本文以高速旋轉(zhuǎn)彈丸、小型無人飛行器等微慣導(dǎo)領(lǐng)域?yàn)檠芯勘尘?開展小體積微慣性組件的姿態(tài)測量研究。目前,姿態(tài)測量的方式有很多,但單一傳感器的姿態(tài)測量方法已經(jīng)無法滿足測姿精度的要求,為了更加準(zhǔn)確的獲取姿態(tài)信息,融合多傳感器信息的姿態(tài)測量方法已成為當(dāng)下研究的熱點(diǎn)與難點(diǎn)問題�；谇度胧綄�(dǎo)航系統(tǒng)中微慣性測量組件,開展了多傳感器信息融合測姿方法的研究。完成了應(yīng)用微慣性測量組件內(nèi)陀螺儀,加速度計(jì)和磁阻傳感器的單一傳感器姿態(tài)測量算法。重點(diǎn)對(duì)卡爾曼濾波器如何估計(jì)狀態(tài)量進(jìn)行了分析,實(shí)現(xiàn)了融合陀螺儀,加速度計(jì),磁阻傳感器和衛(wèi)星速度信息估計(jì)姿態(tài)角的方法。通過衛(wèi)星速度信息建立了高動(dòng)態(tài)環(huán)境下估計(jì)姿態(tài)角的狀態(tài)空間模型,應(yīng)用漸消記憶加權(quán)的方式調(diào)整系統(tǒng)過程噪聲和觀測噪聲的均方誤差陣解決了濾波過程中噪聲統(tǒng)計(jì)特性非先驗(yàn)、非先知的問題。針對(duì)衛(wèi)星信號(hào)失鎖情況,根據(jù)在線采集的陀螺儀與磁阻傳感器的輸出信號(hào),采用基于徑向基函數(shù)的神經(jīng)元網(wǎng)絡(luò)估計(jì)一步預(yù)測偏差值,保證衛(wèi)星信號(hào)失鎖時(shí)間內(nèi)濾波器的濾波精度。自主開發(fā)了包括導(dǎo)航計(jì)算機(jī)、微慣性組件的嵌入式導(dǎo)航系統(tǒng),搭建了基于多傳感器信息融合的嵌入式硬件和軟件體系結(jié)構(gòu),實(shí)現(xiàn)多傳感器數(shù)據(jù)的采集、處理,衛(wèi)...

【文章頁數(shù)】：86 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

圖2.1衛(wèi)星信號(hào)接收機(jī)Fig2.1Satellitesignalreceiver

極寬的動(dòng)態(tài)范圍和工作電壓且無需置位斯通全橋結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，每一軸惠斯通全橋有優(yōu)越的溫度穩(wěn)定系[25]。主要應(yīng)用于三位置傳感器等。統(tǒng)1958年由美國軍方發(fā)起的一個(gè)項(xiàng)目，stem，GPS）正式投入使用。最初是為軍，隨后逐步發(fā)展至民用。我國已經(jīng)自主研斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)（BeiDouNavig....

圖2.3微慣性測量組件實(shí)物圖

圖2.3微慣性測量組件實(shí)物圖ig2.3Micro-inertialmeasurementcomponentsphysical了課題組自主研制的微慣性測量組件，大小僅括三軸高精度陀螺儀，一個(gè)大量程陀螺儀，三串口連接衛(wèi)星信號(hào)接收機(jī)，滿足后續(xù)姿態(tài)解感器誤差分析件是慣性導(dǎo)航系....

圖2.4Allan方差綜合曲線

圖2.4Allan方差綜合曲線Fig2.4Allanvariancecurve，坐標(biāo)軸的橫坐標(biāo)為()10logτ，縱坐標(biāo)為()10logAστ，從感器主要的誤差形式，當(dāng)曲線的斜率若為-1時(shí)，則傳感聲；若斜率為-1/2，則傳感器隨機(jī)誤差表現(xiàn)為角度隨機(jī)游隨....

圖2.5上位機(jī)信息采集軟件Fig2.5Hostcomputerinformationacquisitionsoftware由圖2.5所示，軟件界面主要由菜單欄和四個(gè)數(shù)據(jù)動(dòng)態(tài)顯示框組成，四個(gè)數(shù)據(jù)

微慣性組件數(shù)據(jù)采集軟件界面如圖2.5所示。

本文編號(hào)：3965944