火箭弹大动态单轴平台惯导系统姿态算法

火箭弹在飞行中常采用滚转稳定的控制方式,其滚转角速度的动态范围很大,因此实时、准确地测量滚转角速度和滚转姿态角成为制导火箭弹控制的关键问题。大动态单轴平台惯导系统将IMU安装在沿滚转方向的稳定平台上,通过伺服电机驱动单轴平台相对于弹体反旋,隔离滚转方向的大动态角速度,为IMU提供平稳的测试环境。介绍了大动态单轴平台惯导系统的组成和功能,搭建了样机,推导了惯导姿态解算的数学模型。经过120 s半实物仿真试验,系统俯仰姿态角误差<4°,偏航姿态角误差<3°,滚转姿态角误差<25°,结果验证了整体方案的可行性和姿态解算模型的正确性。为进一步提高姿态解算精度,搭建单轴平台组合导航系统,实现全部导航信息的高精度测量打下了基础。     

基于磁/惯性传感器旋转弹体定姿的Kalman滤波器设计

微惯性传感器精度较低,其漂移会引起很大的姿态误差,不能提供长时间稳定姿态;磁传感器组合的姿态角误差不随时间累积但姿态角更新速度慢。针对这一问题提出了利用磁/惯性传感器构建低成本姿态探测系统的方案,设计了Kalman滤波器融合二者信息——以磁传感器解算的姿态角和等效旋转矢量法解算的姿态角之差作为观测量,以惯性传感器的漂移和姿态误差角作为状态变量,整个解算过程无需使用地磁场强度。仿真结果表明了该算法的有效性,二者组合定姿可实现高精度的姿态测量。     

壳体翻滚失准角模型最小二乘辨识方法

为了提高空间稳定惯性导航系统的姿态角测量精度,建立了壳体翻滚失准角模型,给出了从壳体翻滚失准角幅值和初始相位到当地水平坐标系下的姿态转换矩阵的传递规律.利用静态下平台运动学方程中壳体翻滚失准角与框架角的定量关系,进行了壳体翻滚失准角模型最小二乘辨识方法仿真,结果表明模型系数估计精度是足够的.针对实验系统,经过模型补偿,姿态角计算误差峰峰值小于0.5′.     

基于地球红外辐射场的旋转弹丸姿态测试方法

针对微惯性器件无法满足高转速弹丸飞行过程中的滚转姿态测量要求的问题,提出了基于地球红外辐射场的旋转弹丸姿态测试方法。首先,研究了地球红外辐射场的产生机理和特性,分析了天地间红外辐射率的变化规律。然后,结合旋转弹丸在飞行过程中的运动特征,建立了红外传感器测量模型,推导了弹丸姿态与传感器感测信号的函数关系。最后,合理布局红外传感器,基于误差传递的原理,改进了常规的姿态解算算法,进一步提高了传感器测试信号的利用率。结果表明,利用地球红外辐射场测姿具有较高的精度,俯仰角解算误差在±0.3°以内,改进解算方案的横滚角解算误差在±0.5°以内。该姿态测量系统简单有效,能够满足旋转飞行体的姿态测量要求。     

高精度磁信标中心位置与姿态角标定方法

针对磁信标导航中磁信标实际产生磁场中心与姿态角难标定的问题,提出一种基于低频时变磁场特征矢量的高精度磁信标标定方法。首先根据磁信标在三维空间中的磁场模型,利用多个位置与姿态已知的磁强计对待标定磁信标进行测量,解算实际磁场中心位置。再根据磁场中心位置与磁强计测量到的磁场方向矢量解算实际磁场的坐标轴姿态角,实现对磁信标的高精度标定。仿真条件下,磁信标中心位置标定精度可达0.009 m,姿态角精度可达0.13°;在实际实验中,目标位置与姿态角解算精度相比传统方法分别提高了28.6%与62.8%,充分验证所提方法具有更高的可靠性与有效性。利用该方法标定后的磁信标为磁信标导航系统提供了更可靠、精确、适应性更强的时变磁场信号源。     

