提出了一种基于连续匹配的航向解算与组合导航算法,实现了利用小视场角制导相机解算航向,为无人机提供了一种低成本的航向量测与组合导航方案。首先基于连续匹配得到的本质矩阵计算出姿态增量,然后通过首帧姿态矩阵与联合标定矩阵计算出当前帧的航向角,在此基础上基于惯性导航姿滤波设计了MEMS导航解算与视觉连续匹配的融合算法。最后为验证所提算法的精度与计算效率,搭建了惯性/视觉组合装置及挂飞试验系统。飞行试验结果表明,针对像元数为1 920×1 080的相机在80~200 m相对高度飞行过程中,匹配成功率达到99.6%,0.5 h航行中航向计算精度优于0.21°,更新频率优于20 Hz,与传统方法相比具备较高的匹配成功率、航向计算精度,并具有更低的时间耗费。
在动基座传递对准过程中,主、子惯导间的挠曲变形是影响子惯导对准精度的主要误差因素。传统的传递对准方法通常将挠曲变形等效为经验的马尔可夫模型,当实际的挠曲变形与经验模型的匹配度较低时,便会导致传递对准精度下降。为此,提出了一种不依赖于挠曲变形经验模型的高精度传递对准方法。首先,推导并建立了挠曲变形与主/子惯导陀螺仪测量的角速度之间的内在关系,利用主/子惯导陀螺仪测量得到的角速度信息,直接计算得到挠曲变形的粗略值;其次,推导了挠曲变形的计算误差与陀螺仪误差之间的耦合关系,建立了一种不依赖于挠曲变形经验模型的新型传递对准系统模型;进而,利用最优估计算法对挠曲变形的计算误差进行精确估计与补偿。仿真验证表明,所提方法能够精确补偿复杂的挠曲变形,从而实现高精度的动基座传递对准。
光纤陀螺(FOG)作为一种高精度角速度传感器,在惯性导航、定位定向和姿态控制中扮演着至关重要的角色。然而,光纤陀螺光路热致零漂误差是限制陀螺精度提升的关键因素之一。通过分析Shupe效应、Mohr效应及交扰效应,解释了热致零漂误差的产生机理;从内因(几何对称性和物理对称性)和外因(环境影响和物理场激励)两方面归纳了影响零漂误差的不同因素;进一步讨论了对内因和外因的关键因素(如光路的应变和温度分布)检测的布里渊光时域分析(BOTDA)技术、光频域反射(OFDR)技术以及拉曼光时域反射(ROTDR)技术的研究现状;最后介绍了光纤环绕制工艺的优化、特种光纤的应用、尾纤长度的调整以及温度补偿技术等多种抑制热致零漂误差的措施和方法。上述研究为恶劣环境下导航级光纤陀螺测量精度和环境适应性的进一步提升奠定了基础。
面向长航时、高精度的自主导航技术需求,系统梳理光学陀螺旋转调制惯导系统的发展历程及关键技术现状具有重要的现实意义。首先,基于惯导系统误差特性,阐述了旋转调制技术的基本原理。其次,系统回顾和梳理欧美等西方国家旋转惯导系统发展历程,分析了系统发展演变后的技术逻辑,总结了我国旋转惯导系统的研制现状。最后,立足于提高系统自主导航精度,从旋转策略优化、误差标校、初始对准3个方面分析了旋转惯导系统需解决的关键技术及研究现状。在总结光学陀螺旋转调制惯导系统及关键技术发展基础上,针对后续旋转惯导系统研究提出了几点思考,为高精度自主导航技术研究提供参考。
异源景象匹配作为一种重要的辅助导航手段已经被广泛研究,但受到异源图像对之间非线性辐射失真和几何变形的影响,实现异源图像的匹配仍然是一项具有挑战性的任务。为了解决这些问题,提出了一种具备旋转和尺度不变性的异源景象匹配方法以同时估计异源图像对之间的旋转、尺度和位移变化。首先,基于图像局部的结构关系,利用局部自相似描述子进行特征描述以抵抗非线性辐射差异和局部变形的影响。再结合对数极坐标变换将图像整体的旋转和尺度变化正交展开并分别在笛卡尔坐标系上表示。最后,利用位移估计以及旋转和尺度估计的连续性,构造了一个五维特征描述符,并利用相位相关方法同时估计图像的旋转、尺度和位移变化量。在3种常见类型的异源图像匹配任务上进行的实验表明,文中的方法相较于当前其他先进的方法,在匹配正确率方面至少能提高4.5%,这突出了其在异源景象匹配领域的有效性。
为了满足先进旋转调制惯导系统对转位机构的高控制精度要求,以及弥补传统PI控制无法兼顾动态响应和稳态误差的缺陷,设计了一种结合了饱和校正的模糊-PI复合控制方法。该方法布置在传统三闭环控制中的位置环,以位置误差以及位置误差变化率为输入,通过不同状态下配置相对合理的控制策略,可以兼顾模糊控制和PI控制的优点,实现对系统的精准调节。同时,引入的饱和校正技术可以有效抑制PI控制器积分项的过渡累积,从而减少了控制器在长期运行过程中可能出现的累积误差,提高了系统的稳定性和控制精度。该控制方法在某型号平台式旋转惯导装置上表现出色,实际测试结果表明,系统的稳态精度可以稳定控制在±5″内,响应时间可以控制在5 s以内,可满足高精度转位控制的需求。
