捷联惯导系统(SINS)敏感器斜向配置技术

以四个敏感器的冗余系统为例,对采用冗余敏感器的惯导系统的可靠性进行了分析,对四个敏感器构成的捷联惯导系统的可靠性进行了仿真实验,验证了冗余敏感器可以提高系统可靠性结论的正确性。文中给出非正交敏感器测量值向惯导系统正交坐标系转化的方法和转换矩阵。最后对冗余敏感器的配置方式进行了分析。通过仿真实验,得到敏感器最佳配置的条件。

一种基于深度学习辅助的SINS/DVL组合导航方法

水下机器人(autonomous underwater vehicle,AUV)导航定位精度一定上程度影响了AUV的工作效率,由于GNSS无法在水下使用,以捷联惯导系统/多普勒计程仪(SINS/DVL)的组合导航系统受到众多青睐。DVL在部分情况下会失效,若直接将DVL隔离,系统将变为纯惯性导航系统,严重影响导航定位的精度。为了应对DVL在部分波束缺失的情况,提出了一种DLinear-informer辅助组合导航算法。通过DLinear对原始输入数据特有的分解方式,增强了算法对AUV非线性信息的提取与学习,提高了速度预测精度。实验结果表明:所提算法能够准确预测DVL失效期间丢失波束的速度,降低组合导航的位置误差,提高了系统的鲁棒性和定位精度。

捷联惯导系统IMU误差特性分析

为了优化捷联惯导系统惯性测量单元性能,首先,从惯性导航系统工作原理出发,细致梳理捷联惯导误差模型,对惯性测量单元常见误差源分类,重点分析主流民航客机机型捷联惯导惯性测量单元的误差特性;然后,对由5个直线段和4个转弯组成的矩形起落航线,在无误差的理想模式和设置导航级捷联惯导惯性测量单元误差参数模式,分别进行轨迹仿真;最后,在飞行轨迹的姿态、速度、位置误差三维方向对比分析。结果表明,IMU误差诱使飞行轨迹随时间有偏离趋势,高度误差波动始终非常平稳,水平方向误差在一定时间后大幅度发散,表现出惯性导航性能的固有缺陷,即误差随时间的推移逐渐累积,会在一段平稳时间后呈发散趋势。因此在实际使用惯导中可以使用特殊的算法和硬件平台以延长误差发散之前的时间,也可以通过与GPS等数据进行组合导航的方式抑制其发散趋势。研究结果为进一步进行组合导航算法优化奠定基础。

振动冲击条件下捷联惯导减振器形变研究

针对减振器传统研究的关注点主要在减振效果、材料寿命等方面,对其形变量及形变带来的导航误差关注较少,偏重理论研究而无试验数据支撑,缺乏说服性的问题,文中在捷联惯导减振器设计基础上,制定了静态和动态试验方案。在振动工装上固定一对相互垂直的平面镜,通过减振器将惯导安装到振动工装上,振动工装以刚性连接方式固定在振动台面上,借助架设的光学投影设备和显像设备,分别振动冲击前后惯导棱镜和振动工装上平面镜的反射光斑,通过对二者位移变化的计算,判定减振器的空间形变量。试验结果表明,振动冲击前后及过程中,减振器形变引起的惯导最大形变角为6.26″,比惯导在运载体上的安装误差稳定性(一般为1.0′)低一个数量级,减振器的空间形变量对捷联惯导的导航误差影响较小,文中的试验方法和实测数据可为惯导减振器的设计和应用提供借鉴。

机载捷联惯导系统振动性能提升研究

针对振动条件下,惯性测量组件产生耦合角振动,进而引起圆锥误差导致惯性导航精度降低的问题,提出了一种考虑减振器刚度不一致性与各向异性情况下,惯性测量组件振动耦合角运动的分析方法。从力学分析出发,推导了惯导系统空间六自由度矩阵振动微分方程;建立了惯导系统振动方程的数值解计算模型。其次,基于工程实际,使用数值仿真软件分析减振器批次刚度一致性和刚度各向异性的影响;并通过有限元仿真分析对比验证了减振器刚度波动导致的偏心距引起耦合角速度计算结果。最后分析了减振系统不同谐振频率对角振动幅值的影响机理。

