静基座速率偏频激光陀螺捷联惯导系统快速高精度初始对准算法

针对惯性器件误差对初始对准精度的影响,提出了基于速率偏频激光陀螺捷联惯导系统的快速高精度初始对准算法。首先,研究了初始对准阶段惯性器件的误差特性;然后,建立了激光陀螺标度因数和加速度计零偏的二次非线性误差模型,并对其进行在线估计和补偿;最后,采用卡尔曼滤波方法对激光陀螺零偏残差进行估计,得到系统初始对准姿态矩阵。实验结果表明,该算法可以有效消除激光陀螺标度因数误差、零偏误差和加速度计零偏误差等因素对初始对准精度的影响,初始对准时间为3 min时水平姿态角对准精度为2″,偏航角对准精度优于30″,精度和快速性均得到显著提高。     

利用高精度陀螺对星敏感器在轨标定算法研究

研究了利用高精度陀螺对星敏感器误差在轨标定方法。采用高精度陀螺,利用陀螺作为星体的姿态参考可以连续提供星体的三轴姿态角速度信息,积分得到相应的姿态角特性,结合卫星姿态运动学方程,基于扩展卡尔曼滤波算法,针对星敏感器的常值误差和测量噪声,设计了星敏感器在轨标定模型,利用陀螺的测量输出对其进行实时补偿,以确保姿态测量元件在轨工作精度。仿真结果表明该在轨标定算法可以准确标定出星敏感器的常值误差。     

一种MAV航姿估计算法及其半实物仿真

配置MIMU(Micro Inertial Measurement Unit,微惯性测量单元)中的加速度计工作在倾角仪状态,利用当地的重力加速度计算MAV(Micro Air Vehicles,微小型飞行器)的姿态角。同时利用MIMU中的陀螺仪,计算载体的姿态角。提出了一种构造加权系数的方法,可以根据MIMU的特性,构造不同性能的加权系数。通过对姿态角进行加权平均,实现惯性数据的融合,对MAV的姿态进行估计。该方法既保证了飞行器稳定飞行时姿态估计的精度,避免了姿态误差随时间的积累;又保证了姿态估计系统的动态性能,减小了系统的动态误差。基于该方法搭建的微小型AHRS(Attitude and Heading Reference System,姿态航向参考系统)体积小、重量轻、精度高,特别适用于载荷与体积都有限的载体使用。     

ARM干涉仪导引头对chirp信号辐射源测角误差研究

针对ARM干涉仪导引头对chirp信号辐射源的测角问题,从几何关系与信号分析两方面揭示了传统方向角估计方法产生测角误差的机理,分析了干涉仪测角误差随鉴相器积分时间变化的关系,重点对积分时间最长这一极端情况开展研究。结果表明,方向角测量误差随弹目视线偏离干涉仪天线基线的法平面的夹角增大而增大,测角系统误差会增大到几十个角分。为消除测角误差,给出了方向角解析解方程以及工程上可行的简化方法,当鉴相器积分时间取最大时,可以将原来的误差降低六个量级。     

天文/惯性组合系统中重力扰动补偿方法

针对重力扰动引起惯性水平基准姿态测量误差进而导致天文/惯性组合导航系统定位精度下降的问题,提出天文/惯性组合系统中的重力扰动补偿方法。首先,基于导航误差模型分析了影响天文/惯性组合导航系统定位精度的主要因素。其次,推导了重力扰动、惯性水平基准姿态测量误差与天文导航定位误差之间的传播机理。然后,研究了重力扰动建模与修正方法,并将重力扰动补偿方法应用于惯性水平基准的导航解算回路中,实现重力扰动的有效补偿。跑车试验结果表明,所提重力扰动补偿方法可以将天文/惯性组合导航系统中定位误差的振荡幅值由1.6 n mile降低至0.5 n mile。     

激光驾束导弹制导控制辅助惯性器件滤波

针对某型激光驾束导弹微机电(micro electro mechanical systems, MEMS)速率陀螺仪和加速度计测量噪声大的问题,提出采用姿控舵偏角和过载指令实现陀螺仪和加速度计的滤波。首先,基于姿态运动学建立MEMS速率陀螺滤波方程;其次,结合局部模型跟踪控制律特点,引入过载指令与实际过载的近似数学描述,建立加速度计滤波方程;最后,采用无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter, UKF)实现对三轴角速率、两轴加速度、攻角及侧滑角的辅助估计。半实物仿真试验表明,该算法可以将速率陀螺误差及加速度计误差分别降低至16%和30%,同时对攻角和侧滑角的估计偏差约为0.03°,证明算法有效。     

