基于自适应遗传算法的MEMS加速度计 快速标定方法

微惯性测量单元（MIMU）的标定技术是低精度惯性导航领域中的重要研究方向,传统标定方法操作复杂,标定精度严重依赖转台精度。为解决大批量MIMU快速标定的问题,提出了一种基于自适应遗传算法（GA）的微机电系统（MEMS）加速度计快速标定方法,将加速度计标定问题转化为参数优化问题。首先,利用模观测原理构造目标优化函数;然后,分析系统可观测度确定最优标定编排方案;最后,采用全局搜索的自适应遗传算法优化标定参数。实验结果表明:与牛顿迭代法相比,标定精度提升1~3个数量级,运算速度提高61%。标定后解算的水平姿态角误差小于0.1°,可实现与传统标定方法相同量级的姿态精度,验证了所提方法的优越性和实用性。      

数字式精密温控对FOG IMU性能的影响

以战术级光纤陀螺(FOG, Fiber-Optic Gyro)惯性测量组合(IMU, Inertial Measurement Unit)为研究对象,分析了环境温度与其测量精度的关系.为抑制外界温度对IMU的干扰,提出了一种实用的IMU温度控制方法,即根据IMU的热分析与仿真,优化温度控制方案和控制算法,并依此方法为IMU设计了基于模糊PID(Proportion Integration Differentiation)算法的数字式温控系统,研究了有温控和无温控对陀螺和加速度计测量精度的影响.试验表明,对IMU进行精密温控,改善了惯性器件的热环境,有助于提高IMU的综合性能.      

直升机光纤陀螺IMU抗振设计及实时滤波方法

振动引起光纤陀螺(FOG, Fiber Optic Gyroscope)零偏误差,非线性、非高斯随机噪声及由其组成的惯性测量单元(IMU, Inertial Measurement Unit)非互易性解算误差,针对直升机航向姿态测量误差问题,提出了一种FOG IMU的机械减振与数据滤波相结合的振动抑制方法,建立了FOG IMU减振装置数学模型,通过优化设计实现线、角运动通道振动解耦,从物理上消除外界高频干扰振动源;研究实时小运算量、低时延数据滤波方法,抑制减振装置谐振干扰和惯性器件噪声,进而减小捷联解算非互易性误差.实验结果表明:采用该方法能有效地抑制外界干扰振动和系统噪声,保证FOG IMU工作稳定性和精度,为研制应用于直升机的高性能航姿导航信息与航向姿态参考系统奠定基础.     

基于最小二乘拟合法的分布式POS全局估计方法

针对无法保证各子阵天线附近均安装高精度子惯性测量单元（IMU）的问题，提出了一种基于最小二乘拟合的分布式位置姿态测量系统（POS）全局估计方法。首先，建立了考虑一维柔性变形角的主/子传递对准误差模型；然后，采用卡尔曼滤波（KF）估计已安装子IMU的子阵天线运动参数；最后，在已获取运动参数的基础上，采用最小二乘拟合估计未安装子IMU的子阵天线运动参数。半物理仿真实验结果表明，所提方法精确实现了阵列天线运动参数的全局估计，且未安装子IMU的子阵天线运动参数估计精度与相邻的子阵天线运动参数估计精度相当。      

超流体陀螺相位波动噪声自适应抵消系统分析

针对超流体陀螺相位波动噪声影响陀螺角速度检测精度的问题,提出了一种基于递推最小二乘（RLS）算法的陀螺自适应噪声抵消系统。首先,建立了超流体陀螺的相位检测模型,得到了陀螺输出薄膜幅值和相位的关系。其次,考虑热运动的影响,建立了相位波动噪声的等效输入角速度模型,探索了陀螺参数对角速度噪声的影响,得到了陀螺角速度噪声幅值范围。在此基础上,考虑该角速度噪声与输入角速度的互不相关性,将超流体陀螺薄膜幅值解算输出的混合角速度信息作为抵消系统的期望输入,将相位波动噪声引起的角速度噪声作为RLS自适应滤波器的参考输入,通过自适应调节参数使得RLS自适应滤波器的输出与混合角速度信息的噪声部分相抵消。通过与最小均方（LMS）算法仿真对比表明,在大角速度、大噪声情况下,该抵消系统能够有效消除陀螺混合角速度信息中的噪声成分,且具有较快的收敛速度和较好的稳定性。      

基于UDKF的非共面陀螺在轨自主标定方法

针对非正交安装陀螺组件在轨标定问题，对已飞行应用的正交安装陀螺组件在轨标定方法进行改进，提出非共面安装陀螺组件在轨自主标定方法。首先建立非共面陀螺定姿误差模型，然后设计UD分解卡尔曼滤波器，用星敏和陀螺测量在轨直接估计陀螺常值漂移，间接估计陀螺安装误差和刻度因子误差。设计滤波器时，为实现测量更新序贯处理，给出测量噪声解耦方法。滤波器确定后，利用模值条件，给出从间接估计求解安装误差和刻度因子误差的精确公式。为说明方法的通用性，通过公式推导证明原方法是本方法的特例。为指导标定姿态机动设计，基于可观性分析给出简洁的系统可观的角速度组合条件。最后,数学仿真结果表明本方法有效，陀螺安装误差标定精度优于0.01°。     

基于空中对准过程的在线标定及优化设计

光纤陀螺惯组输出误差影响武器系统导航精度,为了弥补地面标定的不足,利用机载制导武器发射前空中对准过程进行光纤捷联系统在线标定.介绍了光纤捷联系统空中对准/在线标定系统模型,基于此设计卡尔曼滤波器;针对某机载航空制导炸弹工作过程进行了对准过程中误差激发与对导航精度影响的仿真分析,并基于此进行了滤波器优化设计;最后进行了优化设计前后导航精度仿真比较,仿真结果显示:完成空中对准/在线标定优化设计后,光纤捷联系统纯惯性导航精度得到提高.      

