平台惯导系统飞行试验性能误差分析

针对某型平台式惯导系统试飞中存在的性能超差现象,对惯导系统误差机理和飞行数据进行了分析,提出了影响飞行性能的误差因素。根据分析结果,从提高惯性元件精度和对相关误差进行标定和补偿两方面采取措施对惯导系统进行改进。改进后的惯导系统经过试飞验证,其性能满足设计指标,表明所采取的改进措施有效可行。     

一种双轴旋转惯性导航系统的重要参数快速自标定方法

为了提高双轴旋转惯导重要参数标定的快速性和精度,提出一种快速自标定方法。通过设置不同的标定路径可以在10 min内完成陀螺和加速度计的零偏以及标度因数误差的标定。该方法利用基于姿态误差观测的卡尔曼滤波完成陀螺零偏的估计。通过六位置翻滚并以速度误差作为观测量进行卡尔曼滤波,完成加速度计的零偏及标度因数误差的标定。使天向陀螺绕方位轴旋转4周,使水平陀螺绕水平轴转动4周,通过计算旋转前后的姿态误差完成陀螺标度因数误差的估计。仿真和试验结果表明,该方法可以实现双轴旋转惯导重要参数10 min内完成自标定,且具有较高的精度。     

平台式惯性导航系统在线可靠性评估技术

平台式惯性导航系统是现代导航的重要设备,由于其所处环境和制造工艺各不相同,导致各个体之间的可靠性有着明显的差异。如果对收集到的性能误差数据进行统一处理,无法准确地反映个体之间的差异性,不利于掌握平台式惯性导航系统个体的可靠性规律。针对该问题,对平台式惯性导航系统的在线可靠性评估方法进行了重点研究。结合平台式惯性导航系统使用过程中的性能变化特点和失效机理,利用复合Poisson过程建立了其性能退化模型,并给出了性能参数评估方法。通过算例分析,说明建立的性能退化模型能够较好地描述平台式惯性导航系统的性能退化规律,有助于掌握平台式惯性导航系统的可靠性水平。     

捷联惯导系统误差特点分析

对捷联惯导系统的误差源进行了深入分析,结果表明当陀螺仪刻度系数误差较大时,捷联惯导系统定位误差闭合现象较明显,即飞机返场时,误差有明显减小的现象;分析了舒拉调谐周期对惯导系统位置误差的影响并进行仿真,仿真结果验证了舒拉调谐对误差的调制作用,即在舒拉周期振荡分量的影响下,惯导系统的累积误差在某段时间内存在误差减小现象。     

无线电辅助捷联惯性导航系统的设计及工程实现

为确保飞行器在没有GPS（全球定位系统）信号的情况下仍能保持高精度导航能力,在SINS（捷联惯性导航系统）/GPS/Altimeter（高度表）组合系统的基础上,设计了Radio（无线电）辅助SINS组合导航系统。该系统通过一定的组合算法将SINS与无线电信息有效组合,不仅可以满足系统精度的要求,而且工作可靠、输出信息平滑稳定。本文介绍了该系统的原理、设计方案、组成以及工程技术难点。飞行试验结果显示该系统能够满足设计精度要求,为系统在恶劣条件下的应用提供了一个有效的解决方案。     

捷联式惯导系统动态误差特性研究

根据载体运动状态下捷联惯性导航系统(SINS)的误差方程时变的特点,推导出捷联惯性导航系统动态误差模型,并对其在几种动态环境下的误差特性进行了仿真研究。     

重复使用运载器基于轨迹线性化的俯仰角控制

为了改善重复使用运载器末端区域能量管理段的控制系统性能,提出了一种基于轨迹线性化的俯仰角控制回路结构,该结构由伪逆模型前馈和反馈控制组成.根据瞬时平衡的定义,沿轨迹剖面线性化,获得了伪逆模型的设计方法,形成俯仰控制结构.以高空超声速飞行为例,进行了俯仰角控制设计,并与常规反馈控制相比较.结果表明,基于轨迹线性化的俯仰角控制,可以改善控制系统的动态性能,减小反馈回路的负担,降低积分饱和的可能性.      

