MEMS陀螺仪的高精度标定方法

为了提高微机电(MEMS)陀螺仪的测量精度，研究了一种同时标定陀螺非正交误差和加速度敏感漂移误差的标定方法。设计了16位置的转台标定方案，分别以地球自转角速率和重力加速度作为角速率和加速度激励源，利用两组角速率数据迭代求解非正交误差和加速度敏感漂移误差，并以陀螺仪对地球自转角速率的敏感误差作为校正效果的评估依据。试验结果表明，该方法能够有效校正MEMS陀螺仪的非正交误差和加速度敏感漂移误差，提高了陀螺仪的测量精度，且易于工程实现。     

小型化MEMS制导仪标定与误差补偿方法研究

为了提高某小型化制导仪中的低精度三轴MEMS(Micro-electromechanical Systems)陀螺仪的测量精度,建立了误差补偿模型,并基于三轴转台安排了标定试验,求得模型参数,并进行解耦验证。由于惯性器件温度漂移和温度测量过程中的滞后现象,针对陀螺仪进行-40℃~50℃的温度标定试验,采用一元高阶模型对陀螺仪温度漂移误差进行补偿,并通过MATLAB对该温度范围内的标定测试数据进行曲线拟合,得到零位相对温度变化的的拟合函数,并分离出相应的系数。试验结果表明,采用该种标定与误差补偿方法比传统方法节省了大量时间和人力,而且还能够快速标定出温度系数,从而有效地提高了陀螺仪的测量精度。     

MEMS惯性测量组合的整体误差建模与标定

对微机电系统(MEMS)惯性测量组合(MIMU)的主要误差项进行分析,提出一种针对MIMU整体的误差补偿模型,模型囊括MEMS惯性传感器自身的零漂、互耦、标度因数非线性等误差,以及传感器安装误差、系统电路漂移等.根据模型设计整体标定和补偿方法,并用最小二乘法系统求解模型中的69个误差系数,避免单一传感器误差补偿的片面性.针对MEMS传感器明显的温度非线性,利用分段补偿的方法将所研制的MIMU的全温范围分成3段,分别求解各分段误差模型的误差系数进行补偿.经实验论证,该方法能有效地抑制多种误差项对MEMS传感器精度的影响,使MEMS陀螺和加速度计的精度提升1-2个数量级.     

多传感器微惯性测量单元标定技术研究

基于设计生产的一款每个敏感轴集合两种类型MEMS陀螺仪和加速度计的微惯性测量单元(MIMU),提出了一种MIMU精确标定测试方法。该方法以MIMU整体为标定对象,考虑了温度对零偏、标度因数的影响、传感器轴间不完全正交误差及结构安装误差等因素,对MIMU中各惯性传感器的初始零偏、标度因数、交叉耦合系数等参数进行了标定。产品标定测试结果证实了该方法的有效性。     

基于MEMS陀螺的风洞模型水平姿态动态测量与精度评估

风洞实验对模型的水平姿态实时动态测量精度的要求不断提高,微小型飞行器模型、高精度的激光陀螺、光纤陀螺惯性测量单元往往在体积、质量方面受到限制,而单一的MEMS系统在水平姿态测量精度方面通常难以达到要求。采用高精度石英挠性加速度计替代MEMS加速度计,与MEMS陀螺进行组合测量。针对加速度计I/F转换脉冲量化及陀螺漂移对动态测量精度的影响,提出了一种基于速度观测Kalman滤波的水平姿态动态测量算法,以提高风洞实验中模型水平姿态的测量精度。提出了在三轴飞行模拟转台上,利用高精度激光陀螺捷联惯导系统的测量结果作为基准进行动态精度评估的方法,解决了安装误差、时间同步等因素对评估精度的影响。通过与其他几种惯性水平姿态测量方法进行精度对比,验证了该算法的技术优势。     

MEMS加速度计组合在分度头上的标定方法

提出了一种在分度头上标定MEMS加速度计组合的测试方法,该方法可以标定出加速度计组合的刻度系数误差、加速度计零偏、三轴不正交度误差、安装误差角,同时可以分离出分度头转位机构角位置误差.首先通过建立一系列坐标系,推导了重力加速度在加速度计敏感轴的分量表达式.然后采用谐波分析法给出了误差标定方程,利用最小二乘法和Kalman滤波器进行误差参数的估计,并对估计结果进行了对比分析.最后通过三次独立实验标定结果的重复性和残差验证了该方法的正确性.     

