简介:针对传统惯性开关阈值散布大、万向性差等缺点,设计了一种环形无源万向微机电惯性开关。环形的可动质量框作为可动电极,由内部的四根折叠悬臂梁支撑,和外部的环状固定电极有一定间隙,构成xy平面内的万向开关。对设计开关进行有限元动态接触仿真,结果表明开关在1000g加速度作用下的响应时间和接触时间分别约为0.142ms和5s,表现出较高的触发灵敏度和良好的接触效果。研究悬臂梁线宽与开关阈值加速度的关系,结果表示悬臂梁线宽的微小变化会引起阈值加速度的较大变化。利用冲击台试验对封装后的开关进行阈值试验,试验结果表明实际阈值分布在900g-1300g范围内,80%的开关阈值比设计值大。用微电镜对悬臂梁线宽进行静态测量,悬臂梁线宽加工误差大多分布于0-+2m,加工误差直接导致开关的阈值加速度增加,设计阶段应充分考虑加工误差对阈值加速度的影响。
简介:地形辅助导航是一种利用地形高度信息定位的导航技术,由于地形高度起伏是非线性的,因此地形辅助导航本质是非线性、非高斯贝叶斯后验概率估计问题。粒子滤波因为适合非线性、非高斯估计问题,被引入地形辅助导航领域得到广泛研究和应用,但粒子滤波算法存在粒子匮乏的问题,会影响定位精度。针对此问题,将高斯混合无迹粒子滤波(GMUPF)用于地形辅助导航,该算法用高斯混合模型(GMM)近似粒子分布,用无迹卡尔曼滤波(UKF)估计重要密度函数,不需要做重采样。通过用实际地形数据做飞行仿真实验,结果显示相比粒子滤波,不仅没有粒子匮乏问题,而且所用粒子数更少时估计精度略好。
简介:针对无陀螺或陀螺失效等情况下的飞行器姿态确定问题,基于无冗余姿态描述形式修正Rodrigues参数,提出了仅利用星敏感器矢量观测信息来确定飞行器姿态的UPF(UnscentedParticleFilter)算法。UPF利用UKF(UnscentedKalmanFilter)得到粒子滤波的重要性密度函数,从而克服了标准的粒子滤波没有考虑最新量测信息和UKF只能应用于噪声为高斯分布的不足。修正Rodrigues参数描述飞行器姿态具有简洁高效的特点,通过切换方法避免了奇异性现象。仿真结果表明,该姿态确定算法可以取得比UKF更快的滤波收敛性和更高的滤波精度,并且比四元数算法计算效率提高近10%。
简介:针对传统无陀螺捷联惯导系统角速度求解复杂,解算效率低,惯性元件安装精度要求高等问题,提出一种新型的无陀螺捷联惯导导航方案,将8-UPS型并联式六维加速度传感器作为其惯性元件,直接测量出运载体的六维绝对加速度。基于矢量力学理论,推导了其惯导基本方程;通过数值积分运算来提取载体的线运动参量;运用空间几何理论建立姿态方程,实时更新捷联矩阵以获取载体的角运动参量,从而完成了导航建模与解算。仿真结果表明该系统能满足航行体中精度实时导航的要求,是有效可行的。与同类导航相比,该系统具有结构紧凑、解算效率高、物理模型误差敏感性低等优势。
简介:由于MEMS陀螺精度低、漂移大,使得MEMS陀螺和加速度计构成的微惯性导航系统(Micro-INS)的精度很低,导航定位误差发散很快,不能满足载体进行导航定位定姿的要求。而相对MEMS陀螺,MEMS加速度计精度较高,据此提出用MEMS加速度计来构成的无陀螺微惯性导航系统(GyroFreeMicroInertialNavigationSystem,GFMINS),即通过将高精度的MEMS加速度计安放在载体非质心处,代替陀螺来测量载体角运动信息,实现在短时间内的载体角速度测量精度优于MEMS陀螺的精度,以满足某些短时间运行载体的导航定位定姿要求。最后,针对某型火箭弹的运动模型,对两种惯导系统进行了仿真,结果表明,由误差补偿后MEMS加速度计构成的无陀螺微惯导系统,在100s内的导航误差等效于传统惯导系统中陀螺漂移0.1(°)/h的误差。