载体角运动对旋转捷联惯导误差的影响分析

旋转捷联惯导系统采用旋转调制误差补偿技术对陀螺仪和加速度计误差进行调制,可以提高系统导航精度。在简要分析旋转调制误差补偿机理基础上,研究了单轴旋转方案中载体常值旋转和周期旋转2种角运动模式对导航误差的影响。结果表明：载体特定角运动对旋转捷联惯导的误差补偿效果有一定影响,且单轴正反转停方案中误差补偿效果所受影响相对较小。     

一种新型模糊自适应Kalman滤波器在组合导航中的应用

针对光纤陀螺捷联惯导(FOG SINS)/GPS组合导航系统实际工作环境中,由于系统噪声与量测噪声模型发生变化而带来的滤波器发散的问题,提出一种新型模糊自适应Kalman滤波器(FSHAKF).通过引入IMU精度因子与GPS水平精度因子,构造模糊推理系统(FIS),实时更新自适应参数,有效地解决了传统Sage-Husa自适应滤波器(SHAKF)估计模型不准确、系统噪声与量测噪声无法同时估计以及滤波器长时间易发散的问题.仿真实验表明,本文提出的FSHAKF算法相较于SHAKF算法,估计精度得到明显提高,且避免了滤波器的发散.     

惯性/里程计组合导航无地标行进中自主对准

载车行进中自主对准可有效缩短机动前准备时间,提高姿态对准精度以及对准过程中无地标自主定位精度是关键。本文提出一种里程计辅助捷联惯导系统行进中对准算法,推导了行进中精对准滤波模型以及对准过程中无地标自主定位算法。为缩短对准时间、减小由于航向角误差未收敛时造成的定位误差,利用回溯法将粗对准过程存储数据用于精对准过程,且回溯法仅需存储少量数据适合于工程应用。车载实测数据分析表明算法可同时实现行进中自主对准与对准过程中无地标自主定位,有效提高了载车快速机动能力,航向角对准精度优于1 mil,对准过程中无地标自主定位精度优于0.3%行程。     

初始方位信息辅助下潜航器快速传递对准算法

针对多潜航器连续快速布放需求,提出基于初始方位信息辅助下快速传递对准算法.潜航器惯导系统只在对准初始时刻由移动基准惯导提供准确的方位信息和概略的水平姿态信息,布放入水后以初始时刻水平姿态误差和当前速度误差为滤波状态,以水下多普勒测速仪的速度为观测量,通过卡尔曼滤波进行惯性系下的航行中对准.实验验证以优于0.01(°)/h的激光陀螺惯导系统/卫星组合导航的姿态解算值为参考基准,基于实际数据的仿真计算表明,在50s内即可实现快速对准,方位精度达到1密位(1σ).     

考虑侧风情况下的无人机自主导航控制技术研究

随着无人机应用范围的扩大,要求无人机能精确跟踪预定航线.介绍了无人机侧向导航控制律、切换准则和控制参数的限定;分析了侧风对无人机自主飞行时姿态的影响,以及在一种常用侧向控制律下形成侧风偏差的原因,给出了解决的办法.Matlab软件数字仿真的结果对比表明了控制系统抗侧风偏差的有效性.     

