基于DSP 的地磁陀螺组合测姿系统

为解决弹体姿态控制能力问题,对基于DSP的地磁陀螺组合测姿系统进行研究,将三轴MEMS陀螺与地磁组合成样机,基于旋转矢量法姿态算法和TMS320F28335进行数据处理,并进行转台试验,解算出不同转速下的滚转角并进行误差分析。试验结果表明:该方案能够实时、准确、稳定地处理陀螺和地磁信号并解算出姿态结果,满足姿态控制的要求。     

捷联惯导系统姿态算法实现及工程应用

对适合工程应用的捷联惯导系统姿态算法进行分析,在随机干扰、陀螺漂移以及分辨率误差条件下进行了仿真,对姿态算法的精度和抗干扰性进行了考核,确定陀螺的指标和系统姿态算法,对系统进行了标定,将龙格库塔算法应用在捷联惯导系统工程样机中,完成了捷联惯导系统工程样机的建立。     

光纤陀螺捷联惯导系统速度算法的改进研究

划桨误差的确定与补偿是影响高动态、恶劣振动环境下捷联惯性导航系统速度计算的重要问题。传统的捷联速度算法一般是基于陀螺的角增量信号和加速度计的速度增量信号。当应用于输出为角速率的光纤陀螺捷联惯导系统时就受到局限。针对光纤陀螺捷联惯导系统输出为角速率和加速度的情况,提出了一类新的划桨误差补偿算法,并进行了优化,给出了算法的划桨误差表达式,并进行了仿真分析。结果表明,新的算法精度较传统算法有显著提高。     

一种大动态惯导技术在旋转弹上的仿真与实验研究

针对大动态环境下旋转弹的特点，在无陀螺惯性测量系统的基础上，采用一种基于MEMS双陀螺多加速度计的捷联惯导方案。该方案可以克服单纯加速度计的惯导方案对加速度测量和安装精度的苛刻要求，实现对弹轴方向角速度的解算。计算机仿真结果表明，导航解算的误差可以满足旋转弹的精度要求。在仿真分析基础上，给出了一种面向炮弹系统．基于FPGA双核处理器结构惯导系统的硬件实现方案。     

激光捷联惯测装置多位置寻北方案

文中将激光捷联惯测装置作为敏感元件．利用激光陀螺敏感地球自转角速率在载体坐标系各轴的分量．加速度计敏感地球重力加速度计在载体坐标系各轴的分量．通过在多位置对激光捷联惯测装置静止采样．解算出系统的方位角．实现激光捷联惯测装置的寻北。     

角速率输入下捷联航姿算法研究

文中针对工程实际中陀螺输出的角速率形式，研究了锥运动条件下捷联惯导系统姿态计算中旋转矢量双子样、三子样法和四元数法，并提出了一种改进双子样法，对各算法的漂移误差进行了仿真分析。仿真结果表明在角速率输入情况下改进双子样法的精度优于其他算法，是一种较理想的高精度捷联航姿算法。     

信息融合在捷联航姿系统中的应用

在捷联式航姿系统的软件算法设计过程中,为了减小航姿解算过程中因陀螺漂移等因素造成的随时间推移而积累的姿态误差,采用了基于磁罗盘、加速度计和速率陀螺三种传感器的信息融合技术,从而实现了对姿态积累误差的不定时修正.对基于该融合算法的捷联航姿系统进行了多次静态试验和跑车试验,并以国外某型高精度光纤/GPS组合系统为基准进行了精度考核,试验结果表明设计的航姿系统动态姿态精度为±1.0°,从而验证了融合算法的有效性.     

无陀螺的GFSINS/GPS组合导航新方法研究

设计了一种可行的加速度计配置方式以构成无陀螺捷联惯导系统(GFSINS)，并将GFSINS与GPS构成组合导航系统，提出了组合导航系统的实现方案和组合算法。实验仿真结果表明，与无陀螺捷联惯导系统相比．该组合导航系统的精度和容错性能显著提高。     

基于机载捷联惯导计算导弹初始姿态的算法

随着惯导技术的发展,机载主惯导逐渐用捷联惯导替代平台式惯导,由此带来了火控系统计算导弹姿态算法的变化。本文研究了惯性导航系统算法,总结出基于机载捷联主惯导的导弹姿态算法。通过仿真验证,该算法计算精度满足要求,可以用于空空导弹导航系统初始化。     

双IMU/DGPS组合相对测姿系统同步方法研究

双IMU/DGPS组合相对测姿系统应用于动态载体上两点之间的相对姿态测量,该系统使用DGPS的速度和位置信息分别与主惯导系统和从惯导系统的导航信息进行组合,并解算两惯导系统的相对姿态.针对组合测姿系统对于同步的要求,提出了以惯导系统内石英晶体振荡器作为时间基准的数据同步方法,并进行了半实物仿真试验.试验结果表明,该同步方法可使双惯导系统间的数据同步误差从10ms减至100ns以下.同步精度满足要求,并具有很高的可靠性.     

