惯性平台中星敏感器安装误差标定方法研究

提出了一种基于星光/惯性平台系统中星敏感器安装误差的地面标定方法,利用高精度的星模拟器,模拟远处恒星,将星敏感器主光轴对准星光,通过测量恒星与平台台体六面体的位置坐标,经过坐标转换后,对比得到星敏感器在惯性平台中的安装误差.实验数据表明,该方法可准确测量出星敏感器在星光/惯性平台中的安装误差角,实现误差的精确标定.     

考虑星敏感器安装误差的弹道导弹捷联星光/惯性复合制导

弹道导弹捷联星光/惯性制导是在惯性制导基础上辅以星光修正的一种复合制导方法，能够显著提高导弹制导精度。由于星敏感器捷联安装在弹体上，安装误差会影响恒星测量的精度，进而影响复合制导精度，为此提出一种在线辨识并修正星敏感器安装误差的复合制导方法。建立了星敏感器观测量与数学平台失准角、星敏感器安装误差的关系方程，在导弹主动段关机后测量3颗独立的恒星获得6个观测量，利用最小二乘法估计出失准角和星敏感器安装、误差。改进了星光/惯性复合制导的最佳修正系数确定方程，直接修正了星敏感器安装误差的影响。数值仿真结果表明：所提方法可以有效地估计平台失准角和星敏感器安装误差，提高了捷联星光/惯性复合制导的精度。     

误差分离中的自适应估计

本文将讨论惯性制导系统惯性器件的系统误差的分离方法。所谓误差分离,就是用统计数学方法处理惯性器件的测量数据,将系统性偏差估计出来。这个问题长期以来一直是飞行器精度分析中人们关心的问题。我们知道惯性测量误差主要是指惯性器件制造不精确以及安装、瞄准(对准)等等因素造成的误差。它直接影响惯性制导的初始状态误差和动力飞行段惯性敏感误差,它们是造成制导误差的主要因素。为了进行误差分离,首先必须建立一个合理的误差模型——惯性测量组件的误差模型。主要是指稳定平台、三个单自由度陀螺和三个方向的加速度表的误差模型,然后建立起观测线性模型。从而应用线性估计方法对未知参数进行估计。这种方法早就有过论述。早期是运用最小二乘方法,继而运用Gauss-Markoff估计。中则运用了Bayes估计。最近,人们又引入岭回归估计等等。本文将对误差分离方法作综合评述,并指出需考虑的问题和解决这些问题的技术途径。重点则在探讨自适应估计方法的运用,以引起有关方面的共同讨论。     

基于正弦/直线过载的惯性测量组合动态误差标定系统

为解决航天器惯性测量组合与过载相关的动态误差难以在地面精确标定的问题,提出并构建了一种基于正弦直线过载的惯性测量组合动态误差试验系统。利用该系统提供过载的正弦特性和直线往复运动的周期特性,结合惯性测量组合在正/负半周期内的脉冲输出,标定惯性测量组合动态误差。试验结果表明,采用该系统标定的惯性测量组合动态误差重复性、一致性好,是惯性测量组合动态误差的地面精确标定的一种有效手段。     

弹道导弹陀螺稳定平台误差分析与建模

弹道导弹使用的解析式惯性平台与其它航空飞行器惯性系统的工作方式均有不同，目前文献中大多是对方位平台、及单独的惯性仪表进行误差分析，对于弹道导弹惯性平台进行整体性的误差分析与建模的丈献则比较少见。本文应用线性系统状态空间描述方法对弹道导弹惯性平台进行了误差分析，建立了较为完整的误差运动模型并进行了仿真验证。所建立的弹道导弹惯性平台误差运动模型可应用于弹道导弹组合导航系统状态估计及其它弹道导弹误差分析研究中，具有重要的实用价值。     

基于星敏感器的平台失准角测量精度分析与提高

在平台惯性/天文组合导航系统中,星敏感器可由单星方案或双星方案测量平台失准角。本文推导了两种方案的算法,并进行了精度分析和仿真,提出了提高测量精度的途径。通过对影响星敏感器姿态测量精度的因素进行仿真,论文提出,采用大视场、测量噪声小的星敏感器克服单星方案中绕星敏感器光轴方向姿态误差太大的问题,从而满足平台惯性/天文组合导航系统对星敏感器测量平台失准角的精度要求。     

适合于机动弹道导弹的星光—惯性组合制导系统研究

机动弹道导弹通常会带来较大的初始定位定向误差,星光-惯性组合制导系统能有效地修正初始定位定向误差,提高惯导系统的精度。本文详细介绍了基于一种随动平台的星光-惯性组合制导系统的原理;研究了随动平台跟踪星体的机理;推导了控制随动平台转动所需的计算公式;讨论了星体跟踪器对平台误差角的观测过程;导出了星体跟踪器的测量输出与平台误差角之间的数学方程。仿真结果表明了该方案的有效性。     