基于自适应卡尔曼滤波的RFID/SINS组合导航研究

在室内导航定位中,射频识别(Radio Frequency Identification,RFID)技术具有信号穿透性强、成本低廉等诸多优点,能够有效代替GPS完成室内组合导航。针对室内惯性导航误差发散和滤波中噪声参数不确定的问题,提出了基于自适应卡尔曼滤波(Adaptive Kalman Filtering,AKF)的RFID/SINS组合导航系统,通过RFID定位系统抑制惯性导航误差发散,并应用AKF将噪声参数与量测输出参数关联实现实时更新。对AKF和标准卡尔曼滤波(Kalman Filtering,KF)下的RFID/SINS组合导航系统进行了仿真和实验。结果表明,在AKF下组合导航系统平均定位误差降低了10%,位置稳定性提升了7.4%,定位误差保持在0.07 m左右。基于AKF的RFID/SINS组合导航系统能够满足室内高精度定位导航的需求。

基于DSP F28335和CCS的捷联惯导实时解算

引言 惯性导航系统是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量的自主式导航系统。捷联式惯性导航系统则是将惯性器件直接固连在运载体上,惯性器件可以感应运载体的加速度和姿态等信息,且不受任何外部因素的影响,实现自主式导航[1-2]。对比传统的平台式惯导系统,捷联式惯性导航系统具有高度数字化的特点,通过计算机实现其导航平台的功能,数字平台替代物理平台,不仅降低了系统的体积。

旋转式光学陀螺捷联惯导系统的旋转方案设计

在光学陀螺捷联式惯性系统中,利用系统旋转补偿技术可对陀螺组件和加速度计组件的输出误差进行调制,从而抑制系统的误差发散,提高导航精度。通过分析惯性测量组件的误差模型和旋转式捷联系统误差传播方程,解释了旋转误差补偿的机理。针对惯性测量组件输出误差的特性,设计单轴正反转停和双轴转位的系统旋转方案。在摇摆状态下分别对无旋转、单轴和双轴三种方案进行长时间导航仿真,对旋转补偿误差的能力进行了比较。结果表明:旋转能够抑制长期的定位误差发散,在角运动状态下旋转系统能比无旋转系统保持更好的姿态精度。

捷联惯导惯性系动基座对准算法研究

针对船载等晃动基座环境,利用多级低通FIR数字滤波器和过渡的惯性坐标系,实现了惯性系动基座对准。分析表明,对准精度取决于等效的东向陀螺漂移大小以及FIR滤波器组的特性,该方法的对准时间长短取决于FIR滤波器组的阶次,并从原理上解决了大失准角问题。实验结果表明:惯性系对准新方案的对准精度与传统罗经方法精度相当,但新方法收敛更快,而且适用于任意失准角。

基于四元数法的捷联式惯性导航系统的姿态解算

载体的姿态解算算法是实现捷联式惯性导航系统精确导航的核心技术之一。分析了欧拉法、方向余弦法、四元数法求解姿态矩阵的优缺点,采用四元数法与方向余弦法两种解算方法分别计算载体姿态,两种方法的计算结果之差与理论真值比较以得到解算的相对误差,从而验证了四元数法的正确性和有效性。最后,指出提高采样频率和采用高阶计算算法能进一步减小姿态解算误差。数字化仿真与转台试验结果表明,本文提出的载体姿态解算法的理论数值相对误差为10-10%,测试实验相对误差为10-3%,计算时间为36μs,具有良好的实时性。

