近地轨道高精度一体式星敏感器热设计及仿真验证

某型高精度一体式星敏感器指向精度高,对温度变化非常敏感。其所处近地轨道外热流复杂多变,一体式结构和内热源集中的综合因素不仅导致散热设计困难,而且镜头直接受到内热源发热影响难以保障指向精度。首先,结合轨道参数,安装布局获得星敏感器平均吸收外热流。然后,通过分析外热流与内热源工作情况,采用被动热控和主动热控相结合的热设计方法,并对星敏感器散热面的位置与大小进行设计与计算。最后,根据轨道环境和热控措施并利用热仿真软件进行热分析验证。仿真结果表明,安装法兰温度为19.82℃~20.10℃,镜头轴向温差小于2.23℃,周向温差小于0.48℃,电路盒温度为19.10℃~23.49℃,满足热控指标。通过合理的热控设计保证了极高精度星敏感器的稳定工作条件,星敏感器的热设计合理有效。

基于空间多自由度激光定位模型的垂直电梯轿厢与井道壁距离视觉检测方法

为有效检测垂直电梯轿厢与井道壁距离,提出基于空间多自由度激光定位模型的垂直电梯轿厢与井道壁距离视觉检测方法。将激光跟踪仪、插入惯性单元的六自由度激光标靶,分别布置于井道壁、垂直电梯轿厢合适位置。应用光电传感装置,通过执行相应计数操作,获取棱镜到激光跟踪仪坐标原点的距离,有效检测垂直电梯轿厢与井道壁距离,测量结果与实际间距基本一致,能够有效实施电梯安全预警,可显著提升电梯安全性能。

Y波导温致半波电压特性对谐振式光纤陀螺的影响

针对基于宽谱光源的谐振式光纤陀螺(resonant fiber optic gyroscope, RFOG)中Y波导调制器半波电压的温度影响,开展了Y波导温致半波电压特性对谐振式光纤陀螺影响的研究。建立了Y波导温致半波电压特性对基于宽谱光源的谐振式光纤陀螺系统标度因素的影响规律模型,模型表明:Y波导调制器的温致半波电压特性会导致基于宽谱光源的谐振式光纤陀螺系统的标度因素发生变化。搭建了用于宽谱光源的Y波导调制器半波电压测试系统,系统测试精度达1 mV。实验测试了全温范围内Y波导的温致半波电压特性在基于宽谱光源的谐振式光纤陀螺系统中的影响,测试结果表明:Y波导调制器的半波电压与温度呈线性负相关;Y波导调制器的温致半波电压特性导致基于宽谱光源的谐振式光纤陀螺系统的标度因素的最大相对变化误差为1 266.01×10^(-6)。

基于磁偶极子的磁信标标定方法

针对磁信标产生的超低频磁场定位中磁信标磁场中心难以标定的问题,提出了一种基于磁偶极子磁感应强度分布特征的高精度磁信标标定方法。为描述磁信标在空间中任意位置产生的磁场分布情况,建立磁信标的等效磁偶极子模型,通过磁感应强度不同方向的分量与位置关系解算出磁信标线圈磁场的中心位置,利用自适应指数平滑算法减弱自身波动对磁感应信号的影响,实现对磁信标磁场中心的高精度标定。对标定方法进行有限元仿真,仿真结果显示,使用磁感应强度分布特征对磁场中心的标定精度在毫米级别,通过对标定前后定位精度的对比发现,标定后的磁信标定位精度得到有效提高。

智能反射面定位发展现状及其在非视距定位中的应用

在未来的通信网络中,复杂的信道环境是制约定位性能的主要因素之一。智能反射面是近年提出的一种具有特殊电磁特性的人工二维表面,可以控制电磁波的吸收、反射与折射特性,从而实现对信道的调控,具有广阔的应用前景。首先介绍了该技术的发展现状,从智能反射面的电磁特性及其在通信定位中的应用等方面归纳分析了其现阶段的研究成果,然后针对非视距应用提出了一种基于智能反射面的定位方法。通过仿真验证了该方法的有效性,在不同的发射功率下均实现了定位误差降低50%以上,并且提高了定位鲁棒性,实现了对波束盲区的覆盖。最后,从新型定位场景、通信技术结合、资源分配和人工智能应用4个角度,对智能反射面定位技术的研究进行了展望。