舰载捷联惯导系统的航行中快速在线标定

为实现舰载捷联惯导系统在航行中被快速标定的新需求,提出了一种捷联惯导系统在航行中快速在线标定的方法。首先,建立了简化的陀螺和加速度计输出误差方程,从而对Kalman滤波模型实现了降维。该模型以陀螺和加速度计零偏、标度因数误差等15个误差量为状态量,以速度误差和位置误差为量测量。设计了一种标定路径,该标定路径可由惯导系统中的双轴旋转机构实现。仿真结果表明,该方法能够在1800s内快速、准确地估计出15个误差量,具有工程实践价值。     

激光陀螺捷联惯导系统旋转调制技术综述

激光陀螺旋转调制技术是一种系统级误差自补偿技术,能够有效调制陀螺和加速度计的误差,提高导航系统的精度。首先分析了旋转调制型捷联惯导系统的基本原理和类型,然后从转位方案的编排、惯性测量单元旋转速度和转停时间的选取、旋转机构的导航解算、旋转机构的误差分析、载体角运动隔离等多方面,对激光陀螺旋转调制技术进行了综述,并探讨了我国旋转调制技术的重点研究方向,提出了合理的建议。     

舰载捷联惯导数字仿真器的设计与研究

针对舰载惯导系统在边界工作条件尤其是极地地区性能评估存在实时输出数据难度大的问题,以舰艇的运动特性为依据,建立舰艇的运动学模型和惯性器件的数学模型,设计了一种舰载捷联惯导系统数字仿真器,实现了在不同的航行状态、不同的海况条件,以及不同的惯性器件精度条件下惯导系统的实时仿真,仿真输出的数据在虚拟多功能显示器以文字和曲线的形式显示。结果表明,该仿真器能灵活的模拟各种导航参数,有助于突破舰载导航系统性能评估受试验海域和试验载体等因素限制的局限性,可以为研究边界工作条件下惯导系统性能提供试验依据。     

一种提高捷联惯导系统动基座初始对准精度的方法

捷联惯导系统初始对准精度直接影响系统导航精度,以适用于动基座的惯性凝固系粗对准方法为基础,针对船载设备动基座机动条件,通过实际数据分析,提出了一种粗对准方案,在相同的载体运行条件下,对减小粗对准误差,进而提高导航精度有一定帮助。相对于原粗对准方法,通过试验仿真验证,粗对准精度均有所提高,在此基础上初始对准后,1h导航定位误差从2nmil提高到约0.45nmil。     

飞机俯仰角位移控制系统积分式控制规律的改进及仿真

为使飞机以足够高的准确度保持在预定飞行轨迹上,飞机俯仰角位移(9)的控制性能及稳态精度至关重要.为改进飞机俯仰角位移控制系统的控制性能,运用根轨迹法对飞机俯仰角位移控制系统的积分式控制规律进行了分析和设计,为提高(9)的稳态精度,基于SISO Design Tool设计工具,对俯仰角位移控制系统的零极点进行校正配置,实...     

微型扑翼飞行器控制系统的研究现状

微型扑翼飞行器作为一种新概念飞行器有着广泛的应用前景和市场需求。简要介绍了微型扑翼飞行器的概念、特点和应用，以及优势控制系统设计的技术难点；重点从控制理论与算法、控制元器件的设计、控制系统实现等三个方面概述了国内外微型扑翼飞行器控制技术的最新研究成果和发展趋势。在此基础上，总结出微型扑翼飞行器控制系统研究需要解决的关键技术和今后研究的重点。     

飞行试验中对惯导系统真航向精度的一种评估方法

介绍了一种惯导系统真航向角精度的试飞评估方法.用GP S信息计算出飞行航迹作为参考基准,准确测出惯导系统输出的航迹角误差,以此间接评估惯导系统的真航向角精度.试飞结果表明,该方法科学可行.     

某型飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律设计与仿真

现代飞机越来越复杂的飞行任务对飞机控制系统性能提出了更高要求,而飞机控制系统性能的好坏与飞机自动驾驶仪控制规律设计的优劣关系密切.为此,对某型飞机自动驾驶仪的比例式控制规律进行了分析和设计,仿真研究了控制规律中的速率反馈及位置反馈的作用和选取原则,进而设计出性能良好的飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律.通过大量仿真比较...