简介:基于Sigma-deltaModulator(Σ△M)原理的数字闭环微机械加速度计不仅实现了力反馈闭环控制,同时直接完成信号的模数转换。基于全差分式电容微加速度设计了一种2-2级联式(MASH)高阶Σ△M闭环系统——MASH_(2-2),并与传统的单环路二阶、四阶Σ△M闭环系统(SD2、SD4)进行了仿真分析比较,研制了原理样机。微加速度计是基于结构层厚度50mm的SOI硅片通过DRIE刻蚀、气态HF释放等一系列微加工工艺得到,系统电路以数字化方式集成在FPGA中。常压下测试结果表明,样机的灵敏度为0.876V/g,噪声基底为-110dB,零偏不稳定性为20mg,静态温漂为40.8mg/℃,量程为±20g。
简介:提出了一种新的基于数字信号处理器(DSP)TMS320LF2407A和专用驱动芯片ML4428的陀螺用无位置传感器无刷永磁直流电机(BLDCM)稳速控制系统。它采用芯片ML4428实现无刷直流电机速度控制系统中的反电势检测、换相和功率驱动,并使用数字信号处理器TMS320LF2407A作为控制处理器,实现了电机的起停控制、转速给定,转速检测。它还采用了锁相环技术和积分分离的PID控制算法,大大提高了系统的控制性能和可靠性。
简介:在双轴旋转式SINS中,惯性元件常值漂移误差对系统的影响可以得到调制,但安装误差和标度因数误差对系统的影响无法得到调制,同时这些误差会与旋转角速率耦合,引起速度锯齿波等误差从而降低了系统的各项性能指标。为了减少这种影响,分析了光学陀螺双轴旋转式SINS误差传播特性,利用奇异值分解法对系统的可观测程度进行了分析,经分析,与转动轴相关的安装误差和标度因数误差的可观测度较好,据此设计了系统的自主标定方案及滤波算法,进行了数字仿真和半实物仿真验证试验。试验结果表明,利用设计的自主标定方案,在1h内能估计出转轴上两个陀螺的标度因数误差及与转轴相关的四个安装误差,估计精度能达到95%以上。导航试验验证表明,利用自主标定的参数,相对于传统标定方法,使系统定位精度提高了20%。
简介:为了实际实现具有良好跟踪精度和抗干扰能力的惯性平台稳定回路,建立了平台伺服电机的离散时间模型,设计了由单片机和高速DSP组成的数字控制系统,与惯性平台组成了基于采样数据的平台稳定控制回路,研究了离散变结构控制趋近律的选取方法,采用改进趋近律设计了离散变结构控制律,提出了一种数字式平台稳定回路的离散变结构控制方法,通过实物实验得出了平台伺服电机转轴摩擦力矩模型系数的估计值,并将其引入到控制系统中。仿真实验结果表明,该回路系统对于摩擦力矩和系统参数不确定性具有一定的抗干扰性能,对于阶跃干扰力矩输入具有良好的动态特性,且静态力矩刚度提高到1.2×10^4N·m/rad,系统对于斜坡和加速度输入信号实现了平稳跟踪,跟踪误差最大值分别为0.0056rad和0.0597rad。
简介:提出了一种基于期望模式修正(EMA)的改进交互式多模型(IMM)算法。该算法主要解决自主水下航行器(AUV)复杂工作环境下量测噪声统计特性未知或易发生变化时的状态估计问题,其核心思想是将期望模式修正机制和交互式多模型滤波算法相结合,利用状态估计过程中的获取的模型概率进行决策,得到更加接近与系统真实模式的期望模型集合,再通过期望模型集合滤波结果对固定模型集合滤波结果进行修正。与传统的交互式多模型算法相比,提出的基于期望模式修正的交互式多模型算法可以捕捉到系统模式更细微的变化。仿真结果表明,该算法可以大幅提高AUV组合导航系统的估计精度和稳定性。
简介:为实现多枚导弹协同攻击机动目标,基于具有推力可控能力的导弹,提出了一种带落角约束的多导弹分布式协同制导律。将制导律的设计分离为视线方向和视线法向上两个部分:视线方向上基于多智能体协同控制理论和超螺旋控制算法,设计制导律控制导弹剩余时间在有限时间内趋于一致;视线法向上运用零化视线角速率思想和有限时间滑模控制理论,设计制导律控制导弹击中目标的同时满足落角约束。并针对两部分制导律中存在的目标机动信息,分别设计非齐次干扰观测器进行估计。仿真结果表明,提出的制导律能够有效完成协同攻击任务,脱靶量和落角误差分别控制在0.13m和0.02°以内,并且有效抑制了抖振现象,有利于提高导弹自动驾驶仪的跟踪精度。