无陀螺系统构型安装误差标定及补偿方案分析

讨论了一种九加速度计构型安装误差的标定方法与补偿方法。根据九加速 度计无陀螺惯性系统的安装方式,设计了一种能标定九个加速度计共45项构型安装误差的标 定方法。针对九加速度计构型特点,给出了九加速度计导航误差的补偿方案,该方案能够用 一个反馈系统表示。理论分析与仿真计算表明,在给出的标定方案中,方向安装误差标定精 度较位置安装误差要高,而且转台角速度对位置安装误差的标定精度影响较大,对方向安装 误差影响很小;补偿方案实现方便,能够补偿85％以上的导航误差。
     

卡尔曼滤波在无陀螺捷联惯导系统中的应用

无陀螺捷联惯导系统仅利用加速度计就可以完成惯性测量与导航任务,应用前景广阔,然而角速度解算精度不高一直是其难以实现工程化的瓶颈问题.本文基于一种9加速度计配置方案,设计了一种削弱三轴耦合的卡尔曼滤波器,将仿真结果与其他角速度解算方法进行了比较,实验表明,该滤波法具有较高的解算精度.     

一种对车载惯导中平动加速度干扰的处理方法

文章针对车体的频繁加减速所带来的平动加速度对姿态融合的干扰问题，提出了一种对干扰加速度的门限检测和动态隔离算法。首先，搭建了基于MEMS惯性器件的实验平台，其中包括STM32处理器和三轴陀螺仪、加速度计和电磁罗盘等。然后，实现了多轴数据处理和系统状态方程的建立，并采用卡尔曼滤波融合算法，实现了对载体姿态的解算。通过分析干扰加速度对系统输出的影响，根据车体加减速过程中Z轴加速度不敏感的特性，利用输出融合结果反馈的方式，设计了相对加加速度的计算方法，从而实现对干扰的隔离。实验结果表明：该方法能够获得较高的灵敏度，而常规的加速度归一化门限处理方法要延迟1~2个周期。在12次的检测率分析中，二者的测试结果是12:7，证实了该方法的有效性和性能优势。该方法对低成本车载惯导具有一定的参考价值，可以提高系统的融合姿态输出精度。     

陀螺加速度计输出装置研究

本文为设计新型陀螺加速度计输出装置，提出了一种小型化高速高精度动态测角系统方案，论述了该方案的工程实现问题，此测角系统已成功地应和于静压液浮陀螺加速度计。     

卫星编队飞行相对轨道主被动结合测量方案研究

针对军用编队飞行卫星系统相对轨道测量隐蔽性要求，提出一种具有隐蔽性的主被动结合相对位置及速度测量方案，该方案采取激光测距仪间断工作的方式以减少向外界辐射能量。应用扩展kalman滤波算法，对编队卫星间相对位置及速度进行估计，并且采用计算可观测度方法对系统可观测性进行分析。滤波计算及可观测性分析结果表明该方案满足一定测量精度，验证了该方案的有效性，使该方案具有工程应用价值。     

一种基于Madgwick-EKF融合算法的卫星姿态测量方法

针对低地球轨道卫星姿态测量时,传感器易受噪声干扰、陀螺仪漂移等问题,提出一种基于Madgwick扩展卡尔曼滤波合算法(EKF)的卫星姿态测量方法。该方法采用陀螺仪、加速度计、磁强计等多传感器数据进行融合,并结合Madgwick算法和EKF算法的优点,实现姿态测量。首先,通过Madgwick算法,利用多个传感器测量数据计算初始姿态。然后,基于初始姿态和实际测量数据,应用EKF算法进行数据融合和噪声滤除,以获得最终准确的姿态估计。实验结果表明:相较Madgwick算法,本算法在测量精度上提升了65.8%,且具有较高的鲁棒性,为低地球轨道卫星姿态测量提供了一种有效的方案。     

基于角速率和速度增量的捷联惯性导航算法研究

捷联惯性导航算法一般是基于惯性器件输出为角速率、比力或角增量、速度增量进行设计的,不能直接应用于陀螺输出为角速率、加速度计输出为速度增量的捷联惯性导航系统。为了解决此问题和满足精度要求,重新设计了一套捷联惯性导航算法:姿态更新算法采用了经典的四阶龙格-库塔法,推导出了一种新的速度更新算法,该算法可以有效补偿速度计算中的划桨效应误差。仿真结果表明,该种速度更新算法仿真速度快、精度高,具有一定的工程实用价值。     

