基于MEMS加速度计的无陀螺惯导系统

由于MEMS陀螺精度低、漂移大,使得MEMS陀螺和加速度计构成的微惯性导航系统(Micro-INS)的精度很低,导航定位误差发散很快,不能满足载体进行导航定位定姿的要求。而相对MEMS陀螺,MEMS加速度计精度较高,据此提出用MEMS加速度计来构成的无陀螺微惯性导航系统(Gyro Free Micro Inertial Navigation System,GFMINS),即通过将高精度的MEMS加速度计安放在载体非质心处,代替陀螺来测量载体角运动信息,实现在短时间内的载体角速度测量精度优于MEMS陀螺的精度,以满足某些短时间运行载体的导航定位定姿要求。最后,针对某型火箭弹的运动模型,对两种惯导系统进行了仿真,结果表明,由误差补偿后MEMS加速度计构成的无陀螺微惯导系统,在100 s内的导航误差等效于传统惯导系统中陀螺漂移0.1(°)/h的误差。

新型无陀螺捷联惯导系统导航方案设计及建模

针对传统无陀螺捷联惯导系统角速度求解复杂,解算效率低,惯性元件安装精度要求高等问题,提出一种新型的无陀螺捷联惯导导航方案,将8-UPS型并联式六维加速度传感器作为其惯性元件,直接测量出运载体的六维绝对加速度。基于矢量力学理论,推导了其惯导基本方程;通过数值积分运算来提取载体的线运动参量;运用空间几何理论建立姿态方程,实时更新捷联矩阵以获取载体的角运动参量,从而完成了导航建模与解算。仿真结果表明该系统能满足航行体中精度实时导航的要求,是有效可行的。与同类导航相比,该系统具有结构紧凑、解算效率高、物理模型误差敏感性低等优势。

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。

一种新的基于加速度计的无陀螺捷联惯性导航系统设计与实现

提高角速度解算精度是提高无陀螺惯性导航系统导航参数解算精度的主要途径。本文通过对基于加速度计的无陀螺惯性导航系统的基本方程进行分解分析,研究了提高角速度解算精度的所有可能的加速度计安装布局方案,并结合考虑各种可能方案的原理样机的机械加工难易程度后,设计确定了一种新的既能够提高角速度解算精度、又易于实现样机研制的9加速度计的设计安装方案,根据该方案研制了样机,编制了导航参数解算软件,对系统进行了实验测试,实验结果表明,在静态条件下,研制的无陀螺惯性导航系统1h的位置误差精度达到了1.5km,姿态解算精度达到了0.082°。

旋转弹导航系统研究

旋转弹自转角速度大,由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用,提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。根据无陀螺的测量原理,充分利用多个加速度计的冗余输出信息构建自滤波系统,抑制GFMIMU角速度误差的快速发散。为克服GFMIMU长时间工作姿态角误差的积累,采用磁强计与其进行组合导航;从解算精度与实时性考虑,基于四元数描述建立了该组合导航系统的状态方程和观测方程,并采用二阶插值滤波器进行信息融合。最后,对所设计的组合导航系统进行系统仿真,仿真结果验证了该系统设计方案的可行性。

GFSINS姿态角速度双路组合方案设计

针对无陀螺捷联惯导系统解算载体姿态角速度精度不高的系统瓶颈,分析现有的一种九加速度计配置方案角速度信息输出特征,提出通过改进解算方法,在载体上同时获取两套相对完整而独立的姿态角速度信息从而构成姿态角速度双路组合方案的设想,并且在该组合方案中引入反馈型自适应神经网络,通过设置合理的神经网络学习周期,提供更逼近真实值的加速度计输出,结合包含加速度计误差少、没有加速度计误差积累两种优点的姿态角速度辅助算法,以获得更高精度的载体姿态角速度输出,进一步提高无陀螺捷联惯导系统导航精度。仿真结果验证了该设计思想可行性,并且证明了角速度双路组合方案相对普通角速度解算方案在精度上的优势。