微机械捷联惯测装置误差补偿概述

本文简要介绍了微机械惯性测量系统的误差补偿。从惯性器件、MIMU、算法误差以及借助外界信息进行补偿几个方面讨论了在各个环节中存在的误差以及补偿方法。     

光纤惯性测量组件的误差标定改进算法及实现

对光纤惯性测量单元的误差标定方法进行了研究,提出了一种十二位置标定算法。分析了算法的基本原理,介绍了标定的流程。与传统的标定方法相比,新方法在不降低标定精度的前提下无需对北向进行定位,而且仅需单轴转台。在该算法的基础上利用LabVIEW软件构建了一套IMU误差智能测试平台,实现了对惯性元件安装误差、标度因数误差、零偏以及陀螺标度因数非线性度的自动标定,避免了手动标定时繁琐的操作,具有较强的工程应用价值。     

基于MEMS器件的弹载小型惯性测量设计与标定实验

针对弹载惯性测量装置小体积、低功耗的应用需求,研制了基于16488的弹载惯性测量装置,应用六位置正反转方法在三轴速率转台上对测量装置进行模型误差系数标定。实验结果表明,应用标定后的模型误差系数对原始输出数据进行补偿后,姿态测量精度得到大幅提高,能满足弹载姿态测量精度需求。     

大型平台的惯性稳定与地理坐标系姿态跟踪

介绍了一种大型两轴稳定平台的惯性稳定和地理系姿态跟踪原理,建立了稳定平台俯仰框架和横滚框架的运动学模型和动力学模型,进行了稳定平台横滚通道的角速度回路和角位置回路设计,仿真分析了姿态角测量误差作用下的稳定平台姿态跟踪性能,与利用加速度计反馈实现调平的两轴阻尼稳定平台进行对比,比对结果验证了本文设计的控制系统在水平姿态跟踪速度和抗干扰能力上的优势.平台样机进行了姿态跟踪测试,结果验证了结合定位定向系统(POS)的稳定平台惯性稳定和姿态跟踪控制方法可行.     

基于加速度计的轴系垂直度静动基座测量方法

针对目前惯导平台结构垂直度指标在使用过程中难以测量的问题,提出基于加速度计惯性测角原理的静动基座条件下的新的测量算法。其中包括静动基座条件下,由几何模型推导建立的数学模型,相应的实验方法的阐述与论证,以及实验中对上位机采集数据进行离散Kalman滤波处理。最后,建立误差模型,分析了采用该方法测量垂直度的误差来源,通过数值比较,证明了该方法能够在当前技术条件下实现所需测量精度。     

卫星拒止情况下低精度惯导系统航姿算法研究

在卫星拒止情况下,低精度MEMS惯导系统由于惯性器件性能较差,无法长时间保持姿态精度。从重力矢量及飞行器的动力学特性出发,提出了一种基于动态检测和Kalman数据融合的航姿算法。该算法从导航与飞控一体化的理念出发,实时判断飞行器机动和飞控状态,在低动态时利用Kalman滤波器对水平加速度和惯性解算的姿态角进行数据融合,估计和修正水平姿态误差,从而提高水平姿态精度。经过飞行仿真验证,该算法可有效完成飞行器的动态检测,并保证在系统机动情况下水平姿态误差在2°以内。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

速率方位惯性导航系统

本文提出一种把平台式和捷联式惯导系统结合在一起的新的惯性导航系统。在该系统中使用的速率方位平台没有方位稳定回路、方位坐标分解器及同步器。平台和运载器的方位角是根据由水平环架支承的方位速率陀螺讯号借助积分运算得到的。这种惯导系统适用于运输机、飞航式及弹道式导弹等不作大角度俯仰机动的运载器。文中叙述了方位速率平台的工作原理、力学编排方程、初始对准的特点以及陀螺漂移的标定和补偿;同时对各主要误差源所引起的姿态、速度和导航定位误差的传播特性进行了模拟计算。在结论中指出:平台的结构简单、体积小、重量轻、可靠性好、可对方位陀螺的漂移进行标定和补偿是其独特优点。另外,如果利用专门的光学系统,配合已知地标的方位角和纬度,不仅能够实现快速对准,而且还可进行水平陀螺的标定和补偿。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

基于稳定奇异值的惯性平台全姿态控制方法

在载体大机动飞行的背景下,要求惯性平台具备全姿态的功能。传统的认知中,三轴平台因为内框架角不能工作在接近于±90°的大角度而不具备全姿态功能,为此在内框架增加了限位装置以限制内框架角的工作范围。在三轴平台的基础上发展出了四轴平台以使内部三个轴始终处于正交状态,从而实现全姿态功能,但外框架角却在工作于±90°时不能保证内框架角处于零位。本文提出了一种基于稳定奇异值的惯性平台全姿态控制方法,验证了三轴平台在框架锁定时通过主动控制可具备自解锁功能,从而具备全姿态能力,颠覆了传统参考资料中对三轴平台的认知。相对于四轴平台,三轴平台少了一个框架,体积和质量都可减小。因此,在高精度惯性导航的工程应用中,将会从四轴平台又回归到三个框架角都具备±180°回转能力的三轴平台。