一种采用捷联惯导的采煤机动态定位方法

针对采煤机定位是三维体定位的情况,运用捷联惯导系统中三轴加速度计和陀螺仪对采煤机的实时线性加速度和实时角速度进行测量,得到采煤机在载体坐标系下的加速度和角速度。由于在载体坐标系下不能直接进行定位计算,故进行坐标变换,构建了采煤机在惯性坐标系中的导航方程,通过对加速度和角速度进行积分运算,获得采煤机位置和姿态数据。最后,在建立采煤机惯性坐标系导航模型的基础上,进行了采煤机惯性导航定位仿真分析。其结果表明,采用捷联惯导能够较好地实现采煤机动态定位。

摇摆基座上基于信息的捷联惯导粗对准研究

舰船的摇摆使陀螺无法测出地球自转角速度,无法根据陀螺和加速度计的输出直接计算出姿态阵。针对这一问题,提出了基于重力加速度的粗对准算法。该算法中,姿态阵分散成4个矩阵求取,所利用的信息为:摇摆基座姿态变化信息;重力加速度相对惯性空间随地球旋转引起的方向变化信息;地球自转信息;地理信息。算法的巧妙之处是应用惯性凝固假设,建立了基座惯性坐标系ib0,使舰体相对ib0坐标系的姿态阵初值成为单位阵,从而使姿态更新解算成为可能。仿真结果表明,在舰船横摇、纵摇、艏摇幅值分别为10°、7°和5°,周期分别为6 s、5 s和7 s,横荡、纵荡、垂荡幅值分别为0.02 m、0.03 m和0.3 m,周期分别为7 s、6 s和8 s的环境下,由50个样本确定的东、北、天向失准角的均值分别为2.01′-、1.38′和-0.20,°相对的标准差为0.26′、0.21′和1.3,°在此基础上完全可以实现精对准。

基于捷联惯导的采煤机定位定姿技术实验研究

针对煤矿井下"三机"自动化中的采煤机定位精度较低的问题,根据采煤机工作环境恶劣、空间封闭、干扰较多的特点,提出了一种基于捷联惯性导航(SINS)的采煤机位姿定位方法。该方法利用捷联惯性导航系统中的三轴加速度计和三轴陀螺仪实时测量采煤机的加速度和角速度信息,并根据四元数捷联惯导位姿解算方法解算出采煤机的实时位置和姿态信息,得到精确的采煤机运动轨迹,实现对采煤机的实时体定位。对定位平台进行仿真和利用综采工作面"三机"实验装置搭建采煤机捷联惯导定位实验平台进行实验,结果表明,采煤机捷联惯导定位系统能够准确跟踪基准轨迹,采煤机沿工作面方向运行20 m,位置姿态跟踪误差分别为0.5 m和0.7°,满足煤矿采煤机定位精度要求,该系统能够实现采煤机的实时精确定位。

捷联惯导系统的误差模型与仿真

为研究捷联惯导系统短时间导航精度,建立了导航误差数学模型,分析了惯性器件误差对系统导航精度的影响。应用捷联惯性导航原理,针对系统短时间导航的特点,简化了载体在导航坐标系的导航方程;由惯性器件安装误差与陀螺仪等效零漂经过方向余弦矩阵变换建立载体姿态误差方程;结合导航方程、姿态误差方程与惯性器件误差推导出载体速度误差与位置误差数学模型。在此基础上,建立了误差状态空间方程与误差模型框图。在Matlab/Simulink环境下建立了误差数学模型计算模块,用捷联惯导算法与误差模型共同解算地面150s导航试验数据。结果表明:导航系X轴的相对系统误差<20%,Y轴、Z轴的相对系统误差<4%,验证了误差数学模型的正确性。此外,分析了加速度计精度的变化对短时间工作的捷联惯导系统导航误差产生的基本影响。

陆用捷联惯导系统/里程计自主式组合导航技术

利用里程计辅助捷联惯导系统构成一种自主式组合导航系统.用捷联惯导系统解算出的速度和里程计所测量的速度之差作为观测量,利用闭环卡尔曼滤波技术进行误差估计与校正,并给出了仿真结果.仿真结果表明,该组合导航系统可有效地减小速率、经度和纬度、航向角和姿态角及航迹推算下的位置等导航参数的累积误差.