无陀螺微惯性测量装置

首先简要介绍了惯性测量装置及微惯性测量装置的特点及分类,指出了采用无陀螺技术设计微惯性测量装置的优势。并介绍了国内外无陀螺测量技术发展状况,提出了一种新颖的结构设计,推导了导航方程的算法,利用了多传感器的冗余信息对算法进行优化,降低了求解微分方程的累积误差,提高了无陀螺微惯性测量组合的导航精度,最后进行了仿真计算,验证了该方案的可行性。

一种简化的无陀螺惯导系统安装误差校准方法

通常,实现对加速度计安装误差的有效校准方法是"先方向后位置"的"二步法".为简化校准过程,提出了一种新的校准方法.该方法将加速度计安装方向和位置向量同时校准,分别节省了3次加速度计组合翻转,3次水平台调平.在计算机仿真中,经校准及补偿后的无陀螺惯导系统精度显著提高,仿真结果表明了该方法的有效性.

无陀螺系统构型安装误差标定及补偿方案分析

讨论了一种九加速度计构型安装误差的标定方法与补偿方法。根据九加速度计无陀螺惯性系统的安装方式,设计了一种能标定九个加速度计共45项构型安装误差的标定方法。针对九加速度计构型特点,给出了九加速度计导航误差的补偿方案,该方案能够用一个反馈系统表示。理论分析与仿真计算表明,在给出的标定方案中,方向安装误差标定精度较位置安装误差要高,而且转台角速度对位置安装误差的标定精度影响较大,对方向安装误差影响很小;补偿方案实现方便,能够补偿85%以上的导航误差。

基于MEKF的航天器姿态确定算法

乘性扩展卡尔曼滤波(Multiplicative Extended Kalman Filter,MEKF)方法被广泛应用于各种航天器姿态确定任务。针对任意参考坐标系,推导了姿态四元数的线性运动学方程和三分量姿态误差矢量的动力学模型,并分别设计了有陀螺和无陀螺两种姿态确定方案。系统研究了姿态敏感器常用的矢量观测模型,四元数观测模型以及欧拉角观测模型,设计了更具有一般性的MEKF滤波器,为航天任务中快速应用MEKF姿态确定算法提供理论参考和技术支撑。

一种准无陀螺惯导系统解算新方法研究

为了有效抑制随时间发散的无陀螺惯性导航系统(GFINS)的误差,提出了一种新的解算算法(GA6A法)。利用合理配置的6个加速度计和1个起辅助作用的低成本速率陀螺仪,形成一种新的准无陀螺惯性导航系统(NGFINS),通过加速度计组合的输出直接解算载体的角速度数值的绝对值,再利用陀螺仪决定角速度的正负性,从而可以使求解载体姿态和位置的积分次数分别减少1次。给出了新算法的理论推导过程,并对该算法进行了可行性和有效性仿真。当计算步长?t=0.01s,仿真迭代10000次时,采用该算法可使载体姿态角精度和位置精度提高70%以上。

单陀螺多加速度计捷联惯性导航解算方法

六加速度计无陀螺惯导系统误差随时间发散比较严重。为了有效提高导航系统精度,提出了一种单陀螺仪多加速度计(五加速度计)的捷联惯性导航解算方法。该导航解算方法通过合理配置5个加速度计和1个陀螺仪,可不经积分而直接解算角速度,完全消除了加速度计输出方程中角加速度项的影响,能使在姿态和位置解算时分别减少1次积分,从而有效抑制误差随时间发散。给出了单陀螺多加速度计捷联惯导姿态和位置解算原理的理论推导过程,并对该导航解算方法进行了仿真。在仿真时间为80 s时,与无陀螺惯导相比,该方法的姿态解算和位置解算精度均提高了60%以上。

