单轴旋转惯导系统轴向陀螺漂移预测方法

轴向陀螺漂移是影响单轴旋转惯导系统导航精度的主要因素。对于轴向陀螺漂移的预测,提出了一种基于支持向量机的算法。利用初始对准12 h内系统纬度误差和温度变化量作为训练数据,构造了以多项式、径向基、小波函数为核函数的支持向量机、最小二乘支持向量机、遗忘因子最小二乘支持向量机,对比了它们用于轴向陀螺漂移预测的泛化性能。试验结果表明:遗忘因子最小二乘支持向量机可有效地用于轴向陀螺漂移预测,具有很高的预测精度,极大地提高了单轴旋转激光陀螺惯导系统的导航精度。     

一种改进的速度加姿态匹配传递对准方法

为了提高传统速度加姿态匹配传递对准方法的快速性,设计了一种改进的传递对准方法,该方法提出在子惯导初始化之前利用主、子惯导陀螺和加速度计测量信息进行短时间的预对准,并设计了速度加姿态匹配的传递对准滤波模型。与传统传递对准方法相比,通过在预对准阶段直接计算主、子惯导之间的安装误差矩阵,子惯导进行初始装订时可以得到较小的初始姿态误差,从而使传递对准滤波器能够快速收敛,提高了对准的快速性和精确度。试验结果表明,通过预对准后对准滤波器在30s之内即可完成对准,姿态估计误差为1′,方位估计误差为1.5′,比传统传递对准方法具有更好的对准性能。     

基于平面导航系的极区传递对准算法研究

针对极区经线快速收敛导致基于传统导航坐标系的传递对准模型和误差方程不适用的问题,提出了基于平面导航力学编排的极区传递对准算法,并设计了"速度+姿态"匹配的传递对准滤波模型。该算法基于Kalman滤波最优估计理论,利用舰艇主惯导高精度姿态、速度信息对局部基准姿态失准角进行估计补偿,以达到局部基准极区动基座条件下快速初始对准的目的。仿真结果表明,在中海况条件下,局部基准可在20s内完成方位精度为5′、水平姿态精度为3′的初始对准。     

基于姿态跟踪的LINS晃动基座初始对准

为了提高激光捷联惯性导航系统在晃动基座上的初始对准准确度,将惯性仪表数据的低频波动看作载体真实姿态晃动的反映,采用对准算法跟踪这种姿态变化.粗对准在惯性坐标系进行,利用惯性系对准对姿态变化敏感的特性,跟踪载体姿态角变化,确保粗对准误差为小角度;精对准采用标准Kalman滤波,避免了复杂的非线性算法,将两个水平加速引入Kalman滤波的量测向量,利用水平加速度对姿态角变化的敏感性,提高了Kalman滤波对准算法跟踪载体姿态变化的能力.提出了一种晃动基座对准准确度的考核方法,通过激光捷联惯性导航系统车载晃动对准和跑车试验,表明所提对准算法可以在风扰、发动机工作、人员晃动等干扰条件下,实现自对准,对准时间180s,对准重复性为0.04°,跑车水平定位误差达到770m/h,满足高准确度惯性导航设备要求.     

大失准角传递对准算法研究

经典Kalman滤波器不适用于大失准角情况下的传递对准,故只能采用非线性滤波器进行失准角的次优估计,其工程实现效果无法满足惯性姿态系统对姿态精度的要求。针对上述问题,提出了动态解析对准与传递对准相结合的大失准角传递对准算法,设计了"速度+角速度"匹配的传递对准滤波模型。该算法利用动态解析对准算法完成大失准角的初步补偿,解决传递对准非线性误差模型无法进行线性化的问题。基于Kalman滤波最优估计理论,设计FIR低通滤波器完成观测信息去噪滤波,实现姿态失准角的最优估计补偿,以达到惯性姿态系统大失准角条件下快速精确传递对准的目的。试验结果表明,在大失准角条件下,惯性姿态系统可在50s内完成方位精度为3′、水平姿态精度为1′的初始对准。     

