基于速度阻尼的天文／惯性组合导航技术研究

简要介绍了天文／惯性组合导航系统的基本原理,采用速度阻尼技术阻尼惯性导航系统的舒拉周期误差,为天文导航系统提供高精度的姿态信息,从而利用天文导航信息估计补偿惯性导航系统的陀螺漂移,同时,速度阻尼克服了天文导航不能估计补偿加速度计误差的缺点,使天文／惯性组合导航的各种误差得到补偿修正,解决了天文／惯性组合导航长航时导航条件下导航精度不高的问题;对研制的天文／惯性组合导航系统远洋航行的数据进行半物理仿真,仿真分析结果表明：基于速度阻尼的天文／惯性组合导航技术可以实现天文／惯性组合导航系统的长航时高精度组合导航。     

叠栅条纹信号细分误差的一种动态补偿方法

缺乏有效的误差补偿方法足制约长光栅测最精度提高的关键原因之一.提出一种动态的误差补偿方法.可以消除由直流漂移、两路信号不等幅和非止交导致的细分误差.其原理是跟踪光栅信号在一个周期上的8个特征值点(正余弦信号的过零点及绝对值交点),从特征值点的幅度值中首先分解出正弦信号的直流漂移误差.对其进行补偿;然后继续跟踪补偿后的信号.从中义能分解出余弦信号的直流漂移误差.再补偿.再跟踪.又能依次分解出不等幅误差和非正交误差.最多只需要3个光栅信号周期,就能对三种误差依次实现补偿.分析了谐波对该方法的影响并提出r改进措施.实验证实了该方法的有效性.     

全固态捷联式惯性/天文组合导航技术

传统惯性/天文组合导航的工作原理一般有天文测星输出的ψ角直接解析并校正惯导速度、位置和ψ角作量测估计并间接校正惯导速度、位置两种。针对这两种工作原理中未充分利用可观测度较大的陀螺常值零偏估计信息而导致长航时、短航时组合导航效果不理想的问题,提出全固态捷联式惯性/天文组合导航技术,将捷联式惯导和大视场星敏感器固连,以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息,实时估计并反馈陀螺常值零偏用于校正捷联惯导系统,可快速有效抑制各种由陀螺漂移引起的误差。实测数据仿真表明:以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息可使经度误差、纬度误差、航向角误差和陀螺常值零偏快速稳定、收敛,长航时试验中可使经度误差不大于0.5 nmile、纬度误差不大于0.2 nmile、航向误差30″,短航时试验中可使经度误差不大于0.25 nmile、纬度误差不大于0.12 nmile、航向误差20″。因此,该算法对于长时导航和短时导航都具有良好的适应性,具有实用价值和研究意义。     

Target location accuracy analysis on loitering missile platform北大核心CSCD

不同于普通弹药,巡飞弹能够在目标上空进行“巡弋飞行”,获取目标位置信息,并传送至指挥中心,用于战场态势分析及火力布局。受限于巡飞弹载机负载能力和成本要求,巡飞弹光电系统目标定位能力无法与大型无人机媲美。为提高巡飞弹目标定位精度,从巡飞弹目标定位的原理和流程出发,分析影响目标定位精度的误差源。在典型工况下,研究了卫星定位系统经度和纬度误差、惯性导航系统（INS）航向误差、测角误差和测距机测量误差等主要影响因素对目标定位精度的影响程度,可作为提升目标定位精度的设计依据。针对卫星定位系统经度和纬度误差对目标定位精度的影响结果,进行外场试验,验证上述分析结论。试验结果表明:当卫星定位系统经度和纬度精度由5 m提升至1 m时,目标定位的圆概率误差（CEP）下降约31.5%,与理论分析基本吻合。     

