基于MCU的加速度计线性误差补偿方法

为了提高加速度计的线性度,实现对加速度的精确测量,采用MCU(单片机)系统.在建立加速度计线性误差数学模型的基础上,给出了利用MCU软件实现线性补偿的方法,并在硅桥式半导体加速度计上进行应用,结果表明加速度计的线性度提高了一个数量级,因此采用MCU实现加速度计的线性补偿是非常有效的.     

航姿参考系统的改进杆臂效应补偿方法

振动环境下叠加在航姿参考系统（AHRS）加速度计敏感轴上的杆臂效应会对加速度计测姿精度造成极大的影响.本文对杆臂效应处理算法中的低通滤波法和力学补偿法进行分析.低通滤波法滤除杆臂效应会有整流误差残存.力学补偿法对杆臂效应中向心加速度项的补偿受限于陀螺测量精度,对杆臂效应中切向加速度项的补偿会因为直接对角速度微分求取角加速度造成误差激剧放大.针对低通滤波法与力学补偿法各自存在的不足,提出一种改进的杆臂效应补偿方法.对杆臂效应中的向心加速度项的补偿,设定角频率阈值作为判定值.在低于给定角频率阈值工况下采用低通滤波法,而在高于给定角频率阈值工况下采用力学补偿+低通滤波法.对杆臂效应中的切向加速度项的补偿,提出2种多加速度计构型,根据加速度计构型中各加速度计输出值,构造解析公式求解角加速度,避免直接微分法造成的误差放大.通过对改进补偿方法的理论推导、分析和仿真,并与低通滤波法和力学补偿法相对比,改进补偿方法显著地提高了杆臂效应误差补偿精度.     

四旋翼微型飞行器设计

针对常规无人飞行器尺寸较大,无法适用于室内狭小空间飞行的问题,设计了一种四旋翼微型飞行器.建立了微型飞行器的动力学模型,介绍了组成飞行器的相关硬件.构建了由三轴陀螺仪、三轴加速度计和三轴磁力计组成的姿态测量系统,给出了姿态解算的具体步骤.使用了互补滤波器对陀螺测量误差进行矫正,并给出了互补滤波器融合系数的确定方法.采用基于欧拉角反馈的PID控制器进行姿态控制,无需建立复杂的控制系统模型.该飞行器最大尺寸15 cm,重量22g,可垂直起降和悬停,适用于狭小空间的侦察任务.     

角加速度边界层观测器设计

针对机电系统中存在的非线性摩擦、干扰力矩和负载变化等不确定因素,以离散角位置输出作为观测器的输入信号,研究基于滑模控制的角加速度边界层观测器设计方法.在详细分析边界层观测器结构基础上,通过设计滑动模态,给出观测器控制量的确定方法,并分析影响观测器性能的主要参数及其设计原则,结合具体的机电控制系统,设计角加速度边界层观测器.实验结果表明,在非线性扰动条件下,设计的角加速度边界层观测器可实现角加速度信号的快速准确估计.     

无陀螺惯性测量组合实验系统设计

无陀螺惯性测量组合(Non-gyro InertialM easurem entUn it-NG IMU)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.针对目前多种加速度计配置方案,提出NG IMU九加速度计配置方案,该方案直接得出角加速度表达式,有效避免了求解微分方程组.在推导了导航参数计算数学模型的基础上,在国内率先组建了实验系统,设计了数据处理电路,并且进行了角度测试实验.实验结果表明,该系统可以真实反映角度变化趋势,准确描述姿态信息,方案正确可行.     

采用滑块和RSB的太阳帆姿态控制

本文研究以滑块和滚转轴稳定条RSB(Roll Stabilizer Bars)作为执行机构的太阳帆航天器的姿态控制,分析了姿态控制机构的物理模型,利用欧拉方程建立了太阳帆的姿态动力学模型.针对此类模型,设计了太阳帆航天器三轴姿态控制系统,通过数值仿真研究了三轴姿态控制的短期响应特性.最后以中科院空间中心提出的SPORT...     

四阶Sigma-Delta微加速度计系统设计与分析

为了降低Sigma-Delta（ΣΔ）微机械加速度计量化噪声,提高系统分辨率,完成了一种单环四阶ΣΔ微加速度计的分析与设计,建立了系统的线性模型,并在此基础上,采用根轨迹法分析了系统稳定性.理论分析表明所建立的四阶ΣΔ微加速度计系统在噪声特性、死区、空闲音方面都具有优良的特性.在系统级的分析与讨论基础上,实现了传感器接...     

基于加速度信息的光轴稳定控制

将惯导原件加速度计应用于伺服系统的复合控制中,进行了基于加速度信息的等效复合控制实验研究。实验结果表明,在方位伺服系统以最大角速度50°/s、最大角加速度30°/s2工作时,引入加速度信息后,最大稳态跟踪误差为1.08′,精度提高了近6倍。     

基于DSP的微型直升机主动旋翼控制系统硬件设计

针对共轴双桨直升机主动旋翼控制的工作原理及其硬件设计方案进行了介绍.该系统主要由三轴加速度计ADXL345和三轴陀螺L3G4200D及TMS320F28335 DSP组成捷联惯导系统.并在捷联惯导姿态控制中增加了旋翼受力反馈环路,提高了惯导对外界扰动的响应速度.通过实验验证,该系统对于提高悬停稳定性和高度控制响应速度具有较好的效果.     

