due to typical external vibrations ranging from 10 Hz to 200 Hz can also be restricted to 10−3 rad/s order.     

伪惯导建模的极区双速度模式惯性系对准算法

针对极区V^b辅助的捷联惯性导航系统(strapdown inertial navigation system, SINS) 行进间惯性系对准, 提出了基于伪惯导建模的双速度模式惯性系对准算法, 消除由惯导建模引起的极区导航误差放大以及传统惯性系对准过程存在的模型误差问题, 提高极区对准性能。最后通过低纬度车载半实物仿真试验以及极区对准仿真试验对其进行验证。在75°和85°初始纬度, 50次航向对准结果的平均绝对误差和标准差分别为0.507 2°、2.527 3°和0.605 2°、2.875°。试验结果表明, 所提算法是可行且合理的, 可以解决极区SINS行进间惯性系对准中惯导建模以及对准模型所存在的问题, 提高极区对准的性能。     

基于相对信息观测量的INS/USBL非线性组合导航方法

针对传统惯性导航系统/超短基线定位系统(inertial navigation system/ ultra short base line, INS/USBL)组合导航利用绝对位置做观测信息存在导航精度较低,且噪声异常引起抗干扰能力弱的问题,提出基于相对信息观测量的INS/USBL非线性组合导航方法。以INS解算的应答器相对于INS在基阵坐标系下的入射角、斜距信息与超短基线输出的入射角、斜距信息之差作为观测量建立量测方程。在改进Sage Husa算法基础上采用容积规则,设计一种适用于非线性系统的自适应容积卡尔曼滤波估计器。仿真结果表明,该方法定位精度较传统方法提升2.4倍,在噪声异常情况下,滤波收敛,组合导航性能稳定。