有源光纤环等效时间脉冲复制研究

对利用半导体光放大器有源光纤环为光等效时间采样提供低失真脉冲序列的方法进行了研究。分析了提高复制精度的辅助直流光非线性增益抑制方法,并给出基于递推方式,可进一步提高采样精度的后处理算法。通过实验验证了辅助直流光注入对复制器非线性增益的抑制作用;以及在不充分辅助直流光注入条件下,利用后处理算法抑制非线性误差的效果。结果显示利用半导体光放大器有源光纤环结合后处理算法可以有效地为光等效时间采样提供特性一致、误差可处理的时序脉冲序列。     

基于自适应滤波的天文惯性组合导航技术

以天文测星获取的Psai角为量测信息进行天文惯性组合导航时,Psai角由天文测星高度差经二阶矩计算而来,故Psai量测信息噪声统计特性不再服从高斯分布,对天文惯性组合导航效果产生消极影响。针对上述问题,提出基于自适应滤波的天文惯性组合导航技术,通过对量测噪声协方差矩阵采用自适应加权调整方法,降低噪声非高斯特性对组合导航误差抑制效果影响。基于天文惯性组合导航设备试验数据,对比Psai角量测噪声高斯近似和自适应处理两种方法下的组合导航位置误差抑制效果。试验表明：Psai角量测噪声自适应滤波处理比高斯近似具有更好的位置误差抑制效果。因此,应用基于自适应滤波的天文惯性组合导航技术对惯导误差估计有较好效果,有利于天文惯性组合导航技术的工程应用推广。     

双轴调制激光惯导系统组合点校技术研究

针对双轴调制激光惯导系统(D-INS)导航误差随时间发散的问题,提出了一种D-INS组合点校技术,利用多普勒计程仪的对地速度信息进行D-INS速度误差量测,基于最优估计理论完成D-INS姿态误差的估计与补偿,根据卫星导航系统的单点精确位置信息对D-INS位置误差进行校正,实现D-INS导航误差重调的同时有效抑制陀螺角随机游走引起的积累震荡误差,克服了现有两点校正误差重调技术需外界提供间隔特定时间的两点精确位置信息的使用限制。试验结果表明,利用该技术进行D-INS误差重调,可以实现系统一个自主导航周期的导航误差减小为相同条件下单点位置校正的50%,有效提高了系统长航时导航精度。     

捷联惯性导航系统误差工程化分析方法

针对设计捷联惯性导航系统时系统指标要求合理选择惯性传感器的问题,提出一种捷联惯性导航系统误差分析方法,建立了系统在不同工作条件下的误差模型,给出了在设计捷联惯性导航系统时,纯惯性导航时间小于2 min、位置误差小于100 m时选择陀螺和加速度计的方法。     

Sagnac效应对光纤时间传递精度的影响分析EI北大核心CSCD

分析了光纤时间传递中Sagnac效应产生的原因,详细推导了地球表面任意两点间Sagnac效应授时误差的计算公式,仿真研究了Sagnac效应对光纤时间传递精度的影响。结果表明,Sagnac效应授时误差取决于光纤的纬度及其轨迹,当进行长距离时间传递时其误差值可能达到纳秒量级,必须对Sagnac效应进行精确的时延补偿或校准。     

数字化天顶摄影仪倾角补偿的影响分析

针对传统倾角补偿过程中存在的线性漂移问题,采用Ⅰ-Ⅱ观测位置和Ⅱ-Ⅰ观测位置倾角修正的平均值进行倾角补偿;为减小转台转位误差对天顶摄影仪旋转轴倾斜分量的影响,推导了转位不对称性误差对倾斜补偿的影响;分析了测站点天文坐标误差对倾角仪状态参数标定的影响.结果表明:采用改进后的倾角补偿方式可将经纬度误差从0.337″、0.381″提高到0.265″、0.216″;转台转位不对称性误差控制在1′以内,可使转位不对称误差对摄影仪旋转轴倾角补偿的影响控制在0.002″以内;当测站点的天文坐标误差与仪器自身定位精度相当时,测站点天文坐标误差对旋转轴的倾角补偿的影响较小,即对天文经度影响在0.007″内,对天文纬度影响在0.008″内.本文研究对倾角仪参数标定与天顶摄影仪定位的同时测定具有一定帮助.     