基于磁强计和陀螺的弹箭飞行姿态测试方法

提出了一种基于磁强计和陀螺的弹箭飞行姿态测试方法。利用地磁测量、陀螺测量和卡尔曼滤波器来解算姿态角的算法。设计一种基于地磁和陀螺的姿态测量系统,利用组合样机在三维无磁性转台上采集数据,分析和处理了实验数据,对卡尔曼滤波器进行了测试。结果表明:该算法可用于旋转飞行体的姿态测量。     

陀螺角速率输入下的姿态算法比较

传统姿态算法大都是建立在陀螺角增量输入基础之上的,直接应用于角速率陀螺组成的捷联惯导系统中时,存在着由于要提取角增量而使算法精度下降的问题。本文介绍一种能够同时利用角增量和角速率的旋转矢量改进算法,大幅度提升了算法性能;并针对角增量提取过程精度不高的情况提出了一种新的算法。     

基于角增量提取改进算法的旋转矢量法

旋转矢量法应用于角速率陀螺时,将角速率转化为角增量产生了较大误差,为使旋转矢量法有效地应用于角速率陀螺的姿态解算,该文提供了一种改进的三子样旋转矢量法。该方法在经典三子样角增量提取算法上,增加了前后各1／3周期的节点,使得采样值更加有效利用。在不增加区问子样数的前提下,使每个有效节点至少被使用5次,大大降低了角速率向角增量转化的误差。仿真结果表明,该算法可以有效应用于角速率陀螺。     

角速率输入下的姿态算法设计

传统的捷联惯导姿态算法以陀螺角增量输入为基础，但是有许多陀螺输出为角速率，若由角速率提取角增量则会带来很大的算法误差。为此，设计了一种仅使用角速率做输入的旋转矢量算法，并给出了圆锥误差表达式。仿真表明。算法具有较高精度，可显著减少运算量，提高系统输出响应速度。     

基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方法

传统惯性与星光组合通常需要将惯性系下的星光姿态信息转换到导航坐标系进而与惯性导航系统进行姿态组合,由于姿态信息转换过程中通常需要引入地理位置信息实现转换,从而不可避免地引入转换误差,无法充分发挥高精度星光姿态信息对惯性导航误差的修正作用。考虑到陀螺原始输出信息和星光姿态信息均能直接在惯性参考坐标系下测量获得,设计了一种基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方案。通过建立基于惯性系下陀螺误差估计修正的惯性与星光组合导航数学模型,直接在惯性系下对陀螺漂移误差进行在线开环跟踪估计;通过对陀螺误差实时修正,能够有效减小由于陀螺漂移所带来的惯性导航系统解算误差。仿真结果表明,该方案能够有效估计出陀螺的漂移误差,进而有效提高了惯性导航系统精度。     

星敏感器辅助的捷联光纤航姿误差在线估计方法研究

提出了一种基于星敏感器辅助的舰载光纤捷联航姿系统（SAHRS）误差在线估计方法,以初始时刻舰船惯性坐标系为参考系,直接以星敏感器输出惯性姿态为基准,估计陀螺仪的常值漂移;在舰船系泊状态下,以重力矢量在惯性空间的投影为基准,利用比力的积分量构建观测值,估计加速度计零偏。该方法无需拆卸系统,陀螺与加速度计误差估计完全分离,估计收敛速度快、实时性好。仿真结果表明：该方法可实现在静止基座和摇摆基座条件下捷联航姿陀螺仪常值漂移及水平加速度计零偏的在线估计,估计精度分别优于0.02°/h和50 μg.     

减小动态误差的捷联系统姿态算法研究

针对陀螺输出信号的两种不同形式 ,以圆锥运动条件下的圆锥误差和计算量为指标 ,对捷联惯导系统姿态计算中的旋转矢量算法和旋转矢量迭代算法进行了研究 ,分析了由角速度提取角增量的方法对旋转矢量算法精度的影响 ,提出二子样迭代算法不如单步的三子样算法优越。     

辅助信息源短时失效下的捷联惯性基组合导航算法

捷联惯性基组合导航中,辅助信息源短时失效会导致组合精度降低,对此提出高斯过程回归辅助捷联惯性基组合导航算法。该方法利用经过组合导航闭环校正的捷联惯性导航系统速度输出作为高斯过程回归的训练输入集,辅助信息源的速度输出作为训练输出集,在未发生失效时对高斯过程回归进行训练,辅助信息源失效时利用高斯过程回归预测辅助信息源输出以实现组合滤波量测更新。在实测实验中,利用低精度微机电系统/全球定位系统组合车载数据,比较所提算法与传统算法在失效情况下姿态、位置和陀螺常值漂移估计效果。结果显示：在60 s的短时失效情况下,所提算法纵摇、横摇、位置估计效果提高90%左右,航向估计提高70.7%,东向、北向陀螺漂移估计分别提高10.3%,10.8%,证明所提算法可以有效地解决组合导航中辅助信息源短时失效问题。     

激光陀螺捷联惯性导航系统解析对准误差特性分析

为使惯性器件精度满足初始对准要求,对激光陀螺捷联惯性导航系统初始对准的误差特性进行了分析。从解析对准法的增量计算公式出发,采用扰动法推导了惯性器件测量误差带来的对准失准角及其随机特性,并根据姿态角与姿态矩阵之间的关系分析了对准失准角带来的姿态角误差。通过仿真和试验对理论分析结果进行了验证。研究结果表明：对准误差均值取决于惯性器件的常值误差和载体姿态,与对准时间无关;对准误差标准差和惯性器件的随机游走系数与载体姿态有关,且与对准时间的平方根呈反比。     

液体动力陀螺仪快速启动系统稳定性分析

液体动力陀螺仪是远程简易控制火箭姿态控制系统的关键敏感元件。文中给出了一种新的电磁控制方案，在火箭弹发射准备阶段，使陀螺轴快速趋近于弹轴并对其进行跟踪。借助液体动力陀螺仪的信号检测线圈给出陀螺惯性轴相对于弹轴的离轴角信号，经适当变换后送至电锁控制线圈，即可产生电磁控制力矩，促使陀螺轴向降低离轴角的方向进动，从而使发射后陀螺仪能正确感受弹轴的方向变化。导出了控制系统的理论模型，并使用李亚普诺夫直接法研究了系统的稳定性，给出了控制系统的稳定条件；同时就弹轴摆动对陀螺惯性轴的影响进行了仿真研究，仿真结果验证了算法的有效性。