半球谐振子驻波精准矢量检测与激励是实现速率积分半球谐振陀螺的关键。文中提出了一种基于正交方位振动信号同步检测激励的速率积分半球谐振陀螺双通道同步测控方案,并通过实物实验对该方案的有效性进行了验证。首先,优化了谐振子驻波解调方案;其次,设计了适用于双通道同步测控模式的速率积分半球谐振陀螺多回路控制方法,实现了驻波的频率跟踪和幅度、正交控制,并加入角位置预测方案,保证了检测、驱动的同步性;然后,针对FPGA浮点数运算能力弱及参数调试和算法优化困难等问题,设计并实现了基于“FPGA+DSP”的双数字核心架构半球谐振陀螺控制电路。该电路在保证测控系统时序特性的同时,提高了系统的运算精度和编译效率;最后,利用实物实验对所设计的半球谐振陀螺多回路控制方法进行了验证。实验结果表明,文中设计的双通道同步测控系统有效实现了半球谐振陀螺速率积分控制模式,陀螺角速率输出噪声标准差达到0.001 °/s以下,标度因数非线性度达到1.298×10-5量级。
微加速度计由于其体积小、测量精度高等优点广泛应用于惯性导航等领域,基于光学测量原理的MOEMS(micro-opto-electro-mechanical system)加速度计不易受电磁干扰,拥有更高的测量精度,具有良好的发展前景。外界环境的变化会对微加速度计的性能产生不利影响,特别是环境温度的变化,高精度微光学加速度计的光腔长度对于温度十分敏感,从而导致探测精度下降,因此提升其温度稳定性势在必行。进行温度控制是降低微光学加速度计芯片热效应的最有效方法,针对所设计的三明治式芯片级封装的MOEMS加速度计,提出了一种基于遗传算法和模糊PID(proportional-integral-derivative)控制的闭环温度控制方案,设计温控电路并使用单片机作为主控芯片,确定被控对象模型后辨识传递函数,同时对系统温度控制参数进行调试整定。文中研究的三明治式微光学加速度计封装结构为温度控制提供了条件,基于模糊逻辑和遗传算法对PID控制参数进行优化的温度控制方案具有良好的控制性能,调节时间快,在理论上使温度控制误差有数量级的减小,有效降低高精度微光学加速度计芯片的热效应。该温度控制方案具有良好的鲁棒性,对其他具有小型半封闭结构的微传感器同样具有实际应用价值。
MEMS加速度计和陀螺仪在近程末端战术导弹中已大量使用,受其精度限制,导弹的惯导解算误差不可忽略,对复合制导体制的制导模式空中交班可能存在较大影响。为实现导弹飞行过程中惯导姿态误差的有效修正,提升导弹中末制导交班概率,文中提出一种基于抗差平方根容积卡尔曼滤波的惯导姿态空中修正算法,建立适用近程末端战术导弹的惯导姿态误差空中估计模型,利用地面跟踪雷达对导弹位置的观测信息,结合SRCKF滤波与抗差算法,对惯导姿态误差角进行估计与修正,降低导弹飞行过程中的姿态误差。仿真结果表明,基于抗差SRCKF的惯导姿态空中修正算法可显著降低导弹飞行过程中的姿态解算误差,且能够大幅抑制地面雷达观测粗差对修正效果的影响,验证了算法的有效性和鲁棒性。
针对弹体低空飞越沙漠、山地等区域时,实时图与基准图之间尺度差异大,匹配误差大的问题,提出一种用改进的形状上下文结合蚁群算法对边缘特征进行部分形状匹配的方法。为克服异源图像边缘特征的形状差异,在形状上下文算法的基础上,提取边缘邻域特征,根据边缘邻域特征相似性进行粗匹配选出候选边缘,再利用候选边缘和待配准边缘点的位置关系和形状相似度使初始化后的蚂蚁遍历所有边缘点,然后利用转换后匹配点对的距离加权和计算信息素增量,由相邻匹配点对的方向约束关系计算其权重,并根据相邻匹配对的距离关系辨别出没有正确匹配关系的边缘片段,则剔除片段上的匹配点对,对应匹配对的权重为零,最后多只蚂蚁共同多次迭代得到最优匹配结果。在实测红外可见光数据集上进行景象匹配实验,结果表明,提出的算法显著优于SIFT算法,能够克服异源图像上边缘特征的形状差异,实现两个边缘特征的精确匹配,定位精度比传统的边缘特征匹配方法提高了43.71%。