MC-ROV导航系统研究

针对研制的新型模态切换水下机器人(Mode-Converted ROV, MC-ROV),设计了一套以MEMS器件为主的微惯性组合导航系统,包括陀螺仪、加速度计、磁力计、深度传感器及微处理器等。系统采用互补滤波方法抑制陀螺漂移,设计卡尔曼滤波器计算姿态角。本文采用了改进的自适用卡尔曼滤波器,增大新近数据的作用,减小陈旧数据的作用,避免滤波发散,提高导航精度。水池实验表明结合互补滤波、自适应卡尔曼滤波能够获得比较精确、稳定的水下机器人导航信息。同时,基于实测数据进行的算法仿真表明改进后的渐消记忆指数加权自适应卡尔曼滤波可以在一定程度上改善导航效果。     

旋转调制捷联惯导激光陀螺仪误差自补偿新方法

基于旋转调制的自补偿技术是进一步提高激光陀螺仪捷联惯导系统导航精度的有效方法。研究了旋转调制捷联惯导系统中的激光陀螺仪误差补偿方法。建立旋转式捷联惯导系统激光陀螺仪的误差传播方程,分析激光陀螺仪旋转误差效应及误差传播特性,在此基础上建立了调制策略编排目标函数;研究了双轴交替旋转调制模式下的调制策略编排方案,提出了一种改进的16次序双轴交替旋转调制方法,建立了基于双轴转动角速度的动态误差方程,实现了转动过程中激光陀螺仪的常值项误差、标度因数误差、安装误差的有效补偿,进一步抑制速度误差积累所引起的位置误差。仿真结果验证了该方法的有效性,提高了捷联惯导系统导航精度,可为旋转调制光学捷联惯导系统设计提供理论参考。     

绝对式光栅尺细分误差补偿方法

为了提高绝对式光栅尺的细分精度,提出了一种细分误差补偿方法。对绝对式光栅尺A、B两路叠栅条纹信号进行傅里叶分析,建立叠栅条纹信号模型;对信号模型中的相位、振幅、谐波、直流分量进行校正,得到理想叠栅条纹信号的模型;对比实际信号模型和理想信号模型的细分位置,得到绝对式光栅尺的细分误差;根据该误差对细分值进行补偿,提高细分精度。通过使用JC09型绝对式光栅尺对该方法进行验证,可使其细分相对误差从2.70%降低到1.05%。实验结果表明,该方法能够有效地提高绝对式光栅尺细分精度,且该方法具有原理简单、易于实现的优点。     

人工鱼群算法在单轴旋转惯导系统轴向陀螺漂移辨识中的应用

在惯性导航系统中,采用单轴旋转技术可以调制垂直于旋转轴方向上的惯性器件误差,而对沿旋转轴方向的误差没有抑制作用,因此旋转轴方向上激光陀螺漂移成为影响惯性导航系统精度的主要因素之一。为精确地辨识旋转轴方向上激光陀螺漂移,提高激光陀螺单轴旋转惯导系统的精度,利用人工鱼群算法AFSA（artificial fish swarm algorithm）建立了单轴旋转惯导系统轴向陀螺漂移辨识模型,给出了AFSA 辨识的详细步骤和方法。实验结果表明:AFSA可以对轴向激光陀螺漂移进行精确建模,补偿后的激光陀螺零偏不稳定性达到0.000 4 /h。     

基于里程计的车载单轴激光惯导组合导航技术研究

里程计标度因数受载车负载、轮胎变形、气压、温度等外部条件影响,在与激光惯导组合时易使定位误差发散。为解决此问题,建立了高阶卡尔曼滤波器,通过实时估计里程计标度因子误差及其安装误差,并进行补偿,大幅度提高组合导航精度。利用现有设备,进行了跑车测试,路面包括市区道路、一般国道、高速公路、泥石路等各种复杂路面条件,与目前常用组合导航方法相比,技术指标大幅度提高,一般定位导航误差最大值在30m以内,可以较好满足载车对高精度导航的实时需求。     