一种微型矢量水听器姿态测量系统

矢量水听器姿态校正的通常做法是将姿态测量系统捷联安装在声纳平台上,这种方案无法准确测量矢量水听器的姿态变化。针对这个问题,设计了一种微型姿态测量系统,并将其捷联封装在矢量水听器内部。系统采用MEMS陀螺测量角速度,用毕卡迭代算法解四元数姿态更新方程。用MEMS加速度计和磁力计分别测量重力方向和磁北方向,再使用扩展卡尔曼滤波对解算姿态角进行实时校正。经测试,该系统横滚角和俯仰角的静态误差小于0.2°,航向角的静态误差小于0.8°。摇摆实验中,横滚角和俯仰角的动态相对误差小于2.9%,航向角的动态相对误差小于3.6%。海上试验结果证明该姿态测量系统应用于矢量水听器可明显提高目标方位估计的精度。     

一种基于故障检测与模糊逻辑的姿态估计方法

提出了一种融合惯性数据的飞行器航姿估计算法。使用MIMU（微惯性测量单元）作为飞行器的惯性航姿系统,利用MIMU中的陀螺仪,通过测量飞行器的角速率计算姿态角;同时,利用MIMU中的加速度计,通过测量当地的重力加速度,计算飞行器的姿态角。文中采用一种自适应故障检测方法,根据模糊理论构造加权系数,将飞行器的运动加速度与当地重力加速度分离,融合MIMU的数据,估计飞行器的姿态角。使用该方法既可以避免使用陀螺仪解算姿态角时误差的积累,又提高了使用加速度计计算姿态角时的动态性能,并经数据仿真验证说明该方法能达到预期的效果。     

基于十二加速度计的GFSINS安装误差标定及补偿

针对高速旋转弹姿态解算精度不高的问题,提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU,为旋转弹提供完整的导航信息.设计并制作了一种十二加速度计的惯组实物模型,并在此基础上分别提出了方向安装误差角及位置安装误差的标定方案.根据存在安装误差的角速度解算精确数学模型,采用一种优化算法--最小二乘优化迭代方法,可以精确地补偿加速度计的安装误差.仿真结果表明,经补偿后误差被有效抑制,在20 s内姿态角的累积误差均能保证在以内,满足高精度姿态解算要求,具有一定实际应用价值.     

自旋导弹捷联式陀螺/地磁姿态测量方法

为了解决自旋导弹姿态测量遇到的高自旋角速率超过陀螺量程的问题,提出了一种利用敏感轴垂直于弹轴的双轴微陀螺与三轴地磁传感器组合测量解算自旋导弹姿态的方法.首先,建立了利用三轴地磁场传感器与双轴微陀螺进行姿态测量的解算模型,该模型利用双轴陀螺测得的载体弹轴垂直面的角速度提供俯仰角的微分,结合三轴地磁场传感器的输出解算出当前载体的姿态;接着讨论了模型解算中出现的增根的问题与正确解的判断方法;最后在传感器输出附加白噪声与弹体摆动条件下对该方法进行了仿真,得出在100 s的时间内,1800(o)/s的自旋角速度条件下姿态解算误差角为2°.仿真结果表明该方法可以直接解算三个姿态角均为动态变化的自旋弹的姿态角,因此可用于自旋导弹的姿态测量.     

基于姿态匹配的船体形变测量方法

针对激光陀螺船体形变测量系统,提出了一种新的基于姿态匹配的形变测量解算方法。该方法不同于以角速度差作为观测量的惯性测量匹配法,而是基于两套激光陀螺系统的姿态信息。确立了新的形变测量滤波观测量,并建立线性量测方程。两套激光陀螺系统直接利用激光陀螺输出的角增量数据相对于惯性空间进行姿态更新,惯性坐标系取为各自初始时刻的载体坐标系,完全回避了系统初始对准问题,且充分利用了激光陀螺角度测量精度高的特点。仿真结果表明,该方法能够有效实现船体形变的高频精确测量,仿真测量精度优于15″,为激光陀螺船体形变测量技术进入工程应用打下了基础。