航向误差非线性预测的惯性行人导航零速修正算法

针对基于零速修正(zero velocity update,ZUPT)的行人导航算法无法对航向角进行观测导致航向角发散的问题,设计了一种基于ZUPT、零角速率修正和航向角误差非线性预测校正的惯性行人导航算法。首先通过广义似然比检测(generalized likelihood ratio test,GLRT)算法确定出零速区间;在检测到的零速区间内利用ZUPT算法构造速度误差观测量、利用零角速率修正(zero angular rate update,ZARU)算法构造角速率误差观测量,通过零速区间航向角误差观测模块构造航向角误差观测量,在非零速区间对航向角误差进行非线性预测;再利用卡尔曼滤波对零速区间内的速度、角速率、位置和航向角误差进行估计,利用估计误差对惯性行人导航系统进行误差修正;通过实际行人导航系统验证,在复杂运动状态下导航轨迹误差平均值仅为0.43 m,只占总路程的0.35%。在长航时行走的情况下导航误差仅为1.25%里程。所提算法无需增设其他传感器,无需限制行人的运动轨迹,具有良好的工程应用价值。

惯性行人导航零速区间检测的非线性空间K-means聚类算法

惯性行人导航系统中,零速区间检测的准确性直接关系着基于零速修正(ZUPT)的行人导航精度。为此,设计了一种基于非线性空间映射与K-means聚类算法结合的零速区间检测算法。通过经典零速区间检测算法广义似然比检测(GLRT)确定初始零速区间;选取零速区间与非零速区间交界处的加速度数据,将合加速度幅值作为变量,映射到设计的非线性空间中,放大数据差异;利用K-means聚类算法对映射后的数据进行聚类,经过去噪声处理后确定出更精准的零速区间;通过惯性行人导航系统实验验证非线性空间K-means聚类零速区间检测算法的有效性。实验表明,所提出的惯性行人导航零速区间检测的非线性空间K-means聚类算法相比于GLRT算法和基于K-means聚类的零速区间检测算法,定位精度显著提高,并在匀速行走、变速行走和长距离长航时行走3种运动模式下进行了实验验证;相比基于K-means聚类的零速区间检测算法,减小了计算量。所提算法能够自适应不同的运动状态,无需随时调整阈值,且理论上可以优化任意传统零速区间检测算法,具有良好的工程应用价值。

基于器件参数的五冗余捷联惯组配置方法

针对低成本冗余捷联惯组导航精度无法进一步提升的问题,提出一种基于器件参数确定五冗余惯组各轴向仪表的安装角度的方法,并对五冗余惯组冗余轴器件配置要求进行了分析。该方法通过加权最小二乘估计,基于各轴器件参数确定数据融合时使用的加权矩阵,并以此为基础确定器件最优安装角度,使捷联惯组的导航精度达到最优。仿真结果表明,在器件参数确定时,经该方法得出的配置方案,20 min静态仿真相比三轴导航位置误差减小10.89%,加入合适的加权矩阵后,相比未加入加权矩阵导航位置误差减小9.5%,相比三轴导航位置误差减小19.35%。该方案在不改变惯组总成本的情况下提升了惯组的导航性能。