基于执行器误差补偿的不确定非线性MIMO系统控制

针对高超音速飞行器执行器饱和的问题,在考虑全维运动及系统不确定项的情况下,提出了一种基于执行器误差补偿的非线性反步自适应控制方法,该方法通过引入执行器误差动态补偿机制,使得当控制输入超出其自身幅值限制时,能够立刻恢复到其幅值限制范围内,且引入小波神经网络自适应律和鲁棒项确保闭环系统是最终一致有界稳定,通过仿真验证了所设计方法的有效性。     

基于导航系统的光电吊舱补漂方法

稳定精度是光电吊舱稳瞄系统的重要指标,为了减少在稳瞄控制中陀螺漂移对稳定精度的影响,需对陀螺漂移进行补偿。提出一种基于导航系统的光电吊舱测漂和补漂方法,即在光电吊舱测漂阶段,通过机载导航系统的位置数据、姿态数据及吊舱轴角值计算地球自转在平台中的分量,测量出更加准确的陀螺漂移;在稳定控制回路中,通过导航系统分别补偿陀螺漂移及地球自转分量。该方法可将陀螺测漂过程中的地球自转分量和陀螺漂移有效分离,并在稳定控制回路中实时调整地球自转分量,从而提高稳瞄系统稳定精度。试验结果表明:通过对比10 min常规测漂和基于导航系统的测漂结果,稳定控制漂移累积误差中俯仰角由常规方法的1.80°减少到0.04°,航向角由0.77°减少到0.04°。     

车载光学测速仪/惯性组合导航定位定向系统研究

车载定位定向技术是指车上导航系统在载车行驶过程中精确确定其所在位置的地理坐标、北向方位及姿态角,为陆基导弹等武器的机动发射提供参考基准。对惯性定位定向系统的各种误差(包括陀螺和加表的随机漂移)进行误差分析建模,将光学测速仪的速度作为观测量,利用卡尔曼滤波技术,估计补偿惯性定位定向系统的各种误差,包括位置、速度、姿态和航向以及惯性器件误差等,最终实现系统的高精度组合导航。对山区泥石路和高原泥石路跑车试验结果进行统计分析发现,组合导航精度在15m以内,满足炮兵车陆基导弹等武器机动发射的使用需求。     

基于光电校正惯性导航系统的光电桅杆方位角度的修正

针对驻车情况下光电桅杆系统的工作特殊环境,提出基于光电校正INS的光电桅杆方位角度修正方法。采用光电系统定时瞄准某一固定目标,获得参考方位角修正光电系统中惯性导航系统(INS)的方位角误差,然后采用该误差修正INS的方位角,实现抑制INS的方位角误差发散,提高长时间工作情况下光电系统方位角精度。实验表明,在桅杆摆动造成光电系统瞄准目标时的等效方位角误差为0.06°的情况下,以STIM300作为IMU的INS,采用提出的修正方案在60 min内的方位角误差为0.059°,而没有进行修正时在31 min内的误差发散到1.14°。     

基于激光多普勒测速仪的车载组合导航

 针对车载纯捷联惯性导航系统(SINS)导航精度随时间增长而降低的不足,提出了基于激光多普勒测速仪（LDV）这一新型速度传感器的组合导航方案。通过建立SINS/LDV组合导航系统的状态方程和量测方程,设计了系统的卡尔曼滤波器,并对组合导航系统进行了仿真模拟。结果表明：SINS/LDV组合方案能够有效减小SINS导航参数随时间的累积误差,可以实现全自主、高精度导航;当LDV测速精度为0.1%时,组合导航系统的位置精度提高了2个数量级,速度精度提高了1个数量级。