针对微机械惯性测量单元(micro-electro-mechanical-system inertial measurement unit,MIMU)中存在陀螺漂移的g敏感性以及因漂移误差大而无法进行自主方位对准问题,建立了MIMU系统级标定Kalman滤波状态空间模型,考虑g敏感性误差状态的影响,在量测方程中加入方位失准角变化率以增强g敏感性的状态估计可观性;直接采用外输入粗略初始方位角进行导航解算,降低地球自转角速度的影响,提高陀螺漂移估计精度。设计了一套完整的系统级标定转位编排方案,陀螺标定和加速度计标定相互依赖,共同协作完成MIMU系统级标定,能够有效分离出所有30个标定参数,利用某型号弹载MIMU进行了实物标定试验验证,分别用标定前后数据进行导航解算,对比导航结算结果发现标定后的3个方向的导航速度都降低了,加速度计的刻度因数和零偏标定精度更高。特别在MIMU存在多轴大角度转动情况下,近10 min内达到优于30 m/s的导航速度精度,验证了系统级标定具有较高的精度。
针对无人机的空中对准问题,在有卫星导航的情况下,基于改进OBA(基于优化的对准)对准算法提出了一种统一粗对准和精对准过程的自适应反馈对准算法。在OBA算法后的每一步都进入自适应卡尔曼滤波器进行传感器误差估计和载体系姿态补偿,系统直接输出载体的实时姿态,缩短了对准时间。利用Sage-husa自适应估计器矫正系统的观测噪声协方差矩阵,再构造自适应因子来矫正系统状态量的协方差矩阵,通过KF(卡尔曼滤波器)来估计传感器的误差量,由反馈通道补偿给观测矢量,不断迭代得到姿态角对准结果。设计仿真实验,对卫星导航给出的速度与位置信息存在未知随机误差的情况进行模拟,发现改进后的OBA自适应反馈对准算法有效提高了原OBA算法的对准精度和应用场景,航向角误差由79.45°降低到了-0.032°。文中算法与EKF(扩展卡尔曼滤波)的对比实验,发现文中算法俯仰角与航向角收敛时间较EKF算法缩短了30 s左右,EKF算法收敛后,文中算法误差比EKF算法小2.203°。文中给出算法在量测噪声未知的大失准角初始对准中更有优势,能够应用于大机动飞行器的空中初始对准。
半球谐振子的动力学行为是半球谐振陀螺(HRG)功能的物理基础。针对目前国内半球谐振子动力学建模研究中普遍存在的缺乏具体参考来源,以及推导不严密甚至谬误等问题,详细推导了谐振子的动力学建模过程,总结了建模通用的学科背景知识,并梳理出了两大类常用的建模思路,以期为后续的进一步的研究和工程应用提供理论支撑。首先,对于半球谐振子动力学建模所通用的弹性薄壳理论进行了概括,包括描述应变和位移关系的弹性几何方程和将应变和应力联系起来的胡克定律;然后介绍了在早期理论研究中常用的基于达朗贝尔原理的建模方法,通过建立平衡方程以及载荷分析求解得到谐振子的二阶振动方程;最后介绍了由国外引入的基于拉格朗日力学的建模方法,通过计算谐振子整体的动能以及应变势能,并代入拉格朗日方程推导出谐振子的二阶运动方程,该方法在最近几年内也开始被国内的研究者所重视。
制导炮弹多采用发射后上电空中对准的方式实现导航初始信息的获取,初始姿态信息中滚转角的获取难度远高于俯仰角和偏航角。针对空中对准中滚转角信息获取难度较高的问题,提出了一种适用于大初始滚转角误差的组合导航方法,旨在省略滚转角对准过程和压缩空中对准时间。通过在组合导航状态向量中引入四元数误差,将状态方程的强非线性误差模型转换为了二阶非线性模型,降低了系统的复杂度。在此基础上,采用二阶扩展卡尔曼滤波方法实现惯性导航系统各项误差的估计,并基于四元数模1约束设计了优化的量测更新方法。各量级初始滚转角误差下的半实物仿真结果表明:所设计方法可适应大初始滚转角误差情况,7 s内滚转角误差可由180°收敛至10°内;各量级初始滚转角误差下收敛位置稳定一致,有效的提升了组合导航的适应性。
全温度环境下的工作精度水平是当前制约光纤陀螺在更多领域应用的主要瓶颈,主要体现在变温零偏稳定性指标,前人围绕着热设计、工艺实现和算法补偿等方法开展研究,大幅改善了光纤陀螺的变温性能。光纤环是光纤陀螺的敏感器件,保偏光纤是构成光纤环的主要材料,其性能与光纤环变温性能密切相关,而对保偏光纤与变温精度的相关机理分析和实验研究较少。因此,基于光纤环在变温环境下热致Shupe零位误差产生机理的分析,发现保偏光纤折射率温度系数是主要影响因素。通过有限元仿真分析并结合保偏光纤布拉格光栅(PMF FBG)测试折射率温度系数的试验方案,发现猫型保偏光纤(CAT PMF)相较于传统熊猫型保偏光纤(PANDA PMF)具有更低的折射率温度系数。最后,通过将两型保偏光纤绕制成光纤环进行测试,结果表明,相对于熊猫型保偏光纤,猫型保偏光纤绕制成光纤环的变温零偏极差压缩21.1%,变温零偏稳定性提升22.9%,进一步证实猫型保偏光纤具有提升光纤环变温性能的应用前景。