陀螺加速度计误差模型系数离心机测试方法研究

提出了一种在带有反转平台的精密离心机上标定陀螺加速度计误差模型系数的方法。阐述了其测试原理，指出这种带反转平台的测试原理改善了陀螺加速度计离心机测试的环境条件。所提出的测试方案和辨识方法解决了陀螺加速度计在精密离心机上进行高g测试时，受到离心机大臂旋转牵连运动影响的关键问题，并提出分离和精确标定陀螺加速度计误差模型系数的数据处理方法，解决了反转平台引入后造成的正弦输入问题。     

基于地球敏感器和加速度计的月球车自主定向算法研究

月球车定向是月球车导航的一个重要组成部分，它是月球车定位的基础和前提。针对这一问题，提出了一种适用于月球车长时间、长距离导航的绝对定向算法。该算法利用非线性最小二乘平差原理对CCD地球敏感器成像进行处理，实现了在月球表面CCD地球敏感器的矢量观测功能。结合加速度计的测角原理，实现了航向角确定。以理论分析和实际推算描述了该定向方法的具体实现过程，最后以仿真结果验证了该方案的可行性，为未来我国月球探测中月球车的实际应用提供了技术参考。     

基于DSP和FPGA的静电悬浮加速度计控制器设计

针对静电悬浮加速度计高稳定悬浮控制和极微小加速度信号处理需求，设计了一种基于数字信号处理（digital signal processor,DSP)和现场可编程门阵列（field programmable gate array,FPGA)的加速度计控制器。该控制器采用DSP作为主控芯片，FPGA为辅助控制芯片。基于加速度计的工作特性，设计了一种加速度计工作模式切换控制策略，可根据加速度计当前工作状态，自动或者手动切换工作模式。基于加速度计的工作原理和测量需求，设计开发了基于FPGA的比例、积分、微分(proportional integral derivative,PID)控制算法和有限冲击响应(finite impulse response,FIR)滤波算法。为验证该控制器的控制性能，开展了地面高压悬浮实验。结果表明，该控制器及控制算法可以快速准确地实现加速度计稳定悬浮控制和模式切换，并且可以实现软件在轨重构和控制参数在轨更新，为后续重力场探测、空间引力波探测以及自主导航等提供了工程参考依据。     

一种捷联惯导系统加速度计时间延迟参数标定方法

针对光学陀螺捷联惯导系统(SINS)中石英挠性加速度计相对光学陀螺仪低频输出相位特性不一致引起的时延问题，研究了一种加速度计时间延迟参数标定方法。在滚转角运动环境下，对影响导航速度的初始对准误差、加速度计测量误差和陀螺仪测量误差进行了详细分析，建立了各个误差源与导航速度误差的关系式；结合50型激光捷联惯导系统的精度指标和滚转轴“指北”条件，对导航速度误差方程进行优化，实现时间延迟参数的标定和补偿。通过数学仿真校验了标定方案的可行性，作为后续深入研究的基础。     

捷联惯导系统中加速度计的时延补偿研究

In view of the phase shift characteristic inconsisteny between gyros and accelerometers in actual SINS (Strapdown Inertial Navigation System), it’s found that non synchronization velocity errors are considerable under SINS angular motion. Through SINS systemic test, a simple and convenient way to identify the accelerometer time delay parameter is proposed. In this way, a rolling test in gravity fields is designed and the relations between accelerometer time delay parameter and the system’s velocity error are obtained. Moreover, two kinds of methods for non synchronization velocity error compensation are given: one is the time delay extrapolation based on the transfer function model of accelerometer and the other is the velocity error direct compensation based on SINS velocity update algorithm. Finally, by using fiber optic gyro SINS, some experiments are carried out and the results verify that the navigation system’s accuracy is improved effectively and the theoretical analysis is correct.     