大尺度阻隔空间姿态组合测量方法研究北大核心CSCD

针对大尺度空间姿态测量中因空间阻隔导致目标特征点遮挡的问题,提出了一种基于多传感器组合的姿态测量方法。通过数字水准仪与姿态探针实现被测特征点的单坐标基准测量,由特征点的水平高差和已知几何约束关系解算得到目标初始姿态值。在此基础上标定高精度倾角传感器与被测目标之间的姿态旋转矩阵,基于坐标变换理论可由传感器输出实时解算目标姿态。实验结果表明:在10 m范围内,姿态测量相对精度优于0.0015°,重复性测量误差小于0.0004°,适用于大尺度阻隔空间姿态的精密实时测量。     

基于OMAPL138与FPGA的惯性姿态测量系统设计与实现

为了满足高性能、低成本及多接口的惯导使用需求,设计一种基于OMAPL138 FPGA的大存储空间惯性姿态测量系统。系统设计充分利用OMAPL138的异构双核结构,结合每种处理器应用特点,进行任务划分并构建硬件平台。设计了丰富的外围接口,通过选择接入GPS、北斗或里程计,能够实现多种组合导航方式。根据使用环境提出惯导与里程计组合导航方案和相应软件流程,并进行了姿态精度测量及导航定位精度试验。姿态测量精度优于0.5密位 ,纯惯性导航定位精度为0.3‰ D (CEP),组合导航的定位精度为0.14‰,试验结果表明,系统稳定可靠,硬件平台满足惯导计算机设计需求。     

基于激光陀螺的舰船姿态信息测量系统

设计了舰船姿态信息测量系统，主要用于舰载惯性导航系统试验测试。在分析系统测试原理的基础上进行总体技术方案构建，对惯性测量单元、旋转调制系统和温度控制系统进行了重点设计，完成了导航解算方案和姿态误差仿真试验。试验结果表明，所设计的各部分工作正常，满足系统的总体要求。为将来实施舰栽惯性导航装备试验打下良好基础。     

捷联惯导系统中卡尔曼滤波的应用研究

为提高捷联惯导系统初始对准精度,提出将卡尔曼滤波技术应用于系统初始精对准,用以估计系统的失准角和惯性误差。对卡尔曼滤波技术在捷联惯导系统中的应用进行分析,建立捷联惯导系统初始对准误差模型和卡尔曼滤波量测方程。分析不同条件下不同滤波方法的滤波原理和滤波精度。在此基础上,提出一种将预测扩展卡尔曼滤波应用于逆向导航技术的思路,并进行了理论分析和捷联惯导系统自对准流程设计,为后续进一步深入开展惯导系统初始对准奠定基础。     

一种提高激光陀螺惯导系统精度的方法

为了获得优于0.1n mile/h水平的高精度激光陀螺惯导系统,对控制系统绕单轴转动来补偿陀螺误差的方法进行了研究。分析了补偿的原理,并利用通用的精度为0.4n mile/h左右的机抖激光陀螺捷联惯导系统进行了实物实验,实验结果证明采用单轴转动的方法可使系统定位精度提高到1n mile/24h的水平。     

破片迎风面积测量系统关键技术研究

为了满足破片迎风面积测量高效率、高准确度的要求，采用了四台并行工作的摄像机和四个微距摄影测量型电动变焦镜头组成破片迎风面积测量系统，大大提高了测量效率和测量准确度．本文详细介绍了该系统的微距摄影测量型电动变焦镜头，并对测量误差进行了分析．系统的测量相对误差小于5％，单个破片的测量时间小于30s．     

红外地平仪地球模拟器光学校准精度分析

针对适用于双圆锥扫描红外地平仪地面检测体积相对较大的地球模拟器,使用两台电子经纬仪建立三维坐标测量系统,采用全测角的方法计算并实时显示被测点的三维坐标值,可以大大提高光学校准精度。基于坐标值的计算以及地球模拟器的模拟原理,首先对地球模拟器进行精密校准,然后基于误差传递公式计算直角坐标的校准测试误差,对光学校准精度进行分析,最终实现红外地球敏感器姿态角测量的误差分析。计算与实际测量结果表明,通过使用实时三维测量系统对地球模拟器进行精密校准后,双圆锥扫描红外地平仪的姿态角模拟测试误差可降低到0.01°以下。验证了该测量系统在大型航天地面检测设备中的有效性与实用性。     