基于捷联惯导系统/差分全球定位系统的航空重力测量技术

地球重力场资源对促进大地测量学、空间科学、地球物理学、地球动力学、海洋学、资源勘探以及现代军事学的发展具有重要作用。在阐述了航空重力测量基本原理基础上,详细分析了基于捷联惯导系统的航空重力测量原理及其关键技术,以及我国航空重力测量技术发展的技术基础。

捷联惯导系统减振设计(英文)

机抖激光陀螺的捷联惯性导航系统结构设计的关键在于惯性测量单元(IMU)的减振设计。文章描述了一种IMU减振系统设计的方法,并在实际应用当中获得良好的效果。IMU减振系统的设计方法主要分为三大内容。首先是对减振系统中减振器的布局方案进行仿真分析,建立减振系统的六自由度振动响应模型,研究减振器布局方案的频谱特性,比较得到减振效果较优的减振器方案。然后针对获得的减振器布局方案,设计IMU结构框架和各向同性的减振器,并采用有限元的方法,对IMU的减振系统进行模态分析,获得IMU减振系统的前20阶模态频率和振型,用有限元仿真分析的方法来验证减振设计。目前这种IMU减振系统的设计方法已应用到某新型捷联惯导系统当中,减少了系统陀螺精度的降低。

大气辅助的SINS/GPS组合导航系统研究

高精度导航系统作为无人机自主控制的核心,已成为制约无人机性能提升的关键因素。SINS/GPS(strapdown inertialnavigation system/global positioning system)组合导航系统由于GPS信号易受干扰而无法满足无人机长时间稳定精确导航的需要。在分析大气数据系统特性的基础上,推导了捷联惯导与大气空速、高度误差模型,建立了SINS/ADS(air data system)量测方程,并设计了大气数据系统辅助的SINS/GPS松组合导航系统;针对ADS和GPS输出频率不一致的问题,提出了时间更新和量测更新分离的异步滤波算法。实际跑车验证结果表明,设计的系统能够在GPS受干扰的情况下有效提高系统的精度和稳定性,定位精度可以达到25 m。

舰载机捷联惯导自对准方案设计与仿真

舰船因风浪影响而产生大幅摇摆,使陀螺测量到的地球自转角速度信噪比大幅度下降,从而给舰载机的初始对准带来困难。针对这一问题,提出了利用惯性空间中地球重力加速度信息的捷联惯导自主粗对准方法,以及基于模糊自适应卡尔曼滤波的自主精对准方法。粗对准算法中采用了惯性凝固假设,建立了载体惯性坐标系ib0,使舰载机相对ib0坐标系的姿态阵初值成为单位阵,并将姿态阵分散为四个矩阵求解;考虑了舰载机的地理信息、地球的自转、对准初始时刻舰载机相对地球的相对位置,及舰载机相对ib0系的姿态变化等信息,使姿态更新解算成为可能,从而隔离了舰船晃动。精对准中设计了一种模糊自适应卡尔曼滤波器,有效抑制量测中含有的不确定性干扰。理论分析和仿真结果表明,该运动基座上捷联惯导自对准方法能有效地解决舰船系泊和等速航行状态下舰载飞行器的初始对准问题。

高空长航时无人机SINS/CNS组合导航系统仿真研究

根据高空长航时无人机的特点研究了SINS/CNS组合导航系统并进行了仿真。研究了分段定常系统(PWCS)的可观测性分析方法和基于奇异值分解的系统状态可观测度分析问题,并提出了一种改进的状态可观测度分析方法,在求状态变量的可观测度时,抛开了观测量,只利用可观测矩阵进行分析,然后将该理论应用到SINS/CNS组合导航系统中,证明了其合理性与可行性,进一步根据可观测度分析的结果对系统进行反馈校正,通过仿真结果证明导航精度得到了提高。