基于自相关及相位差法的高精度频率估计算法

为提高高斯白噪声背景中正弦信号的频率估计精度,对基于自相关运算的频率估计算法的相关长度m进行了推导,得到了m的优化值与信噪比的关系式.当信噪比较高时,m的最优值为N/3(N为信号采样点数);信噪比较低时,m的最优值为N/2.通过对自相关法及分段FFT(Fast Fourier Transforms)相位差法特性的分析,提出了一种性能更优的频率估计综合算法. Monte Carlo仿真实验表明:新算法吸收了两种算法的优点,克服了其不足,在更大的信噪比范围内具有较高的频率估计精度,且计算量也较小.      

空间陀螺仪显式标定与隐式标定方法

针对航天器陀螺仪误差系数的标定问题,提出了显式与隐式两种标定方法。建立了显式标定与隐式标定方法的状态方程与测量方程,利用扩展Kalman滤波获得了陀螺仪误差系数的高精度估计,同时比较了显式标定与隐式标定的不同,仿真结果表明,在当前参数设置下,显式标定与隐式标定精度基本相同,两种方法得到的误差系数估计相对误差在10%以内,而隐式标定方法实现较为容易,但对航天器姿态测量精度较为敏感。     

基于IMU/FADS/无线电的火星上升器组合导航方案

以火星采样返回任务中火星表面上升为背景，研究了基于惯性测量单元（Inertial Measurement Unit, IMU）、嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing System, FADS）和无线电信标的组合导航方法。首先，在传统的IMU导航框架中加入由无线电测量获得的相对距离、速度信息，以及由FADS获取的动压、温度数据，建立了基于IMU、无线电和FADS的导航观测模型；然后，基于无迹卡尔曼滤波（Unscented Kalman Filter, UKF）技术对测量信息进行了融合，并压制了过程噪声和测量噪声，从而对上升器的状态进行了联合估计；最后，在数值仿真中，将UKF与自适应无迹卡尔曼滤波（Adaptive Unscented Kalman Filter, AUKF）技术进行了对比，在比较不同滤波器性能的同时，验证了组合导航方法的有效性。     

一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法

全球定位系统（GPS）测姿技术主要是利用GPS载波相位和信号功率2种方法，但是测量信息单一且独立，针对旋转载体的测姿问题，提出一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法，通过融合GPS接收机天线信号功率和多普勒频率信息测量载体滚转角和滚转角速度。利用当前统计模型对滚转角和滚转角速度测量进行系统建模，根据滚转角预测估计值选取量测量，并提出自适应滤波，采用滚转角加速度估计自适应滤波算法，实现了对系统噪声方差阵的自适应调整，避免了滚转角加速度最值的选取问题，降低了噪声的影响。通过仿真验证了基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法的可行性，结果表明该方法的测量精度高于无迹卡尔曼滤波（UKF）。      

汽车动态称重中的一种信号处理方法

为了提高汽车动态称重(WIM, Weigh-In-Motion)系统的称重精度,基于"逆模型"的思想,使用了自适应逆滤波器来充分抑制混叠在重量信号频带内的噪声信号.在有限长冲激响应滤波器的框架下,通过最小均方自适应算法,离线构建了WIM系统的逆系统,并用此逆系统作为一个新型的滤波器使用.而且,为了进一步提高称重精度,同时又采用了低通滤波器,来滤除分布在重量信号频带以外的噪声干扰.经过由自适应逆滤波器和低通滤波器构成的复合滤波器处理后, 称重结果较经参数估计方法处理后得到的结果,在称重精度上有了很大提高.      

基于小波滤波的无人旋翼机高度信息融合

针对小型无人旋翼机自主飞行时高度测量信息不稳定、易受干扰的问题,提出采用基于滤波数据的自适应高度信息融合方法来提高无人旋翼机高度测量信息的精度和可信度.通过基于小波提升算法的小波分解重构方法,消除原始测量数据中的高频噪声;根据全球定位系统的测量精度受搜到卫星数目波动影响的现象,提出利用自适应卡尔曼滤波的方法实现高度信息融合.通过自主悬停和三维航迹跟踪飞行试验验证该方法的可行性和有效性.     

光纤陀螺惯性测量单元数据频混误差仿真分析

导航计算机对光纤陀螺（FOG）测量数据的异步重采样将引起数据的频谱混叠误差。基于FOG信号检测特点,以FOG闭环输出数据更新率、惯性测量单元（IMU）异步通信定时脉冲频率为参量,以载体的正弦干扰频率为变量,以导航计算机接收信号直流（DC）分量的幅值误差抑制为目标,建立了仿真模型。分析了现有内插抽取方案和滑动滤波方案的数据频混误差及延时特性。提出了类盲发变滑窗长度方案,抑制了频混误差响应谱对滑窗长度的敏感性。仿真结果表明,相比滑窗长度偏离最优值4%的滑动滤波方案,变滑窗长度方案的误差最大值从0.056 85降至0.009 737,能更好地适应定时脉冲信号频率抖动或切换的工程应用需求。      

机抖激光陀螺捷联惯性测量组合的标定方法研究

为了提高激光陀螺捷联惯性导航系统的导航准确度,对机抖激光陀螺的抖动偏频产生的惯性仪表输出误差的特点进行了分析,并在标定过程中有效地进行了补偿,提高了陀螺和加速度计的标定准确度。