基于双微机电惯性测量单元的船用自主水平姿态估计算法

针对船载自主水平姿态基准系统需求,提出了一种基于双微机电惯性测量单元的方案。其中一套固联船体,另一套为转位方式,以两套微机电惯性测量单元间相对速度、位置、姿态为观测约束,基于状态变换卡尔曼滤波实现不依靠外界辅助信息的自主式水平姿态测量算法,减弱了陀螺、加速度计零偏误差对水平姿态精度的影响。通过采用三轴角运动模拟转台进行了海况模拟实验验证。无舰船主惯导提供舰船运动信息情况下,虽然船的质心水平机动会影响水平姿态的绝对精度,但不会影响船上不同位置点之间的相对姿态测量精度;而当舰船上有高精度主惯导系统可提供速度参考时,即使有常值速度偏差和舒勒周期速度误差,仍可实现绝对姿态测量精度优于0.02°(1σ)。所提出的姿态测量方案可以在海况恶劣且无外界参考信息的情况下建立高性价比的全船统一姿态参考基准。     

模糊推理在捷联航姿系统中的应用

为了减小捷联航姿系统航姿解算过程中陀螺漂移和积分过程等因素对航姿精度的影响,结合各传感器输出与载体运动状态相关的特性,提出了一种基于模糊推理的IMU(惯性测量组件)/磁传感器信息融合方法.通过模糊推理系统判断出载体当前的运动状态,在准静态下对IMU中陀螺解算的姿态信息和加表解算的姿态信息进行融合可提高载体的姿态精度,对陀螺解算的航向信息和准静态下磁罗经提供的航向信息进行融合可提高载体的航向精度.经过跑车试验且与跑车过程中作为基准的光纤/GPS航姿系统的航姿结果进行比较,验证了该推理过程和融合算法的正确性.     

在飞航导弹中用星敏感器修正捷联惯导陀螺漂移

星敏感器是一种高精度的姿态测量装置。研究了星敏感器和陀螺的特点,对星敏感器工作原理和修正陀螺漂移技术进行了原理分析。在不利用外界提供的姿态和位置信息的情况下,采用卡尔曼滤波的信息融合算法,建立组合导航系统的状态方程和量测方程,利用星敏感器输出的载体相对于惯性空间的姿态信息来修正捷联惯导的陀螺漂移。设计飞航导弹的典型飞行轨迹,通过数学仿真,对上述算法的有效性进行了验证,结果表明星敏感器能够有效地补偿捷联惯导由于陀螺漂移带来的误差,明显提高了导航定位精度。     

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。     

光纤陀螺IMU全温三方位速率/一位置标定及分段线性插值补偿方法

针对光纤陀螺惯性测量单元全温动态环境下测量误差问题,提出一种全温三方位正反速率/一位置标定及分段线性插值补偿方法,建立了光纤陀螺惯性测量单元误差模型,在每个恒温点设计三方位正反速率/一位置标定方案。采用分段线性插值算法实时补偿系统零偏和标度因数温度误差,系统全温环境下的测量精度提高5倍左右。车载实验结果表明,采用该方法后系统4200 s纯惯性姿态测量误差小于1°。     

一种高精度自主式组合导航系统滤波算法

提出了一种融合捷联惯导、轮式里程计和气压高度计数据的高精度车载自主导航滤波算法。首先,采用滤波鲁棒性更好的状态变换卡尔曼滤波器(ST-EKF)替代传统的扩展卡尔曼滤波器(EKF),对INS/轮式里程计信息进行组合滤波。其次,针对车载惯性/里程计组合导航系统中高程定位误差易发散的问题,引入气压高度计的量测信息对系统的高程通道进行阻尼,提高高程定位精度。两组长行驶里程的高精度光纤陀螺惯性测量单元/轮式里程计/气压高度计的车载导航实验数据的事后处理表明,所提出算法在不同的行驶环境下均具有较高的导航定位精度,相比基于EKF的惯性/里程计组合导航算法,水平定位精度提高20%以上,并且有效减缓了高程定位误差的发散趋势。     

基于微惯性/偏振视觉的组合定向方法

本文针对目前偏振视觉定向难以满足三维空间内运动水平姿态变化时的定向需求、动态适应性差以及微惯性系统漂移大的问题,提出了一种基于微惯性/偏振视觉的组合定向方法。首先,为了减少偏振测量噪声,利用标准大气Rayleigh散射模型,给出了一种基于大气偏振视觉图像的太阳矢量优化估计算法;其次推导了基于卡尔曼滤波的微惯性/偏振视觉组合定向算法,该算法利用微惯性信息对偏振视觉定向进行水平角补偿,可以获得三维空间内的运动姿态并且动态性能高;最后进行了飞行仿真与车载实验验证。实验结果表明,融合微惯性信息补偿水平姿态与组合滤波后,车载航向误差不随时间累积且均方根误差仅为0.75°,与偏振视觉定向相比,定向精度提升可达60%以上。同时在不增加偏振图像计算量的基础上,将定向输出频率从1 Hz提高至100 Hz,显著增强了偏振视觉定向的动态适应性,具有较大的应用前景。     