无陀螺捷联惯导系统角速度解算新方法

针对无陀螺捷联惯导系统解算载体角速度精度不高的系统瓶颈,提出了两种新的角速度解算方法。基于一种九加速度计配置方案,利用比力方程解算得到的角加速度项、角速度平方项和乘积项,构造了两种角速度的辅助算法。此法避免了由于积分导致误差积累的同时,也避免符号判断、数据开方的过程。仿真结果不仅表明了两种辅助算法的可行性,而且在解算精度方面也优于积分法和开方法。

加权平均法在GFSINS角速度解算中的应用

针对积分法带来快速误差积累以及开方法存在大量开方运算和符号误判等问题,提出了将加权平均法应用到无陀螺捷联惯导系统(gyro free strapdown inertial navigation system,GFSINS)角速度解算中的新方法。基于一种改进的九加速度计配置方式,推导了两种传统角速度解算方法;采用基于多元统计理论的加权平均法,将积分法和开方法得到的两组角速度通过选择最优权数进行有效数据融合,得到一组误差更小的角速度。仿真结果表明,此方法不仅能消除迭代误差,而且其角速度解算精度比开方法提高了大约1.5倍。

惯性技术视角下动态重力测量技术评述(四):无陀螺惯性导航与重力梯度测量的融合

加速度差分式重力梯度仪与无陀螺惯性导航系统都采用一组在三维空间中布置的加速度计,二者在硬件配置和工作原理层面都具有紧密联系。从比力测量的空间差分公式出发,详细推导了重力梯度测量和无陀螺惯性导航系统共同的工作原理,指出当前对后者的研究中存在的忽略重力梯度的问题,并论述了二者的融合应用。

扩展Kalman滤波算法在GFSINS角速度解算中的应用

为提高无陀螺捷联惯性导航系统(GFSINS)九加速度计配置的角速度解算精度,文中提出使用扩展卡尔曼滤波算法,该方法更精确地估算出角速度的误差,并对角速度进行线性补偿。通过仿真分析表明,该方法可以有效地提高角速度解算精度。

无陀螺捷联惯性系统对导弹姿态测试的应用

针对导弹姿态测试及仿真问题,阐述了无陀螺捷联惯性系统的应用,并提出其在弹体姿态测试上的优势,重点分析了采用九加速度计组合对导弹各时刻加速度值的采集,并进行相应姿态参数的解算;并探讨了可以采用的最优化采样方法以尽可能真实地解算出导弹在各时刻的真实姿态。

无陀螺SINS加速度计配置与角速度解算方法研究

文中提出了一种新的由九个加速度计组成的无陀螺捷联惯性导航系统(GFSINS)的配置方案,给出了该加速度计配置的角速度解算方法,通过仿真分析了该配置方案的角速度误差累积。

加速度计横向误差对无陀螺捷联惯导的影响

现在,国内外越来越重视对无陀螺捷联惯导系统的研究,然而在解算惯性组合基本分量时把加速度计理想化了,忽视了加速度计横向输出对解算结果的影响,从而影响了无陀螺捷联惯导系统的制导准确度。将加速度计的横向输出带入了解算过程,与传统解算过程所得的结果比较,系统基本分量更加精确,对提高无陀螺捷联惯导系统的制导准确度有重大意义。

十加速度计GFSINS安装误差的标定及补偿

针对十加速度计系统构型中的安装误差,提出了一种误差的标定及补偿方案。通过理论和仿真分析了加速度计安装误差对无陀螺捷联惯导系统的影响。将十加速度计构型单元置于转台上,在2种不同转速下各进行3次翻转,利用加速度计输出可以一次标定出50个加速度计安装位置和方向误差系数。在转台转速分别为0.5,1.0rad/s时,最大的标定误差为12.2%,同时,安装位置误差的标定准确度随着转台转速增大而提高。采用先计算补偿后的加速度计输出,再解算角速度的方法进行安装误差补偿后,在200s时间内,角速度准确度比补偿前提高了一倍以上。