大视场空间目标搜索相机鬼像抑制及试验验证

大视场空间目标搜索相机光学系统由多片透镜组合而成,杂散光进入视场时在像平面上产生鬼像,对目标提取产生影响,须对鬼像进行抑制。首先,分析了实际搜索相机地面观星试验时月光进视场图片及星点质心数据,确定鬼像区域存在杂点被误提取;然后,根据大视场光学系统特点,结合光学设计软件ZEMAX仿真确定了产生鬼像的原因;最后,提出了在探测器玻璃保护盖上增加光学截止膜的方法来抑制非正常鬼像并进行了观星试验验证。结果表明:增加光学截止膜后搜索相机鬼像区域平均灰度值由78(@8bit)降低到64,能量下降了17.95%;鬼像边缘与中心灰度差由22降低到13,可有效避免鬼像区域杂点被误提取。

基于椭球拟合的三轴陀螺仪快速标定方法

陀螺仪是惯性导航系统的核心器件,其测量精度直接影响惯性导航系统的姿态解算的准确性,对其准确、快速地校准显得至关重要。目前陀螺仪所采用的位置标定和速率标定方法,存在测试条件苛刻,需要精密的标定测试设备和高精度的北向基准,且标定时间长等问题。在分析了三轴陀螺仪误差模型的基础上,提出了一种基于椭球拟合算法的三轴陀螺仪快速标定方法。该方法通过对三轴陀螺仪在不同姿态下对同一角速度矢量的测量数据进行椭球拟合,可快速标定出该三轴陀螺仪的零偏、灵敏度、不正交等静态误差,进而对角速度矢量测量数据进行补偿,以提高测量结果的准确度。实验结果表明该方法可有效提高三轴陀螺仪的测量精度。

偏振光/地磁/GPS/SINS组合导航方法

为了提高微小型飞行器导航系统姿态测量性能,提出偏振光/地磁/GPS/SINS组合导航方法。推导了三维空间中应用偏振光/地磁辅助测姿原理,并证明了系统具有完全能观性,指出了观测结构具有退化现象和退化条件。采用联邦卡尔曼滤波方法实现了组合导航算法,利用Matlab仿真方式对单独使用偏振光和同时使用偏振光/地磁辅助的组合导航系统的测姿修正效果和能观度改善效果进行了检验和比较。结果表明偏振光/地磁/GPS/SINS组合对测姿的修正能力优于单独使用偏振光辅助的情况。由此可以得出该方法能够改善导航系统能观性和精度的结论。

基于安装方式激励的捷联惯导在线标定算法研究及仿真分析

研究了惯性测量单元(IMU)机载安装方式对捷联惯导在线标定的影响。首先针对动力调谐捷联惯导系统的误差进行了建模和参数估计分析。以激励误差输出为目的,通过改变IMU在试验飞行器的安装位置,从理论算法角度分析了角度偏移和位置偏移两种安装方式对IMU输出的影响,提出基于安装方式激励的捷联惯导在线标定算法,并进行了标定后的补偿效果验证。仿真表明,该算法能有效标定出动态情况下的惯导误差参数,IMU安装方式对惯导的空中在线误差标定起到了很好的激励作用,在同等航迹要求下大大提高了标定精度。

MEMS-INS微型飞行器姿态确定系统的实现研究

研究了微型飞行器姿态确定系统的样机实现.在对MEMS惯性器件性能分析和零偏温度建模的基础上,提出微型飞行器九位置非正交及安装误差标定方法,利用相关理论分析MEMS惯性传感器的噪声特性,建立适合工程应用的姿态组合算法,进行了转台测试和试飞试验.误差补偿后,陀螺和加速度计零偏稳定性分别达到0.036°/s2和0.01 m/s2,俯仰和横滚的误差均方差分别达到0.33°和0.28°.试验结果表明:器件和系统级的误差补偿起到了综合补偿的效果,姿态误差减小了约50%,基于MEMS-INS的姿态确定系统可满足微型飞行器自主姿态稳定的需求.