空间飞行器大角度姿态机动控制能量优化

空间飞行器姿态控制系统以开关式小推力器为执行机构, 为实现该飞行器在执行Rest-to-Rest大角度姿态机动任务的过程中消耗燃料最小化,从姿态控制律设计和姿态机动指令设计两方面出发进行能量优化.首先, 给出了空间飞行器6个脉冲式姿控发动机布局, 建立了用四元数描述的空间飞行器大角度姿态机动非线性控制系统的数学模型.在此数学模型的基础上,设计了一种空间飞行器三轴大角度姿态机动非线性PD控制律,并用Lyapunov方法证明了非线性姿态控制系统的稳定性.设计了三轴姿态控制中6个脉冲式姿控发动机的分配逻辑.为了配合开关式小推力器以脉冲宽度调制方式近似输出连续型控制量并减少燃料消耗,在非线性PD控制律中引入了3个开关门限,并应用粒子群与遗传算法优化选取这些开关门限.在Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计中,提出了一种令欧拉角匀速变化的角速度和四元数指令规划方法,提高了姿态控制系统的瞬态响应品质,并相对于阶跃型指令明显减少燃料消耗.结果表明,数值仿真验证了非线性控制律的开关门限设计,以及Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计在减少燃料消耗方面的有效性.     

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空间的组合解算法载体的角速度，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，提出一种新疆的解算算法，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度速度的绝对值，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，经过仿真计算验证了该方案的可行性。     

激光电视同步技术的研究

目前多数激光电视采用的控制方式对多面转镜的角度分割精度和转速的稳定性要求过分苛刻,制作难度极大。本文提出了一种新的控制方案：在视频输出和光调制器间设置内存缓冲,将视频信号以帧形式存储,存储器的每个单元与屏幕上的像素是对应的关系,扫描头的转镜和摆镜方位也确定了该位置像素数据在存储单元的地址。电子单元将该地址的存储单元数据信号读经Ｄ／Ａ换为电压信号,送至光调制器调制光强。采用这种茶方式,极大降低了光学扫描系统的制作难度。     

无陀螺捷联惯导系统角速度解算方法的研究

无陀螺联捷惯导系统采用加速度计输出的比力代替角速度陀螺仪来解算载体角速度。本文提出了加速度计的３种安装方案,给出了每种安装方案载体角速度的解算方法,并分析了它们的精度。     

两轴扫描镜数学模型的建立与简化

在分析扫描镜机械装置动能的基础上,利用力学拉格朗日方程推导出更为准确的运动方程。这是一个具有复杂非线性和强耦合的装置,确定了由该机械装置组成的闭环系统的稳定性,对机械装置非线性运动方程进行了线性化与简化处理,所给出的数学模型可作为设计扫描镜控制器的基础。     

采用线性模型的惯导平台测试方法

针对惯导平台非线性测漂模型的缺点,提出了以惯导平台加速度计输出为观测量的线性化测漂模型.给出了一种利用三轴转台对平台测试的6位置测试方案.该方案由高精度三轴伺服转台提供测试位置,并使惯导平台与转台闭环工作,处于惯性稳定状态.转台的应用提高了多位置测量时平台测试的位置精度.建立了包含陀螺仪漂移、加速度误差系数等在内的平台模型,利用最小二乘算法对线性化模型误差参数进行辨识.仿真结果表明,辨识方案是可行的.     

基于扩展卡尔曼滤波的无人直升机姿态解算

针对某型无人直升机飞行过程中振动较大,姿态难以精确获取的问题,采用扩展卡尔曼滤波技术进行解算. 该方法以惯性测量单元的角速度和加速度的比力作为输入,并通过振动数据的融合,实时获取姿态信息,有效降低了无人直升机振动对姿态精度的影响. 仿真和实际飞行验证了该方法的有效性.     

基于MATLAB的机载激光雷达扫描机制的研究

机载激光雷达扫描系统中常用的机械扫描机制,一般分为棱镜扫描方式、高速偏转镜扫描方式以及双振镜扫描方式。首先,基于不同方式的扫描机制,分别建立其数学模型。其次,分别应用Matlab对机载激光雷达扫描轨迹进行模拟仿真。最后,基于模拟仿真结果,总结了常用机械扫描机制的特点及其适用范围,为不同环境下的雷达扫描方式选择提供依据。     

Novel scheme of high precision inertial measurement for high-speed rotating carriers

In order to satisfy the requirement of high precision measurement in a high dynamic environment, a kind of gyro aided multi-accelerometer inertial measurement unit (GAMA-IMU) with six accelerometers and two gyros (6A2G) was proposed in this paper. The available configurations have the problem of low measurement precision in a high dynamic environment due to channel coupling. The three channels were decoupled when calculating the angular velocity in the proposed configuration. The yawing and pitching angular velocity were directly measured by gyros, while only the rolling angular velocity was obtained by the GAMA-IMU indirectly from the rolling angular acceleration and quadratic component of rolling angular velocity. Then a single channel rolling angular velocity calculation model was established and the extended Kalman filter (EKF) was used to do state estimation. Simulations were carried out and results indicated that the calculation precision of the proposed 6A2G configuration could meet the demand of high precision measurement for a high-speed rotating carrier.     

位标器陀螺及控制

研制出一种双色红外、毫米波复合制导陀螺并研究了其控制方法.利用球形静压气浮轴承支撑外转子,利用光纤和波导管分别将红外信号和毫米波信号传输到陀螺后部进行处理,利用定子线包进行非接触角度测量,可以实现复合制导和扫描、跟踪控制,最大跟踪角速度为16(°)/s.