无人机捷联航姿系统磁航向误差分析

为进一步提高某型飞机捷联航姿系统的磁航向精度,分析了该系统中姿态角误差对磁航向精度的影响,详细推导了磁航向角的误差公式。结合某型飞机的特点,对误差公式做了进一步简化分析,结论表明磁航向角的误差大小主要由姿态角误差的平方和决定。采用试飞数据进行仿真,结果验证了误差公式及分析结论的正确性。     

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.     

大麦抽穗期的遗传分析

本文对8×8大麦品种双列杂交的F_1和F_2的抽穗期进行了遗传分析,结果:(1)抽穗期性状在F_1双列试验中,W_r/V_r回归系数b(0.8399)与单位斜率1无显著差异,表明符合加性-显性遗传模型,在F_2中,b=0.2768,显著不同于1,存在上位效应。去阵列8后,对F_2双列资料重新检验,发现由此获得的亚双列系统符合模型(b=0.8230).W_r/V_r分析表明,F_1与F_2世代间阵列位置有变动,但阵列2,3在两个世代中均据回归线的上部.W_r+V_r与Y_r间的相关测定均为负相关,表明抽穗期晚一般由显性基因效应控制.(2)抽穗期F_1和F_2的广义遗传力为97％与98％,狭义遗传力为87％与69％.在F_1为0.59,表明抽穗期晚为部分显性.F_2却大于1,示有超显性特点;H_2/4H_1值都小于0.25,说明全部有关座位上,平均地说,显隐性等位基因频率不相等.F_1值为负值,表明所有亲本所携带的隐性基因比显性基因要多. (3)抽穗期一般配合力效应为负向的有小将,早熟3号和永2830.特殊配合力存在较大负向优势的杂交组合中,必含小将、早熟三号和永2830三个早熟品种之一为杂交亲本.     

基于温度变化Fourier展开的惯导航向效应补偿

航向效应对高精度空间稳定平台式惯性导航系统具有致命的影响。根据系统变航向导航试验数据,分析了变航向引起温度及平台漂移变化的作用机理,讨论了平台漂移变化与温度变化的相关性,进而提出基于温度变化Fourier展开的航向效应补偿方法。采用滑动最小二乘拟合导航误差的方法提取平台常值漂移的变化,并以此为观测量标定平台漂移的温度系数。最后,利用多组变航向试验数据对所述补偿方法进行验证,结果表明:平台常值漂移变化与温度变化基波分量的幅值具有强相关性,该补偿方法可将温度变化引起的航向效应误差降低40%~90%,具有较强的工程应用潜力。     

卡尔曼滤波在罗经航向智能采集中的运用

总结了自整角机轴角的采集方法，分析了自整角机轴角编码原理，介绍了卡尔曼滤波罗经航向采集过程的应用方法，试验表明：该方法可以显地提高对航向的跟踪速度和动态跟踪精度。     

正交弹性漂移补偿电路对平台航向效应漂移的补偿作用

分析了平台伺服电路零位和框架轴上干扰力矩引起其水平两轴航向效应漂移的机理,以及利用正交弹性漂移补偿电路减小此项航向效应漂移的机理,并通过试验测试表明此项航向效应漂移可达0.20(°)/h,采用正交弹性漂移补偿电路后可减小到原来的十分之一以内。     

INS/Doppler/GPS组合导航系统中航向误差的辨识

提出了一种INS/Doppler/GPS组合导航系统中航向误差的辨识方法.经过坐标转换得到的Doppler速度中包含了惯导系统航向误差的影响,可以考虑以GPS速度为基准信息,从Doppler速度中解算航向误差.但由于速度噪声的影响,这样得到的航向误差带有大量噪声.该方法用一个以时间为变元的多项式来逼近航向误差,以解算出的航向误差作为观测量,采用递推最小二乘法辨识出该多项式的各次项系数,进而计算出航向误差,达到滤除观测噪声的效果.仿真试验表明,在GPS速度噪声标准差为0.1 m/s、Doppler速度噪声标准差为0.5 m/s的情况下,航向误差的辨识精度优于0.22(2σ),收敛时间不超过120s.     

战车用惯性定位定向系统的支架误差分析及补偿

战车用惯性定位定向系统由于采用双轴陀螺平台结构,不可避免地存在着支架误差,从而影响系统航向精度。应用球面三角法和方向余弦矩阵法分别推导出双轴陀螺平台的支架误差公式,发现由这两种方法推导出来的公式计算结果是一致的。最后通过数学仿真和分析,给出了支架误差与载体的姿态角之间的定量关系。根据此误差公式,对惯性定位定向系统的航向输出能够进行误差补偿,从而保证了动态条件下定位定向系统的航向输出精度。     

高精度定向系统控制分析与解算设计

介绍了高精度定向系统控制分析、主要实现方法以及硬件设计。该设计主要解决定向位置的准确测定。它选用以80C196KC单片机为核心的控制器，控制系统工作方式的转换，采集陀螺仪、加速度计、感应同步器的测量数据，通过可编程逻辑器件完成系统的操作。该系统可不依赖外部信息，进行全自主、全天候定向，在侦察车、装甲车、指挥车等领域具有广阔的应用前景。