基于ZIHR航向角修正方法的行人导航算法

在行人导航系统中,零速修正(zero velocity update, ZUPT)方法能够准确计算出速度误差和水平姿态角误差,但是航向角误差却因其不可观难以估计而极易发散。为了解决航向角误差极易发散的问题,提出了零积分航向角速率(zero integrated heading rate, ZIHR)修正方法。推导发现在零速状态下相邻航向角差值和陀螺的漂移及航向角误差存在一定的关系,将此差值作为量测值,在ZUPT的基础上扩展一维量测,将卡尔曼滤波得到的估计值进行反馈校正。通过多组微机电系统(micro-electro mechanical system, MEMS)实物实验验证:提出的ZIHR修正方法能够很好地解决MEMS 惯性器件漂移导致的误差累积问题,多组实验的定位误差均小于总行程的2%。     

提高相控阵制导雷达导引精度的一种新方法——信标法

本文从相控阵雷达测量误差引入的导弹－目标视线角误差的角度分析了雷达导引精度与雷达测量精度的关系,并在此基础上提出了一种提高雷达导引精度的方法——信标法。仿真结果表明,此方法可以明显减小由雷达测量引入的视线角系统误差,提高雷达导引精度。     

基于捷联导引头的比例导引制导律设计

捷联导引头不能直接测量视线角速率信号,进而无法直接利用比例导引进行制导。采取两级发动机助推模式并结合坐标变换得到比例导引所需的惯性视线角速度来进行制导。建立带重力补偿的战术导弹数学模型,两级发动机分别给予不同的约束。通过坐标变换将能够直接测量到的弹体视线角以及姿态信息转换成惯性视线角速度信号。仿真结果验证,通过该方法实现捷联方式下的比例导引是可行的。     

航向误差非线性预测的惯性行人导航零速修正算法

针对基于零速修正(zero velocity update, ZUPT)的行人导航算法无法对航向角进行观测导致航向角发散的问题，设计了一种基于ZUPT、零角速率修正和航向角误差非线性预测校正的惯性行人导航算法。首先通过广义似然比检测(generalized likelihood ratio test, GLRT)算法确定出零速区间；在检测到的零速区间内利用ZUPT算法构造速度误差观测量、利用零角速率修正(zero angular rate update, ZARU)算法构造角速率误差观测量，通过零速区间航向角误差观测模块构造航向角误差观测量，在非零速区间对航向角误差进行非线性预测；再利用卡尔曼滤波对零速区间内的速度、角速率、位置和航向角误差进行估计，利用估计误差对惯性行人导航系统进行误差修正；通过实际行人导航系统验证，在复杂运动状态下导航轨迹误差平均值仅为0.43 m,只占总路程的0.35%。在长航时行走的情况下导航误差仅为1.25%里程。所提算法无需增设其他传感器，无需限制行人的运动轨迹，具有良好的工程应用价值。     

由角噪声及目标闪烁引起的比例导引制导误差研究

研究了雷达导引头接收机中的角噪声(热噪声)以及目标闪烁对比例导引制导精度的影响.首先根据实际问题的物理意义建立比例导引制导系统模型.考虑到角噪声的带宽远远大于系统带宽,认为角噪声实质上是白噪声;认为低频目标闪烁近似于白噪声通过一阶惯性环节所得到的有色噪声.仿真结果证明,由角噪声以及目标闪烁引起的制导误差与导引头动力学特性和自动驾驶仪动力学特性密切相关;当制导时间较长时,由角噪声引起的脱靶量基本上与制导时间无关,采用频率捷变技术可以有效地降低目标闪烁对制导误差的影响.     

