陀螺敏感轴交叉耦合对稳定平台角速度的影响分析

光电稳定平台中的陀螺装调误差影响平台角速度的测量精度。研究了速率陀螺稳定平台角速度的计算方法,重点是陀螺敏感轴交叉耦合情况下平台角速度的计算。得到了稳定平台角速度的理论计算公式,在此基础上,得到了理想情况和陀螺敏感轴交叉耦合情况下的测量计算公式。仿真和试验表明,对陀螺敏感轴的交叉耦合进行补偿,可以有效改善视线角速度的测量精度。     

船载天线伺服系统稳定回路分析与设计

为提高方位俯仰型船载天线伺服系统的船摇隔离度,稳定环是常采用的策略,但是选择传统的PID(Proportional Integral Derivative,比例积分微分)调节器往往不能获得满意的控制效果,针对该问题,提出了PID+积分+滞后校正环节作为稳定环调节器的具体实现形式。另外,通过对伺服系统内各环路带宽及响应速度的分析,将稳定环阶跃响应的上升时间作为参数调节依据。上述设计完成后,在实际系统中添加周期10s,幅值8°的正弦波信号模拟船摇扰动,此时添加稳定环后,方位轴的船摇隔离度提高了6dB,俯仰轴的船摇隔离度提高了13dB。这表明,采用PID+积分+滞后校正环节作为稳定环调节器的设计形式是正确且简单有效的。     

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。     

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MEMS陀螺和加计的微惯性测量单元研制

微惯性测量单元具有成本低、体积小、功耗低和抗冲击等优点,可以应用在车辆稳定控制、平台稳定及导航控制系统中,具有广阔的市场应用前景.详细介绍了采用三轴MEMS陀螺和三轴MEMS加速度计研制的微惯性测量单元硬件设计,对信号进行预处理、陀螺漂移补偿、降噪等处理.所研制的低成本MIMU经过补偿后零位漂移保持在:X轴、Y轴、Z轴,可以应用到普通导航领域.     

用最佳旋转轴方法形成误差信号的飞行器姿态控制系统

本文重点讨论采用所谓最佳旋转轴方法来形成飞行器纵轴指向控制的误差信号,对于绕飞行器纵轴本身转动的控制主要讨论了滚动稳定和倾斜稳定两种情况下误差信号的形成。详细推导了它们的计算公式。作为这个方法应用的例子,我们还讨论了如果飞行器上安装一个三轴平台或一组捷联式速率陀螺时,怎样由它们敏感的信号形成姿态控制误差信号,并给出了相应的姿态控制系统原理结构图。     

基于载体姿态测量的微伺服吊舱

针对微小型无人机光电吊舱对光轴稳定与目标跟踪的需求,研究了一种基于载体姿态测量的光学平台稳定技术.该技术利用吊舱基座上的速率陀螺测量机体三轴姿态运动,通过控制光学平台的俯仰和偏航两通道伺服系统实现对光轴的惯性空间稳定.该系统使用步进电机来当执行机构,根据步进电机的特性,可以推导得到控制量与转速的关系,由此省去了在一般捷联稳定技术中的微分测速环节,得出了一种新的基于前馈控制的不变性原理.设计了解耦指令分配算法,将一个两轴耦合系统,转换为两个独立的单轴系统.在单轴控制中,分别设计了比例控制及比例积分控制算法实现对光轴的稳定控制和跟踪.最后通过在Matlab/Simulink环境下的仿真,以及实际的摇摆台试验,证明了基于载体姿态测量的稳定技术能够实现微小型无人机光电吊舱的光轴稳定.     

三轴陀螺稳定平台的惯量耦合问题研究

分析了三轴陀螺稳定平台的惯量耦合规律,给出了转动惯量耦合方程,并进行仿真计算与分析,从而为陀螺稳定平台的进一步研究工作打下了基础。     

硅微三轴轮环式陀螺结构设计与仿真分析

微机械陀螺是姿态控制平台和惯性导航系统的重要应用之一,但是目前国内的陀螺研发集成化程度不高,主要的研究集中在单一检测轴(特别是Z轴检测)微陀螺的设计上.为了实现可用于智能弹药领域的单片集成三轴陀螺,设计了一种轮环式陀螺结构,在ANSYS有限元分析软件中建立了该陀螺结构的有限元模型,并分别进行了模态分析、谐响应分析以及瞬态冲击响应分析.根据驱动模态和检测模态的频率匹配,优化了陀螺的结构尺寸,仿真结果显示工作模态的频率匹配性较好.分析了此结构在半正弦周期加速度冲击载荷作用下的冲击响应,谐振结构在5000g@5ms的瞬态冲击作用下最大应力为190.38MPa,证明该结构具有不错的抗冲击特性.     

