摘要：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.

摘要：提出了九加速度计无陀螺惯性测量组合(NGIMU)配置方案,并建立了其实验系统。由于加速度计输出误差的存在,必然引起角速度计算误差随时间累积。针对该项误差,采用一种提高角速度解算精度的新方法,该方法利用角速度乘积项可有效对误差进行补偿。另外在分析加速度计安装位置存在误差的基础上,提出了对加速度计输出具有补偿效应的解算方法,间接提高了角速度的解算精度。最后对上述两种补偿方法进行了角速度仿真和角度测试实验。实验结果证明了方案的可行性和有效性。

摘要：针对无陀螺捷联惯导系统中角速度解算精度难以满足工程应用要求的关键问题,利用一种基于九加速度计的配置方案能提供两种角速度解算值(积分值和开方值)的特点,设计了一种智能加权解算方法。该算法利用解算值修正下一时刻积分法的解算初值,使得积分解算值的精度也同时得到了提高,从而形成了良好的精度相互促进机制,然后利用遗传算法和数据拟合方法得到了加权因子的计算公式。仿真结果表明,与现有的解算方法相比,加权算法解算误差的均值减小了19.7%,方差减小了两个数量级。

摘要：针对不使用陀螺或陀螺失效情况下卫星姿态确定的问题,提出了用滤波估计的方法构造一个“伪陀螺”进行姿态确定的方法。以星敏测量信息和飞轮转速信息为输入量,以偏差四元数、偏差角速度、偏差干扰力矩为状态变量设计了误差姿态估计方程,结合扩展卡尔曼滤波实现了高精度的无陀螺姿态确定。通过仿真验证了该方法的有效性。在此基础上分析了影响姿态估计精度的各个因素。结果表明,飞轮安装误差、星体转动惯量误差主要影响动态跟踪过程;星敏噪声、飞轮噪声影响稳态过程,尤其飞轮对估计精度的影响大,无陀螺姿态估计方法可以在卫星上应用,但要严格控制飞轮指标。

摘要：在无陀螺惯性测量组合(non-gyro inertial measurement unit,NGIMU)导航计算中,由于加速度计输出动态噪声的存在,造成误差随时间迅速累积。采用传统卡尔曼滤波方法进行NGIMU/GPS组合导航系统设计时,又由于观测噪声的复杂性,造成滤波结果不明显。针对上述噪声统计特性不易确定的问题,基于NGIMU九加速度计配置方案,提出利用模糊逻辑自适应卡尔曼滤波(fuzzy logic adaptive Kalman filter,FLAKF)方法进行NGIMU/GPS组合导航系统设计。该FLAKF方法通过对噪声方差进行修正,将卡尔曼滤波器调整到最优状态。同时进行了系统位移、速度、角速度仿真,仿真结果验证了FLAKF方法的可行性。

摘要：基于无陀螺微惯性测量单元(NGMIMU)九加速度计配置方案,利用高精度的全球定位系统(GPS)信号,与NGMIMU组合,进行导航系统设计。利用组合卡尔曼滤波器抑制了导航误差的迅速累积,推导了组合卡尔曼滤波器的状态方程和观测方程,进行了系统位移、速度和角度仿真,仿真结果验证了NGMIMU/GPS系统设计方案的可行性。

摘要：由于陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用在高速旋转的飞行体姿态测试中,设计了由MEMS加速度计和地磁传感器构成无陀螺测试系统。介绍了总体电路的设计思想,并说明了复杂可编程逻辑器件(CPLD)控制A/D采样和数据存储的策略。通过模拟转台上不同情况下的实际测量证明:此电路完全满足三维姿态测试的设计要求,并能得到良好的测试波形。

摘要：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。

摘要：针对战术导弹高过载、大动态范围的测试要求,设计了无陀螺微惯性测量组合电路。无陀螺微惯性测量组合电路采用了十加速度计的配置方案,可以直接解算得到战术导弹的角速度,因而只需要1次积分就可以得到角度,减小了累积误差。电路选用高精度的单轴加速度计,提高了测试精度,并以CPLD作为中心逻辑控制单元,实现了对多加速度计信号的采集和存储,可以为战术导弹的角速度解算提供稳定可靠的数据。

摘要：本文主要研究适用于旋转弹的微小型惯性测量系统方案。针对旋转弹高速自旋的特点,即使采用捷联式惯导系统,对捷联导航算法的实时计算能力和解算精度都提出了严格要求。这里提出了一种仅由DSP控制AD的弹载解算系统方案,首先叙述了系统的总体方案设计及关键芯片的选型,接着重点介绍了系统各模块的软硬件设计。在完成对多传感器信息的采集、处理、导航信息输出及存储等功能的同时,对整个电路采用微型化、低功耗设计。本设计在硬件上节省了系统的体积和功耗.软件设计上节省了解算周期。