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。     

转台转位偏差对动调陀螺仪标定的影响分析

为了精确地在三轴转台上进行动调陀螺误差系数的标定,通过利用八位置翻滚试验法进行了惯性平台动调陀螺误差系数分离原理说明,分析了三轴转台各轴转位偏差对动调陀螺漂移误差系数的标定影响。通过计算,给出了转台转位偏差与受到影响的陀螺各漂移系数之间的量化关系,可有效指导多地区平台系统陀螺误差系数的标定测试。     

一种基于输出误差观测的冗余MEMS-IMU标定技术研究

针对传统六位置标定存在标定步骤复杂、标定时间长等问题，同时随着MEMS器件冗余数目增加和冗余配置结构复杂化，利用分立标定技术实现器件误差参数辨识的难度进一步增大，且不同配置结构所采用的标定方法存在通用性较差的问题。因此提出了一种基于Kalman滤波的冗余MEMS-IMU分立标定方案。该方案首先采用小角度建模法实现安装误差的精确建模；然后针对直接以转台三轴角速率为观测值，导致部分状态量不可观的问题，提出了以器件的输出误差值作为观测量、以器件误差参数作为状态量设计Kalman滤波器；最后设计了高精度三轴转台转位编排方式，并利用四陀螺冗余结构进行标定仿真试验。仿真结果表明：该标定方法与六位置标定方案相比，标定精度平均提高了11.37%，可实现MEMS器件误差参数的快速辨识，对实际工程实践具有一定参考价值。     

基于MEMS传感器的四旋翼组合测姿研究

针对四旋翼无人机机体尺寸较小、带载荷能力有限的特点,设计基于低成本MEMS惯性器件的测姿系统,以满足四旋翼无人机在系统控制方面的需求。但是低成本的MEMS惯性器件具有精度低,随机漂移大,容易受到外界环境干扰等缺点。本文充分发挥四旋翼无人机搭载的MEMS惯性器件的功能,分别利用两种方法测量载体姿态,并通过卡尔曼滤波的方法实现这两种测姿方法的数据融合。经过仿真分析,融合后组合测姿系统的测姿精度得到提高。     

微小型飞行器惯性组合姿态确定与航路导航研究

构建了微小型飞行器(MAV)导航、制导与控制(GNC)系统。研究了微惯性导航测量单元零偏的温度建模及非正交误差的多位置标定补偿方法,提出微小型飞行器导航、制导与控制系统闭环条件下,利用导航、制导与控制回路的飞行状态特征信息的微惯性组合导航系统滤波算法,根据微小型飞行器飞行状态实时调整卡尔曼滤波器的观测噪声方差,有效提高了动态过程中姿态测量精度和微小型飞行器的飞行平稳度。完成了组合导航系统滤波算法验证飞行试验及自主姿态稳定和航路飞行试验。飞行试验表明:微小型飞行器实现了自主姿态稳定与长距离超视距航路点导航飞行,航路点导航误差小于30 m,惯性组合姿态确定与航路导航系统及算法满足微小型飞行器自主飞行对导航系统的需求。     

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。     

Installation error calibration for MEMS angular measurement system in hypersonic wind tunnel

The accuracy of model attitude measurement has an important impact on wind tunnel test results. Microelectromechanical System Inertial Measurement Unit (MEMS IMU) provides a feasible way to measure model attitudes with high accuracy. However, the installation error between MEMS IMU coordinate system and the body coordinate system of test models can make the accuracy of the model attitude measurement decrease. In wind tunnel tests, the installation error depends on the relationship between the IMU and the model mechanism before tests. Therefore, in-field calibration in wind tunnel tests is necessary to reduce installation errors. To improve attitude measurement accuracy, the least squares quaternion calibration method based on MEMS IMU and six-position calibration procedure are proposed. High-precision three-axis turntable tests are performed. The pitch accuracy after calibration is higher than that before calibration in the angle of attack sweeping tests. The Root-Mean-Square Errors (RMSE) in the roll and yaw are within 0.01°, which are smaller than those before calibration. In the roll sweeping tests, RMSE of three attitude angles decrease significantly. In hypersonic wind tunnel tests, the pitch errors before and after calibration are within 0.05° and 0.02° in the angle of attack sweeping tests without wind. In five angle of attack sweeping tests with wind, the deviation between the mean of the pitch and the pitch after the elastic angle correction is within 0.03° and the standard deviation of five tests is within 0.01°. The proposed method is confirmed to enhance the accuracy of attitude measurement effectively, which is convenient for engineering applications.     