提高无陀螺捷联惯导系统角速度解算精度的新方法

在无陀螺捷联惯导系统中，由于合弃陀螺而使系统具有很多优点，但角速度需从加速度计输出的信号中解算出来，且它的解算误差随时间而发散。所以，抑制角速度解算误差的发散，提高其解算精度是该项技术研发的关键。提出了一种在九加速度方案下提高角速度解算精度的新方法，它是一种利用冗余信息得到残余误差方程，再进行数值迭代的方法。该方法比建立噪声状态估计、利用卡尔曼滤波束修正姿态的方法简单而有效。仿真结果表明，利用此方法能明显提高系统角速度解算精度。     

基于三轴转台误差分析的IMU标定方法

为了减小三轴转台误差对惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)误差模型系数标定精度的影响,提高IMU在三轴转台上的标定精度,首先分析了三轴转台各误差源,给出了陀螺仪和加速度计的输出与转台的位置、姿态误差之间的关系。据此设计了正十二面体-20点的位置和速率试验计划。该方法能同时辨识出IMU的误差模型系数以及转台误差源,自动补偿了三轴转台的误差,提高IMU误差模型系数的标定精度。最后对理论分析结果进行仿真验证,给出了转台误差与IMU误差模型系数标定误差之间的关系。     

相干式CO_2激光雷达角跟踪系统

本文简述了相干式ＣＯ２激光雷达角跟踪系统的工作原理，讨论了激光雷达距离方程，分析了四象限探测器跟踪方法及误差特性。对于扩展朗伯目标，可采用边沿跟踪。为了提高信噪比，用频率搜索及窄带滤波的方法来检测信号，文中给出了接收机方框图和实验结果，本文还讨论了通道不一致性影响及校正方法。     

基于BP-PID控制的载波频率准确度提高算法

转发式卫星导航系统是我国自主研发的一种新型卫星导航体制和系统, 但由于受到上行链路多普勒与卫星转发器的影响, 系统载波频率准确度量级为10^-8, 达不到系统载波频率的使用精度。为解决此问题, 详细分析了恶化转发式卫星导航系统载波频率的影响因素, 通过测量分析得到上行载波频率的预偏量, 采用基于反向传播神经网络的比例积分微分控制方法, 对上行载波频率进行实时控制调整。对控制调整算法进行仿真验证, 响应时间为50 s, 控制残差的均方根误差为0.022 Hz。采用卫星实际观测数据, 结果表明系统载波频率准确度量级从10^-8提升至10^-14, 可满足于转发式卫星导航系统载波频率及载波相位的应用。     

基于多普勒频移的双基地声纳目标速度测量

针对单基地声纳仅可获得目标的径向速度以及双基地声纳有大量冗余信息的问题,提出利用单/双基地复合工作的声纳系统求解目标二维速度矢量（速度大小、航向）的方法。为了获得目标的二维速度矢量,在双基地声纳系统中,分析了双基地声纳多普勒频移的特性,并与单基地作了比较;结合单、双基地所获得的多普勒频移特性信息,给出了目标二维速度矢量的两种计算方法;并对目标速度测量误差进行了分析。结果表明,采用单/双基地复合工作的声纳系统,可以完成目标二维速度矢量的测量,而测量误差则与系统的频移分辨力及目标与收、发基地间的相对位置有关。     

无码载波频率初值估计与导航星识别

当导航卫星的民码信号不可用时,利用无码载波恢复技术测量各个导航卫星的多普勒频移能够实现多普勒定轨。针对伪码未知的情况,提出了基于相位补偿及数据块累加来增强信号,并结合快速傅里叶变换估计载波频率的方法;为解决无码条件下的导航卫星识别问题,提出了一种基于多普勒频移特征的导航星识别方法,研究了基于三分法快速搜索优化平移量的匹配算法,并采用全局匹配、局部剔除的策略来提高卫星识别的全局可信度。仿真结果表明,对于80 ms的卫星中频数据,无码载波频率估计误差保持在7 Hz之内,并且正确估计的卫星数在9颗以上;在考虑先验参数不精准及测量误差的情况下,正确识别的卫星数大多为6颗及以上,满足定轨要求的最少卫星数目。     

基于DBZP差分相干的GPS信号捕获算法

针对弱信号环境下全球定位系统(global position system, GPS)信号捕获问题,提出了一种基于双块零拓展（double block zero padding, DBZP）差分相干捕获算法。该算法将快速傅里叶变换（fast Fourier transform, FFT)、DBZP、差分相干及频率误差修正等4项技术有机结合,从而有效减小了在FFT计算过程中由大多普勒频移引起的码片速率变化而造成的相关功率损失,同时也削弱了残余多普勒频率造成的功率损失。实验表明,算法能明显提高系统捕获性能,在仿真数据集下,与直接FFT差分相干算法相比,捕获灵敏度提高了约2.8 dB,并在给定的积分时间及载噪比下,捕获频率误差的标准差小于20 Hz;在实验数据集下,与直接FFT差分相干算法相比,捕获结果信噪比提高了约3 dB。