激光陀螺单轴旋转式惯导系统的转动方案分析

目前国际上的激光陀螺单轴旋转式惯导系统中,普遍采用一种四位置转停的惯性测量组合转动方案.通过对这种四位置转停方案的误差分析,指出它并不能够完全抵消掉转轴垂直平面内的所有陀螺常值漂移误差,并且载体航向变化会降低误差抵消的程度,基于此,在这种四位置转停方案基础上,首先提出了一种改进的四位置转停方案,可以抵消掉转轴垂直平面内的所有陀螺常值漂移误差,然后进一步提出了一种动态调整停止时间的四位置转停方案,使转轴垂直平面内的常值漂移误差的抵消程度不受载体航向变化的影响.分析表明,文中提出的这些改进措施和方法能够提高系统精度,而不会降低系统的可靠性,并且使用简单易行,可以应用于实际的单轴旋转式惯导系统中.     

卫星惯性/星光组合自主定姿方法研究

利用星敏感器测量所得的恒星星光方向信息,采用六状态变量推广卡尔曼滤波,得到卫星姿态误差和陀螺漂移误差信息并进行相应的修正。仿真结果表明,这种方法修正效果良好,采用中等精度陀螺组件就可以实现高精度定姿;仿真结果还验证了陀螺随机误差、星敏感器测量噪声和滤波周期等因素对定姿精度的影响。     

双航海惯导联合旋转调制协同定位与误差参数估计

单轴/双轴旋转调制航海惯导备份配置满足了舰艇对于定位精度、可靠性、成本的综合要求,但系统间缺少信息融合。针对此问题,以单轴旋转惯导的姿态误差、速度误差、位置误差与双轴旋转惯导对应误差的差值以及两套惯导的陀螺常值漂移、水平加速度计常值零偏为系统状态,并以二者间扣除杆臂效应后的速度及位置的差值为观测量,通过联合旋转调制,改变两套系统IMU的相对姿态关系。分段常值可观测性分析表明,所有系统状态完全可观。建立了定位误差预测方程,对单轴旋转惯导方位陀螺漂移造成的定位误差进行预测补偿。实验结果表明,对单轴旋转惯导方位陀螺漂移造成的定位误差预测补偿后,其定位误差减小了30%,不仅满足了高可靠性的要求,而且提高了故障情况下的导航精度。     

IMU辅助的室内单星定位方法

惯性导航系统(INS)是以惯性器件测量位置参数的定位系统,但随着时间的累积,系统的定位精度逐步变差,产生累积误差现象。基于无线传感器网络(WSN)的定位技术通常需要3个锚节点进行定位,但在室内复杂环境中,系统会处于锚节点欠定状态,此时需要辅助定位方法解决室内欠星定位问题。针对上述定位系统的不足,提出了一种基于IMU辅助和场景分析的多信息融合室内单星定位方法,该方法可通过场景分析的约束条件逐步消除IMU在室内环境下的累积误差效应,并通过单星定位技术进一步优化定位目标的位置信息。经过地下车库实验验证,本方法平均定位精度是0.75 m,定位误差有97.5%的概率在2 m以内,能满足室内亚米级高精度导航定位的要求。     

旋转IMU在光纤捷联航姿系统中的应用

惯性测量单元输出信号的精度直接影响捷联惯性导航系统的精度,为了提高捷联系统的精度,以舰船光纤捷联惯性航姿系统为应用对象,采用了双轴旋转机构连续匀速旋转IMU的系统方法,把惯性测量单元输出信号中的漂移误差调制成正弦信号,通过捷联算法中的积分运算可以有效地消除陀螺和加速度计中的漂移误差,从而有效地提高捷联惯性航姿系统的精度,并进行了系统仿真实验。仿真结果表明:经过旋转以后的IMU输出信号误差较传统非旋转方法可以减小一个数量级。基于双轴旋转IMU的系统方法可以有效地减小IMU输出信号漂移误差和提高捷联惯性航姿系统的精度。     

微惯性/卫星组合导航高精度事后基准确定方法

针对高性能MEMS组合导航系统的高精度定位定姿需求,提出了一种基于GNSS(Global Navigation Satellite System)精密相对定位RTK(Real-time Kinematic Positioning)和MIMU(MEMS-based Inertial Measurement Unit)组合的高精度事后基准确定算法,该算法在MIMU/RTK组合导航正向Kalman滤波的基础上,采用RTS(Rauch-Tung-Striebel)反向平滑再次进行信息融合,提升了组合导航结果的事后处理精度。另外,通过Allan方差分析技术实现对MIMU随机误差精细建模和MIMU/RTK组合导航相对精度分析。对实测的车载动态试验数据处理结果的均方根误差和Allan方差分析表明:相对于传统正向滤波方法,RTS反向平滑方法能够将MIMU/RTK组合导航定位、定姿精度分别提升45.2%和54.1%。该方法可作为GNSS/INS组合导航高精度参考基准的确定方法。     