行人导航系统中的MEMS误差在线修正技术

在基于微惯性器件的行人导航系统中,陀螺仪和加速度计的偏移是降低系统定位精度的重要因素。传统的标定方法大多在实验室中进行,后续导航解算都是基于标定后的固定模型,然而MEMS器件长时间工作后,标定模型参数发生变化会导致系统导航性能下降。通过分析行人导航系统及MEMS器件的特点,提出了一种基于误差模型的MEMS器件参数在线修正方法。根据行人行走的特点,检测并区分行走过程中的可修正区间与不修正区间。在可修正区间基于逆向解算算法实现了对陀螺仪和加速度计零偏的在线修正,并提出了主航向反馈修正算法,提高了行人导航系统长时间导航性能。实验结果表明,40m行走实验中,系统定位精度提升了9.07%;300m行走实验中,系统定位精度提升了13.14%。     

基于卫星和星敏感器的冗余激光惯组在轨标定

采用高精度卫星导航速度、位置信息以及星敏感器提供的姿态信息设计十表冗余捷联惯组的标定模型,包含陀螺和加速度计的零次项和标度因数,对卫星和星敏感器辅助的冗余激光陀螺捷联惯组进行实时在轨标定.利用标准Kalman滤波和Sage-Husa自适应滤波作为估计算法,对十表冗余捷联惯组参数进行在线估计.数值仿真结果表明:参数标定精度均在7％以内,是一种实时的在轨标定方法,满足误差补偿要求.冗余惯组在轨标定方法为航天器高精度定姿和定轨提供了一种理论参考.     

一种改进的IMU加表标定模型及快速标定方法

针对MEMS产品工程应用的需求,提出了一种改进的IMU加表标定模型,更清晰地分离出与安装误差有关的投影关系阵以及与器件误差有关的刻度转化阵。并且,在此模型的基础上给出了不需转台的快速标定方法。投影关系阵不变,该方法减少了观测量,只需6位置来估计加速度计的零位和标度因数,同时进行了现场误差补偿。     

面向室内场景的惯性磁感应定位方法

针对卫星拒止的室内导航问题，在现有磁信标定位技术的基础上，通过分析低频旋转磁场的特点，建立了一种不受传感器姿态和磁信标磁矩信息影响的磁感应矢量夹角观测模型，并结合MEMS惯性导航的误差模型提出了一种以磁感应矢量夹角的正余弦值为量测信息的惯性磁感应动态定位方法，避免了磁传感器姿态误差和磁矩误差对定位结果的影响。利用实验室的双轴磁信标实验系统进行静态测试，验证了磁感应定位模型具有不受传感器姿态、环境中遮挡物以及磁矩影响的特点；通过数值仿真的方式对基于无迹卡尔曼滤波（UKF）的惯性磁感应定位方法进行验证，结果表明该方法能有效地抑制惯性导航的发散，且位置最大误差小于0.75 m，满足大多数室内场景下的高精度导航定位需求。     

一种MEMS陀螺标度因数误差补偿方法

高动态、恶劣温度环境下,微小型飞行器(MAV)导航、制导与控制系统关键器件微机电系统(MEMS)陀螺受温度和转速耦合影响,其标度因数误差呈强非线性特点,常规方法无法精确补偿。通过分析MEMS陀螺标度因数误差的产生机理,建立了包含温度和转速非线性因素的标度因数误差模型,提出一种基于径向基(RBF)神经网络的标度因数非线性耦合误差补偿方法,解决了常规补偿方法精度差的问题。标定与补偿实验表明:在-10～+55℃温度范围、-150～+150(°)/s输入转速范围内,采用新方法补偿后MEMS陀螺输出平均精度比多项式拟合方法提高7倍;在-20～+20(°)/s低输入转速的误差强非线性区间内,精度提高近20倍,验证了本文方法的有效性和优越性。     

双轴旋转式激光捷联惯导系统的转位方案研究

惯性导航系统的误差随时间累积,旋转调制技术可以有效地提高惯导系统的长航时精度,旋转调制方案是决定旋转式捷联惯导系统导航精度的一个重要因素.针对双轴旋转惯导系统,相较于16次序转位方案,提出了一种新的32次序双轴旋转调制方案.根据捷联惯导系统的误差方程,推导出旋转捷联惯导的误差方程,分析了误差补偿的机理,研究了惯性器件常值偏置误差、标度因数误差和安装角误差的传播特性.仿真结果表明,32次序双轴旋转调制方案相对于16次序转位方案有明显的优势,可以有效地降低姿态角误差和经纬度误差.