飞行器关键功能单元惯性测量组合的识别

在分析飞行器装备历史故障数据的基础上,充分分析在飞行器装备长期储存和维修保障过程中,造成危害的主要因素。利用加权方法建立评估模型,对飞行器装备的主要功能单元进行重要度优先级排序。然后结合蒙特卡罗方法,通过统计分析识别出惯性测量组合为关键功能单元,为逐步实施飞行器状态维修提供参考意见。

基于椭球拟合的微惯性测量组合现场快速标定方法

在静态随意放置条件下,微惯性测量组合中三个轴向正交配置的惯性器件所敏感矢量和为固定矢量。依据上述客观事实,提出了一种微惯性测量组合现场快速标定方法。在建立并优化微惯性测量组合标定模型基础上,通过基于椭球约束的最小二乘法拟合得到全部待标定参数,从而实现微惯性测量组合现场高精度标定,最后合理编排了微惯性测量组合现场快速标定方案。试验结果表明,该方法具有操作方便、省时、精度高,不依赖精密仪器提供方向基准和水平基准等特点,特别适用于短时间高精度微惯性测量系统,可显著提高其的实际使用精度。

基于联合基座的天文/惯性组合测量系统的静态标校方法

从联合基座出发,设计了方位基准传递系统,对天文/惯性组合测量系统进行方位标校。舰船在码头系泊状态下,在甲板坐标系内,通过简单的光学方法达到满意的标校精度。在方位基准传递系统中,通过电子经纬仪将舰船的方位基准(首尾线)传递给惯性平台,再经过光电准直仪,将方位基准传递给方位光学工装,最后经过光电准直仪将方位基准传递给天文经纬仪,完成了通过惯导平台的方位镜与方位光学工装实现了不同层甲板的方位标校。实际标校和对标校误差分析计算结果表明:总的标校精度约为5.66″,优于10″的精度要求,提高了系统安装精度。

MEMS微惯性测量组合标定技术研究

在介绍MEMS微惯性测量组合组成结构的基础上,根据MEMS陀螺和MEMS加速度计的输出模型,提出并推导了一种MEMS微惯性测量组合标定方法。利用该方法标定微陀螺的基本思路是:设置转台以速率方式运行,并且确定合适的旋转角速率间隔,使微惯性测量组合每个轴向的陀螺仪分别敏感不同的角速率,然后通过一系列计算,求解出待标定的零点偏置电压、刻度因子、交叉耦合系数及其对应的安装误差角。标定加速度计的方法类似,不同之处是设置转台以位置方式运行。理论分析和实验结果表明,利用本文所介绍的这种标定方法能够准确地将MEMS微惯性测量组合的输出电压值转化为对应的角速度和比力信息,为后续精确的姿态解算和导航计算奠定基础。

光纤陀螺惯性测量组合的数字温控系统设计

光纤陀螺惯性测量组合的测量精度会受到环境温度变化的影响。采用温度控制手段能够有效解决这一问题。提出了一种基于分级控制、分段控制和闭环控制思想的温控方案,并在此基础上设计了一种DSP+FPGA架构的数字温度控制电路,实现了温控电路的整体结构和工作流程,说明了以Fuzzy PID算法为核心的温度控制算法原理。试验结果表明,系统具有速度快、精度高等优点,为解决惯性测量组合启动后缩短惯性器件热平衡过程,迅速进入稳定工作状态提供了一种实用方法,也为类似的惯性测量组合温度控制系统提供了有益参考。

一种新的激光陀螺惯性测量组合标定方法

根据激光陀螺和石英加速度计的简化输出模型,推导并提出了一种新的激光陀螺惯性测量组合标定方法。该方法首先建立了一个与转台无关的机体坐标系,然后利用惯性测量组合绕6个不共面轴转动的输出值求解出激光陀螺的比例因子和安装方位;与此同时,根据6个转轴在竖直向上和竖直向下位置时的惯性测量组合输出值来确定加速度计在同一机体坐标系下的比例因子、安装方位和漂移。理论分析表明,与传统的标定方法不同,新方法对激光陀螺的标定结果受转台精度的影响较小,可以克服减震装置变形对激光陀螺标定的影响,从而实现中等精度转台对惯性测量组合的高精度标定。

MEMS惯性测量组合初始标定方法研究

为了降低MEMS惯性测量组合(IMU)的测试成本,提出一种借助于机器视觉技术标定MEMS惯性测量组合的方法。综合考虑了3个加速度计和3个陀螺仪的标定因数、零偏误差和安装方位误差因素的影响,建立了IMU数学模型。在外力的推动下,悬挂于2个屏幕之间的IMU作不规则运动,安装在IMU上的2根准直激光束在屏幕上生成4个指示光斑。借助于双目三维重构技术测量指示光斑在世界坐标系内的坐标,然后应用欧拉角算法确定载体坐标系相对于世界坐标系的旋转角速度向量和线加速度向量。求解IMU数学模型,确定模型中的待定参数。实验结果表明:该文给出的方法可以准确测量载体坐标系相对于世界坐标系的旋转角速度向量和线加速度向量。

一种新的无陀螺惯性测量组合标定方法

无陀螺惯性测量组合在角速率解算过程中不仅需要知道加速度计标定因数、零偏及实际安装方向向量,还需要准确获取加速度计的实际安装位置。针对上述特点,以加速度计输出模型为基础,提出并建立了一种广泛适用于各种无陀螺惯性测量组合的标定方法。该方法经转台位置和速率实验验证可以准确得到加速度计标度因数、零偏及安装误差,进一步提高了载体线加速度和角速率解算精度,从而为后续的姿态解算奠定基础。