基于北斗/iNEMO惯性模块的机器人运动姿态解算方法

基于北斗/iNEMO惯性模块研究了一种组合式机器人运动姿态测量系统和解算方法。设计了以ARM为核心的嵌入式组合姿态解算平台,通过四元数法和卡尔曼滤波技术,对iNEMO惯性组件测量数据进行融合,进而在高动态环境中实时解算出机器人的运动姿态。同时,以北斗接收机输出的1PPS上升沿脉冲作为数据融合的同步信号,并利用其输出的导航信息辅助iNEMO惯性模块实现精对准。测试结果验证了设计方案的可行性和正确性,为机器人姿态解算提供了一种高精度、高稳定性、小体积、低功耗的解决方案。     

基于MEMS传感器的姿态测量系统设计

为解决单目三维扫描装置摄像机标定完成后姿态不能改变的问题,针对单目三维扫描装置使用过程中的运动方式与特点,设计了一款基于 MEMS 传感器的姿态测量系统。采用四元数对姿态进行解算,通过三轴姿态确定(TRAID)算法构建量测模型,以无迹卡尔曼滤波(UKF)算法进行数据融合,能有效抑制姿态解算过程中陀螺仪的漂移问题。实验结果表明,利用该系统进行姿态测量时静态误差低于±0.2°,动态误差低于±1°,系统实时性好、适用于动态三维扫描系统。     

基于直线的运动目标相对位置姿态光学测量方法

针对运动目标的相对位置姿态测量问题,研究了一种基于目标上的两条不平行直线的光学测量方法。首先证明了使用特征光点确定目标位置姿态参数的条件;然后推导了基于直线的求取位置姿态的解析解;最后对使用该方法时的测量误差进行了仿真分析,同时给出了实际的测量误差。由于增加了带测量的测量基线,所以减少了位置姿态参数的测量精度对光学系统的依赖。实验结果表明,该方法可满足运动目标相对位置姿态的高精度测量的需求。     

星敏感器技术研究现状及发展趋势

本文综述了星敏感器技术的研究现状和未来发展趋势。首先,总结了国内外星载星敏感器的发展历程。接着,根据星敏感器工作原理,分析讨论了星点质心定位算法、星图识别算法和姿态解算算法等星敏感器关键技术的发展现状。通过讨论星点质心定位精度对星敏感器测量精度影响,分析了星点质心定位算法以及对应误差补偿的研究现状;基于星座特征、字符模式和智能行为,介绍了星图识别算法并进行了对比分析;根据确定姿态解算算法和动态姿态解算算法分析了姿态解算算法的研究现状。最后,对星敏感器的未来发展进行了展望,讨论了航空机载星敏感器、微小型星敏感器和甚高精度星敏感器的发展趋势以及未来重点研究内容。     

基于PSD的风洞模型姿态角光学测量技术研究

开发了一种基于光电探测技术的风洞模型姿态角光学测量技术,实现了对姿态角的精确、实时、非接触测量。对激光探测头、模拟试验平台进行了优化设计,编写了功能齐全的实验软件,模拟了风洞试验运行实况,深入开展了一维和二维角度测量实验和分辨率测试实验。实验结果表明,该技术可对模型变化角度进行实时精确测量,测量范围达到了-10°～10°,测量精密度为0.0023°,测量准确度为0.0026°,分辨率可达到0.001°。该光学测量技术在风洞模型的角度测量和振动测量实验中切实可行,为测量风洞试验模型的姿态及振动提供了一种简洁有效的测量方法。     

基于光电准直虚拟扩展成像的姿态角测量系统的误差分析

建立了基于光电准直原理的姿态角测量系统,提出一种虚拟扩展成像面技术,应用于测量系统中,对图像传感器成像面进行复用,虚拟扩大系统的测量视场.介绍了系统的主要工作原理,在系统模型下,对可能影响系统测量精度的误差源进行了分析,建立其数学关系,对精度影响因素进行了定量仿真实验.按照仿真结果,对系统设计方案进行了分析验证.结果表...     

一种高准确度、高可靠的红外光电时刻测量系统

针对靶场试验对测量仪器的准确度及可靠性的特殊要求，开发了一种基于嵌入式PC/104模块和大规模可编程逻辑器件CPLD的红外光电时刻测量系统.介绍了该系统的组成、测量原理及其实现途径.靶场实验结果表明,该系统设计环境适应能力强，能可靠地工作在－35～45℃的环境下；测量准确度高，测时误差小于30 μs.