基于UWB优化配置的室内行人导航方法

在卫星信号无法覆盖的室内条件下,行人的精确导航问题是当前研究的热点。为解决基于MEMS的微惯性导航系统误差随时间发散、航向角发散快的问题,提出了一种利用UWB辅助修正惯性导航系统,实现室内较高精度定位的方法。该方法采用基于零速修正的微惯导系统进行导航,以抑制惯导误差随时间发散,并在建筑内拐角、楼梯口等关键节点处优化配置UWB设备,采用UWB信息与微惯导数据进行卡尔曼滤波,实现对微惯导航向及位置的修正。与大规模使用UWB系统进行室内定位相比,该方法降低了系统布设成本,避免了UWB出现问题时对整体导航结果的影响,有效地保证了系统的定位精度。行走实验表明:直线行走时,微惯导最终定位误差为1.8%;转弯行走时,在UWB辅助定位下,微惯导最终定位误差小于1.0%。     

基于转台误差分析的高精度惯测组合标定编排改进

转台误差影响高精度惯测组合标定精度。利用姿态转换四元数建立了转台误差模型,分析了转台误差对一种典型惯测组合标定编排方案的影响。在分析转台误差影响规律的基础上,提出了一种标定编排改进方案,可以有效抑制转台误差,提高标定精度。仿真和试验对标定编排改进前后的标定精度和导航性能进行了对比,表明改进编排方案可以提高陀螺和加速度计安装误差角标定精度,改善系统导航性能。     

微小型航姿测量系统及其数据融合方法

以小型无人机航姿测量系统的微小型化为背景,利用MEMS惯性测量元件研制了一种低成本微型航姿测量系统.针对MEMS器件用于载体航姿测量时精度低、易发散的问题,提出一种计算量小、实时性强的加速度信息、磁场强度信息、陀螺信息的融合方法.采用卡尔曼滤波器对系统的俯仰角、滚转角和航向角的误差进行最优估计;设计数据融合的判别准则,并根据判据的判断结果调整卡尔曼滤波器中的量测信息,使系统可用于小型无人机的定高自主飞行.实验结果表明,系统输出航姿的更新频率可达100Hz,航姿测量误差小于0.6°,航姿标准差小于0.09°;将其应用于某小型固定翼飞行器的飞行控制系统中进行自主飞行实验,完成了预定的飞行任务.     

混合式光纤陀螺惯导系统在线自主标定

混合式光纤陀螺惯导系统IMU的安装误差、光纤陀螺的漂移及标度因数等参数会随着时间发生变化,对系统误差产生影响,使系统在使用一段时间之后精度发生变化,因而需要重新标定。在混合式系统中,通过台体旋转调制,惯性元件常值漂移误差对系统的影响得到抑制,但安装误差和标度因数误差对系统的影响无法得到完全调制,这些误差会与地速及旋转角速率耦合,引起锯齿形速度误差,降低了系统的各项性能。针对混合式惯导系统,建立了IMU误差模型,设计出一种在线自主标定方法,并进行了可观性分析。该方法采用"速度+位置"匹配,对惯导系统30项相关误差项进行在线标定。系统实验结果表明,系统级在线标定参数较分立式标定参数在导航定位精度上提高了半个数量级。     

基于方位旋转调制的平台式惯导系统“一点校”

为了提高惯导系统长时间导航精度,需要在导航阶段对系统进行综校。设计了一种基于方位旋转调制技术的平台式惯导系统一点校方案。方位旋转调制技术可以有效地调制水平惯性敏感元件误差,降低其对系统工作精度的不利影响,这为"一点校"方案的实施提供了前提。分析了方位旋转式平台惯导系统的误差模型,得到了系统误差与误差源之间的解析关系。通过分析研究系统的误差传播特性,建立了方位陀螺漂移与系统位置误差的数学模型,完成了方位旋转式平台惯导系统的"一点校"方案设计,通过系统试验验证其有效性,方位陀螺常值漂移为0.003(°)/h的条件下,经10 h一点校,40 h一点校后,72 h定位误差小于1nmile,航向误差小于1′。     

XNAV/UVNAV/SINS组合导航在航天器轨道机动中的应用

针对X射线脉冲星导航在航天器轨道机动过程中精度不高甚至发散的问题,提出一种将X射线脉冲星导航结合惯性导航和紫外敏感器的组合导航方法。以航天器在惯性系中的位置、速度、姿态四元数和惯性导航设备误差作为系统状态变量,用X射线探测器测量X射线脉冲到达时间,用紫外敏感器测量中心天体质心相对于航天器的方向矢量和距离以及航天器在惯性系中的姿态四元数,用扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统状态。仿真结果验证了该组合导航方法的可行性,能够解决轨道机动中X射线脉冲星单独导航的误差过大(位置误差达107m)问题,且该组合导航具有较高的导航精度,在轨道机动前、机动中和机动后导航位置误差均在100 m以内。