旋转调制式惯性平台的圆锥运动误差

转调制式空间稳定平台采用陀螺壳体翻滚技术,陀螺壳体翻滚在平台伺服跟踪作用下将形成圆锥运动。圆锥运动误差会引起陀螺漂移,对高精度、长航时惯性导航系统的精度将造成严重影响。首先,介绍了高精度、长航时旋转调制式惯性平台的基本工作原理,推导了平台上的陀螺沿旋转主轴相对地球的角速度。其次,阐述了陀螺壳体翻滚的圆锥运动,推导了壳体翻滚装置和框架伺服系统的跟踪误差及牵连运动角速度引起的圆锥运动附加漂移误差公式。再次,根据数值举例给出了计算机仿真曲线,指出该误差对高精度系统的危害。最后,得出结论：为了实现圆锥运动误差极小化,确保系统长时间运行精度和可靠性,必须实时扣除牵连运动角速度引起的圆锥运动误差分量,并优化设计壳体翻滚装置与平台伺服系统。     

三轴同步卫星无陀螺巡航下姿控异常及预警研究

通过分析三轴同步卫星无陀螺巡航模式下姿控系统频繁喷气导致推进系统A、B分支切换的现象及其原因，提出了一种分支切换预报方法。该方法能够根据太阳敏感器测量数据的变化，有效地对推进分支切换作出预警。同时，为了避免星上推进分支自主切换的发生，文中最后提出了2种可行的解决途径。     

空间三轴激光陀螺双通道调腔技术研究

反射镜的复用减小了空间三轴激光陀螺的体积,但也增加了其调腔难度。传统调腔技术沿用单轴激光陀螺的调腔模式对空间三轴激光陀螺进行调腔,步骤复杂且耗时较长。针对此问题,结合空间三轴激光陀螺的结构特点,分析了传统调腔技术效果欠佳的原因,并提出了一种双通道调腔技术。最后搭建了实验样机,利用双通道调腔技术对空间三轴激光陀螺进行调腔,并与传统调腔技术进行了对比。结果表明,在相同失准误差的要求下,利用双通道调腔技术可使空间三轴激光陀螺的调腔时间减少约70%。     

空间三轴激光陀螺高精度抖动剥除算法研究CSCD

激光陀螺的输出信号中包涵外界输入角速度、机械抖动角速度两部分信息,机械抖动角速度是一个叠加了一定噪声的标准正弦振动。针对空间三轴机抖激光陀螺仪,提出了一种高精度的新型正弦抖动信号滤除算法,通过自适应陷波器和有限冲击响应数字滤波器的组合,能极大地衰减激光陀螺仪零偏输出波形中的正弦分量,实现外界输入信号的高精度准确提取。实验结果表明,该抖动剥除算法效果显著,在保证快速响应外界输入的条件下能够实现高精度地提取角速度信号,可有效降低惯性系统的成本和复杂度,进而提高产品质量可靠性,具有很强的工程实用价值。     

Attitude control system design and on-orbit performance analysis of nano-satellite––‘‘Tian Tuo 1’’

‘‘Tian Tuo 1'(TT-1) nano-satellite is the first single-board nano-satellite that was successfully launched in China. The main objective of TT-1 is technology demonstration and scientific measurements. The satellite carries out the significant exploration of single-board architecture feasibility validation, and it is tailored to the low-cost philosophy by adopting numerous commercialoff-the-shelf(COTS) components. The satellite is featured with three-axis stabilization control capability. A pitch bias momentum wheel and three magnetic coils are adopted as control actuators.The sun sensors, magnetometers and a three-axis gyro are employed as the measurement sensors.The quaternion estimator(QUEST) and unscented Kalman filter(UKF) method are adopted for the nano-satellite attitude determination. On-orbit data received by ground station is conducted to analysis the performance of attitude determination and control system(ADCS). The results show that the design of ADCS for TT-1 is suitable, robust and feasible.     

陀螺稳定平台速率稳定回路设计

在陀螺稳定平台伺服控制系统中,其内回路采用陀螺速率稳定回路作为控制模式。本文基于传递函数对控制方法进行研究,针对陀螺相位滞后大以及扰动力矩对速率环的影响,利用超前校正补偿陀螺相位滞后,利用扰动观测技术补偿力矩扰动的影响,以提高系统速率环性能。     

陀螺稳定平台数字稳定电路硬件设计与实现

针对某型陀螺稳定平台目前仍然采用模拟稳定电路的问题，设计了陀螺稳定平台数字稳定硬件电路。数字稳定硬件电路采用DSP处理技术、24位高精度AD采集技术及H桥功率放大技术。实验结果表明，该电路能满足各种性能指标要求。该电路的实现为后续自适应控制理论、数字化及智能化控制技术应用于陀螺稳定平台奠定了硬件基础。     

磁强计数据辨识卫星自旋状态

针对近地低轨三轴稳定卫星在轨管理后期,除磁强计外其他姿态敏感器都无效情况下的姿态异常问题,分析了三轴稳定卫星失去姿态基准后,星体自旋状态下三轴磁强计测量数据的特点,提出了使用磁强计测量数据的矢量信息,以找到能够获取卫星状态的方法,从而建立了磁强计测量矢量与卫星自旋轴的几何关系,给出了处于自旋状态下的卫星自旋轴确定方法。通过此种辨识方法,获得了某气象卫星姿态异常翻转状态下的自旋矢量方向和自旋角速度,从而证明了该辨识方法快速、有效,可以作为姿态异常卫星自旋状态的辨识手段,为恢复卫星姿态提供了重要信息,具有一定的工程应用价值。     

半球谐振陀螺全角模式控制技术研究

介绍了半球谐振陀螺全角模式的工作机理及其技术特点。对全角模式下振型的控制进行了理论分析,采用乘法相干解调对陀螺振型参数进行提取,并采用参数激励方法对谐振子进行驱动和控制。设计了数字电路进行实验,结果表明该全角模式控制技术实现了半球谐振陀螺的角速率积分功能,能够0°～360°全角度敏感输出,测得的角速度测量值超过300(°)/s,角度测量线性度优于10~(-4),与传统的力平衡模式相比,半球谐振陀螺的动态特性得到大幅提升。