无陀螺惯性测量组合研究现状概述

无陀螺惯性测量技术是利用加速度计代替传统的陀螺,构成无陀螺惯性测量组合实现制导的。结合国内外的研究成果,对NGIMU的研究状况进行了总结。分析讨论了多种加速度计配置方案,评述了相应模型的优缺点。最后对未来的研究趋势进行了展望。

捷联惯性测量组合快速位置标定

根据捷联惯性测量组合的测量误差数学模型,分析了在进行位置标定时地球自转角速度对惯性测量组合的陀螺仪和加速度计输出的影响。对惯性测量组合不同位置下的输出公式进行运算,抵消掉了含有方向的量,得出了捷联惯性测量组合的误差参数,从而提出了1种使用数据处理方法无需精确对北的快速位置标定法。实际标定实验表明:应用该方法可以缩短测试时间,降低测试成本。

基于TEAMS的惯性测量组合测试性建模与分析

惯性测量组合(IMU)是飞行器控制系统中的核心部件,其结构复杂、精度要求高,是故障率最高的部件之一。基于TEAMS平台建立某惯组系统的多信号模型,并对其测试性进行分析与评估,针对固有测试在故障定位和诊断中存在的不足,提出两种测试点的改进方案。分析结果表明:改进后的IMU测试性得到了显著提高,基于多信号模型的测试性分析与评估方法对增强装备保障能力是有效的。

无陀螺微惯性测量组合的优化算法研究

无陀螺微惯性测量组合是利用线加速度计在空间的组合解算出载体的角速度 ,同时测量载体的轴向加速度 ,构成惯性测量组合 ,应用该方法可以设计出适用的中等精度惯性导航系统 .在国外学者研究的基础上改进了 9加速度计的模型 ,提出一种新颖的解算算法 ,抑制了迭代误差 .该算法利用传感器的冗余信息直接求得所测量的角速度的绝对值 ,及时修正微分方程的解 ,减少了解微分方程组所带来的累积误差 ,降低了惯性测量组合的漂移 .

基于数据融合理论的无陀螺微惯性测量组合算法研究

在国外学者研究的基础上改进了无陀螺微惯性测量组合的模型,提出一种新颖的解算算法,采用基于假设检验理论的数据融合理论对传感器的冗余信息进行解算,抑制了迭代误差,提高了解算精度。经过仿真计算验证该方案的可行性。该算法有效地利用了传感器的全部信息,使导航精度提高了近一个数量级,从而为无陀螺微惯性测量组合的实用化奠定了理论基础。

一种用微型惯性测量组合进行三维位置测量的方法

研究了微型惯性测量组合的一种新的应用 ,即应用微型惯性测量组合进行三维位置的测量。详细介绍了应用微型惯性测量组合进行三维位置测量的方法 ,给出了陀螺角速度提取、转换矩阵求解、三维位置计算、姿态角求取等具体过程 ,在选取惯性级器件并尽量减小测量时间的情况下可以得到较为满意的结果。该方法在大型复杂工件的在线加工制造、测量标定等方面具有明显的应用前景。

一种基于惯性测量组合的弹箭飞行姿态测试方法

在弹箭飞行遥测中,采用基于MEMS传感器的惯性测量组合(IMU)来测试弹箭飞行姿态数据,该方法构成的测试系统体积小、抗过载高、功耗低、数据处理简单直观可靠、对弹载结构改动不大且成本低。给出了该测试方法原理以及四元数解算方法,并对四元数初值进行了分析,在此基础上给出了仿真计算结果。

MEMS微型惯性测量组合的标定

由于MEMS器件的特殊性,在使用前必须进行标定。在MEMS器件误差数学模型的基础上,根据MEMS微惯性组合的十二位置标定方法,标定MIMU加速度计和陀螺仪的零偏稳定性和安装误差角,并将该方法应用于某MIMU的实验室标定中,验证了该标定方法的可行性。根据实验结果,对加速度计和陀螺仪的输出进行快速补偿,能进一步提高MIMU的姿态解算和导航精度。

加速度计的交叉耦合对无陀螺惯性测量组合影响的研究

研究了加速度计的交叉耦合系数的大小对惯性测量组合的影响,推导了存在交叉耦合系数时的惯导方程,从方程中可以看出交叉耦合系数对导航精度的影响,最后通过仿真验证了这种影响。该文的研究为无陀螺惯性测量组合的实际应用奠定了基础,并对加速度计的选用具有一定的指导意义。

基于PC/104总线的捷联惯性测量组合数据采集系统

针对导弹捷联惯性测量组合的输出特点,基于嵌入式PC/104总线和可编程定时/计数器82C54芯片,设计了一个惯性测量组合数据采集系统,并利用复杂可编程逻辑器件(complexprogrammablelogicdevice,CPLD)设计了数据采集的接口电路,实现了对捷联惯性测量系统输出数据的动态、实时采集。实验证明,该采集系统方案是可行的,达到了设计要求。

捷联惯性测量组合标定的仿真研究

本文对卡尔曼滤波在捷联惯性测量组合标定中的应用进行了研究 ,提出了一种辨识激光陀螺和加速度计静态误差的在线正交标定方案 ,并在不同滤波条件下进行了仿真验证 。

自适应卡尔曼滤波在惯性测量组合误差补偿中的应用

惯性元件误差是捷联惯导系统的主要误差源,必须在导航过程中加以补偿。根据机动目标跟踪理论和惯性测量组合动态模型,分别建立状态方程和观测方程,利用机动频率自适应的算法进行卡尔曼滤波,以此达到惯性测量组合动态误差和随机误差补偿的目的。仿真结果说明该方法可行有效,优于传统的误差补偿算法,能较好地提高系统导航精度。