1 国防科技大学 前沿交叉学科学院,湖南 长沙 410073
2 国防科技大学 南湖之光实验室,湖南 长沙 410073
对于雷达天线伺服跟踪这种高动态应用环境,传统的有限脉冲响应(Finite impulse response, FIR)低通滤波抖动解调引入的时间延迟会导致较大的跟踪误差。为了解决时间延迟问题,文中提出一种FIR滤波与抖动剥除相结合的测量方法,FIR实现具有时延的精确解调,抖动剥除对FIR延迟时间段进行精确补偿。抖动剥除基于相关抵消原理,通过Kalman滤波对陀螺抖动剥除增益因子进行动态跟踪,并对时延前后的抖动量进行实时计算。文中对无延时测量方法进行了激光陀螺实验测试,测试结果表明:该测量方法能够对FIR时延时间段的抖动量进行精确计算,抖动剥除精度优于0.5″,实现了陀螺无延迟测量。FIR滤波和抖动剥除相结合兼顾了激光陀螺的高精度和实时性,具有很好的应用前景。
激光陀螺 FIR滤波 抖动剥除 Kalman滤波 ring laser gyroscope FIR filtering dither stripping Kalman filter 红外与激光工程
2023, 52(11): 20230171
1 国防科技大学 前沿交叉学科学院,湖南 长沙 410073
2 国防科技大学 南湖之光实验室,湖南 长沙 410073
在船载试验环境中,电磁里程仪的速度会受到洋流速度的影响。对于激光惯导/里程仪组合导航系统,洋流速度的存在会影响组合导航系统相关参数的标定。为克服洋流速度对标定结果的影响,论文在原有标定参数基础上将洋流速度建模为额外Kalman滤波状态量,并采用GNSS位置、速度信息作为滤波观测量来对参数进行估计。文中从里程仪的标定观测方程出发,分析了洋流速度对里程仪比例因子、安装误差角等误差参数标定结果的影响,以及不同误差参数之间的耦合关系;基于可观性分析理论研究了洋流速度及相关参数的可观测性,并确定了适用于洋流速度估计的标定路径。仿真及试验结果表明,经过几次转弯机动之后,包括洋流速度在内的所有标定参数均可收敛到一个准确值,有效解决了洋流速度对其他标定参数的影响。海试试验验证了文中方法的可行性。
激光惯导 里程仪 洋流速度 参数标定 ring laser gyroscope INS electromagnetic log current velocity parameter calibration 红外与激光工程
2023, 52(6): 20230142
国防科技大学前沿交叉学科学院, 湖南 长沙 410073
本文提出了一种新的改进的姿态匹配方法用于激光陀螺组合体测量船体角变形, 该方法的Kalman滤波观测量直接包括待测的船体角形变和“相对姿态误差”项, “相对姿态误差”项对单个激光陀螺组合体的陀螺零偏不敏感, 主要源自于两套激光陀螺组合体的陀螺漂移差值和初始船体角形变。此外, 考虑到船体静态角形变的缓变特征, 船体静态变形角速度可建模为随机游走过程。仿真结果表明, 本文提出的简化的姿态匹配方法能跟踪日照引起的准静态缓变角变形和船体机动等因素引起的短周期大幅角变形。该方法也经过了多条舰船的实船试验验证, 船体角变形的测量精度优于20″。
角变形 环形激光陀螺 卡尔曼滤波 随机游走 准静态变形模型 angular flexure ring laser gyro Kalman filter random walk quasi-static flexure model
国防科学技术大学 光电科学与工程学院, 湖南 长沙 410073
在自主导航状态下, 捷联姿态测量系统存在的舒拉调谐等周期性误差可以通过内阻尼技术进行有效抑制。但是阻尼的加入破坏了系统的舒拉调谐条件, 系统会受载体加速度的影响, 产生新的姿态角误差。针对传统阻尼网络阻尼比固定的缺点, 设计了一种阻尼比可连续调节的阻尼网络, 推导了载体加速度、阻尼比和姿态角误差三者之间的关系。为抑制系统在载体机动状态下产生的姿态角误差, 提出了一种根据载体加速度大小实时调整系统阻尼比的自适应阻尼方案。仿真与实验结果均表明: 设计的阻尼网络可有效抑制系统姿态角误差; 自适应阻尼方案可有效降低载体在机动状态下阻尼对系统的不利影响, 提高系统精度。
捷联姿态测量系统 水平阻尼 可调阻尼比 自适应阻尼 SAMS horizontal damping adjustable damping ratio adaptive-damping 红外与激光工程