一种加速度计的标定补偿方法研究

针对微惯性测量组合(MIMU)中的三轴加速度计因为安装误差的缘故,会在恶劣的锥运动环境下出现误差发散问题,本文提出一种基于三轴位置速率转台的静态旋转多位置补偿标定方法。本文通过分析误差角补偿模型来设计相应的标定试验流程,然后利用非线性拟合的数据处理方法,准确计算出标度因数矩阵和加速度计电压。最后,经过标定试验和误差计算,与十二位置标定法对比发现,本文所设计的标定补偿方法能够将误差小一个数量级,能有效提高加速度计输出精度,具有重要的工程实践意义。

GPS/INS组合导航的变分贝叶斯自适应卡尔曼滤波

为解决GPS/INS组合导航的数据融合问题中卡尔曼滤波器因噪声统计特性会发生变化而性能严重退化的问题,针对组合导航的系统模型提出并推导了一种基于变分贝叶斯学习的自适应卡尔曼滤波算法.该方法从概率角度将系统状态与噪声的统计矩一起作为待估计的随机变量,在每次递推地对状态进行估计之前,用变分贝叶斯学习迭代逼近得到噪声的后验分布.仿真结果证明:在组合导航系统中,该自适应算法能够较好地跟踪变化的噪声方差,并对速度、位置等系统状态进行估计.

微型高精密惯导测试转台结构设计及力学分析

惯导测试转台在航空航天领域有重要作用,是模拟、测试、仿真等的关键设备。文中基于用户需求,提出一种转台的轻量化设计方法,运用UG软件实现建模和优化,并进行有限元分析,结果表明主要零件及结构总体的强度和刚度均满足设计要求。同时,该转台的前6阶频率在555.44 Hz和1 534.7 Hz之间,满足共振频率≥450 Hz的要求。在飞行器微型化的趋势下,该微型高精密惯导测试转台的设计方法可为类似产品的设计提供参考。

基于解析法的全球定位系统姿态测量技术

提出了一种新的实时全球定位系统(GPS)姿态测量初始化方法,将超越方程的求解与模糊度函数法相结合,有效地提高了初始化计算速度.讨论了模糊度函数法,从几何角度描述了观测方程,给出了二元非线性观测方程组的解,并对实测数据进行了处理.结果表明,该方法与一般的方法相比,初始化的计算更有效,更经济.

舰载机纵向自动着舰控制系统设计

LQG/LTR是一种现代多变量频域设计方法,它以良好的鲁棒性能和解耦特性得到广泛应用。文中讨论了舰载机纵向自动着陆控制系统的控制规律、引导控制律的设计方法,并用LQG/LTR方法设计着舰控制系统的控制律。在考虑大气干扰、舰尾流和甲板运动的条件下,以某飞机为例,对其纵向自动着舰控制系统进行分析、设计与仿真,结果表明采用LQG/LTR方法设计的控制器具有较好的鲁棒性,并且具有良好的效果。

目标闪烁对制导精度的影响

分析了目标闪烁对寻的制导回路制导精度的影响.由于目标闪烁的频率通常小于或者与系统的频带相当,所以导弹无法滤掉此干扰信息,致使系统脱靶量增大.通过传递函数法实现对引入闪烁的比例导引制导系统回路脱靶量量纲一化,得到在闪烁输入下系统脱靶量与弹目相对运动速度无关,而与噪声功率谱均方根和系统响应速度的均方根成正比的结论.仿真分析表明,寻的制导系统由于闪烁带来的脱靶量将大于闪烁本身.最后针对某机载武器,通过引入影响因子来评价光斑抖动对制导精度的影响.

三维空间中的偏振光导航方法

提出了偏振光/GPS/SINS组合导航方法。推导了偏振光辅助测姿原理并进行了仿真验证。提出了多模块改善能观度的方法。采用联邦卡尔曼滤波方法实现了组合导航算法,利用Matlab仿真方式分别对使用单偏振光模块和多偏振光模块的组合导航系统的测姿修正效果和能观度改善效果进行了检验。结果表明偏振光辅助测姿方法的引入能够大大改善导航系统的能观度和精度,非平行观测的多偏振光模块可以进一步提高系统性能。