捷联惯导系统内杆臂补偿方法及试验验证

在实际捷联惯组中,三只加速度计的比力测量对应于不同的点位置,如果直接作为捷联惯导算法的输入,角运动条件下会引起导航误差。对于加速度计非正交安装情形,在常规静态标定模型基础上,推导了考虑内杆臂效应后的动态标定模型。以导航速度为观测量,建立了加计组合内杆臂补偿的一般模型方程。针对激光捷联惯性组合,设计了简便的试验方法用于辨识内杆臂参数,高强度的摇摆试验表明内杆臂补偿有效地提高了导航精度,速度误差降低达77%以上。       

静电悬浮加速度计的地面重力倾角标定方法

静电悬浮加速度计是重力场测量卫星上的主要载荷之一,其传感头（飞行件）需要在环境试验前后进行地面重力倾角标定。由于敏感轴之间的耦合机理不同于传统加速度计,所用的模型方程亦有所差别;由于失准角远大于量程范围内的重力倾角,无法采用传统的静态标定法确定模型方程各参数。必须采取技术措施使得三阶非线性系数可以忽略,才能在专用摆台上用动态标定法大致判断标度因数和检验成对加速度计模型方程各参数的一致性,用电模拟法得到二阶非线性系数。对动态标定法,提出了防止频谱泄漏和幅度谱中压低噪声干扰幅度的措施。对电模拟法,用实例给出了具体实施方案和效果。
     

Regularized robust filter for attitude determination system with relative installation error of star trackers

As one of the most critical issues for high-accuracy satellite attitude determination, the relative installation error of star tracker usually leads to inconsistency of the output attitude information. In this paper, an approach named regularized robust filter algorithm is proposed to control the relative installation error of star tracker in the attitude measurement data. Based on the uncertainty model established for the attitude measurement system, the weighted least square solution is presented and the regularized robust filter is deduced firstly. The algorithm parameters are then optimized with the design indices in order to minimize the upper boundary for the variance of the estimated error. Compared with the traditional Kalman filter, the regularized robust filter takes into consideration the effects of model uncertainty, which can be used to optimize the filter parameters during its design stage. Thus, the information of both the system model and the measurement data can be applied effectively. Moreover, the existence conditions need not be validated in the proposed filter algorithm, which is convenient for on-orbit application. Finally, simulation results demonstrate the validity and efficiency of the proposed method. The relative installation error of attitude determination is mostly reduced and the estimation precision is improved greatly.     

纬度未知条件下捷联惯导系统初始对准分析

在捷联惯导系统静基座初始对准的传统方法中,一般要求准确知道当地的地理纬度,如果给定的纬度存在误差,将可能影响初始对准精度。在静基座条件下并且地理纬度未知时,研究捷联惯导系统的初始对准实现问题,并对初始对准精度作详细分析。研究结果表明,在静基座条件下,借助于捷联惯组中的陀螺和加速度计的测量值可以估计出对准点处的地理纬度,再利用估计纬度进行初始对准,如果选择初始对准算法适当,纬度估计误差将不会影响对准精度。     

卫星气体工质剩余量高精度显式计算方法

为获取卫星气体工质在高压下的剩余量,研究气体密度的不同算法,结果显示:基于理想气体状态方程的密度计算在高压下存在误差;Redliche-Kwong(RK)方程对氮气密度的计算与NIST数据库查询结果最为接近.为在判读卫星实时遥测数据期间快速获取气体工质剩余量,基于数学拟合公式提出一种气体工质剩余量的显式计算方法,并采用...     

一种基于粒子滤波的双目视觉惯导SLAM技术

针对智能无人系统的定位与地图构建问题,提出一种基于粒子滤波的双目视觉惯导SLAM（即时定位与地图构建）方法。算法基于传统粒子滤波思想设计实现,后端处理时仅对位姿状态量进行滤波,有效解决了传统算法的维度爆炸问题,减少计算量的同时保证一定的精确度,兼顾SLAM算法精确性和即时性的要求。实验结果表明,方法整体定位精度相对误差低于5%,在光照条件适宜的小型场景效果更佳,误差低于3%,能够达到分米级精度,证明了SLAM方法能够完成SLAM系统的要求,实现即时定位与地图构建功能,具有一定的准确性、稳定性和鲁棒性。粒子滤波能够应用于视觉惯导SLAM领域并达到较高的精度要求。     

基于变步长LMS算法的IMU信号降噪研究

针对遥测系统小型化惯性测量单元惯性敏感元件精度较低,随机噪声较大的情况,研究基于变步长LMS自适应滤波技术的IMU信号实时降噪问题.算法通过实时递推得到失调误差和输入信号的互相关系数估值,利用估值实现算法的变步长控制,克服了固定步长NLMS滤波在收敛速度、跟踪能力和稳态精度之间的矛盾,具有收敛速度快、稳态精度高、动态信...