2017, 46(5): 0517004
1 国防科学技术大学 光电科学与工程学院, 湖南 长沙 410073
2 71345部队, 湖南 长沙 410073
捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响, 需在使用之前进行精确地标定和补偿。为了更加有效地标定误差, 设计了一种10位置系统级标定的方法。利用简化的误差模型和速度误差变化率方程, 建立了所有误差参数与导航误差之间的线性关系。通过设计的10位置连续旋转方案对由各项误差参数引起的速度误差进行充分激励, 利用所得数据进行卡尔曼滤波, 计算出包括陀螺仪和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计二次项误差等24个误差参数。仿真得到陀螺零偏误差优于0.000 75(°)/h, 加速度计零偏误差优于5 ?滋g, 陀螺和加速度计的安装角误差优于1.5″, 标度因数误差优于2 ppm(1 ppm=10-6)系统, 加速度计二次项误差优于0.15×10-6 s2/m。另通过3组实验验证了重复性, 证明了该方法确实有效。
系统级标定 激光陀螺捷联惯导系统 误差参数 卡尔曼滤波 systematic calibration RLG-SINS error parameter Kalman fliter 红外与激光工程
2016, 45(11): 1106004
国防科学技术大学 光电科学与工程学院, 长沙 410073
捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响, 针对陀螺的标度因数误差和非正交安装角误差, 提出了一种以圆锥运动激发姿态误差来进行快速标定的方法。通过理论分析得出, 在短时间内, 由于标度因数误差和非正交安装角误差的存在, 圆锥运动将激发出随时间线性增大的姿态解算误差。将解算得到的姿态误差与陀螺数据联立, 可以反解得到标度因数误差和非正交安装角的值。通过仿真验证, 安装角误差能达到1″以内, 标度因数误差能达到5ppm以内。
圆锥运动 激光陀螺 捷联惯导系统 误差激励 导航解算 coning motion RLG strapdown inertial system error excitation navigation calculation
1 中国卫星海上测控部, 江苏江阴 214431
2 国防科学技术大学光电科学与工程学院, 长沙 410073
针对船用星惯组合导航系统中惯性导航系统和星敏感器之间刚性和弹性两种不同的安装方式, 提出了一种星敏感器安装角的动态标校方法。该方法以星敏感器得到的姿态数据和惯导系统输出的姿态数据构建滤波观测量, 基于惯导误差传播方程构建状态方程, 通过 Kalman滤波实现对惯导系统姿态误差和星敏感器安装误差的动态最优估计。基于“远望三号”航天测量船的实测导航数据、船体弹性角形变数据对该动态标校方法进行了仿真测试, 结果表明星敏感器与捷联惯导系统之间本地刚性安装时安装角动态标校误差较小, 异地弹性安装时由于安装误差角的动态变化导致标校误差较大。
星惯组合 捷联惯性导航系统 星敏感器 安装角 SINS/CSS strapdown inertial navigation system star sensors installation angle
1 国防科学技术大学光电科学与工程学院,长沙 410073
2 国防科学技术大学理学院,长沙 410073
利用菲涅耳衍射的频域分析方法,对莫尔条纹复振幅分布公式进行了理论推导,得到了使用两块相同光栅组成的光栅付测量微小角度的原理公式,与利用几何光学等方法得到的结论一致.模拟结果表明:莫尔条纹是光栅付拍现象的最低频率含量,莫尔条纹内含有大量高次谐波;在探测器光学系统放大率一定的前提下,为通过直接测量莫尔条纹宽度的变化达到测量角度变化的目的,必须根据测角精度、探测器的尺寸和分辨率选择合适的光栅付光栅常数和光栅付初始夹角.
测量 小角度 频域分析 莫尔条纹 光栅付 Measurement Small angle Frequency domain analysis Moire fringe Grating pair