传统光学陀螺的性能提升已逼近散粒噪声主导的标准量子极限,同时,其精度提升通常依赖增大光纤环面积,这与系统小型化、低功耗的发展需求存在根本矛盾。光量子陀螺通过引入量子光源或量子测量技术,从物理层面重构传感机制,为突破上述极限提供了新途径。对比分析了压缩光源、纠缠光源、弱值放大、关联增强四类技术路线的精度增强核心机理,并系统梳理各自的国内外研究进展和发展方向。光量子陀螺凭借理论灵敏度优势与集成化潜力,有望为下一代高精度惯性导航系统提供变革性技术支撑。

噪声对线性调频(LFM)信号的参数辨识准确度影响显著,低信噪比环境下参数估计时常发散失准。为此,提出了一种多角谱加权、拟牛顿迭代与分数阶傅里叶变换(FRFT)相结合的参数估计方法。首先,在FRFT框架下引入多角谱加权,以增强低信噪比条件下的鲁棒性,并结合相位残差回补机制进行闭环校准,利用Savitzky-Golay滤波精确提取谱峰位置,从而实现初始频率与调频斜率的联合估计;其次,采用基于三点二次拟合的拟牛顿法动态调整FRFT旋转角度,以提升搜索效率;最后,仿真结果表明,该算法在6 dB及以上低信噪比环境下参数识别正确率超过95%,初始频率估计均方根误差(RMSE)为0.4～0.6 Hz,调频斜率RMSE在0.2～0.5 Hz/s以内。与传统二维搜索方法相比,本方法通过多角谱聚焦机制与拟牛顿动态步长优化,将FRFT计算次数从数百次减少至约25次,运行时间显著缩短,计算效率提升超过40%。

随着惯性导航系统器件精度的不断提升,重力扰动已成为制约其精度的关键因素之一。为明确垂向与水平重力扰动的不同影响机理,开展了定量分析。通过理论推导,建立了系统误差关于重力扰动的传递函数模型,并利用静基座仿真验证了理论模型的正确性。研究结果表明,垂向重力扰动在高度阻尼作用下对 INS 精度影响有限;相比之下,水平重力扰动则会引起INS显著的导航误差。以典型值50 mGal为例,在东向、北向重力扰动同时作用下,INS的经纬度误差为-786 m 至134 m,其影响量级显著大于同量级的垂向扰动。进一步,基于XGM2019e模型生成的马里亚纳海沟重力扰动数据仿真表明:当载体在通过水平扰动突变区域时,导航误差会发生突变,但当载体通过重力扰动突变区域后,惯性导航系统的误差会逐渐恢复到正常误差水平。

针对地基星图强噪声与星点偏移导致暗弱目标识别困难的问题,提出一种多阶段联合预处理的地基星图暗弱目标识别方法。该方法将相机焦距作为先验参数,无需目标真实标注数据。首先利用薄板样条变换抑制非均匀大气杂散光,并基于质心对齐、星等一致、面积相等的物理约束重建过曝亮星,通过四元数估计器进行帧间配准实现序列星图叠加以抑制随机噪声;随后结合高斯过程回归滤波与二维Otsu自适应二值化提取目标,并修正星点偏移;最后借助星表匹配剔除恒星,通过轨迹关联与形态验证识别动目标。针对实拍地基星图的仿真结果表明,所提方法能有效提升复杂干扰环境下星图的信杂比和目标识别精度。

MEMS惯测模块(简称MEMS-IMU)可以测量运载体实时运动信息并通过测量数据计算运载体姿态,但长时间纯惯性导航误差积累比较严重。为了确保在航姿计算过程中MEMS-IMU处于平稳的运动状态,需要设置航姿算法的门限参数。通过采用MEMS-IMU的随机振动试验、跑车试验数据,按照航姿算法模型对MEMS-IMU输出的俯仰角、横滚角数据进行仿真分析,可得到MEMS-IMU加速度阈值范围为0.01~0.05 m/s²,角速度阈值范围为0.05~0.20 (°)/s。最终选择加速度阈值0.01 m/s²、角速度阈值0.10 (°)/s作为航姿算法门限参数,并对其进行了随机振动试验及跑车试验验证,满足了载体纯惯性导航精度3 (°)/5 min的指标要求。

受加工工艺局限、加工条件制约与环境扰动影响,半球谐振陀螺存在周向阻尼分布不均问题,致使其零偏稳定性不佳、输出测量精度偏低。针对半球谐振惯性导航系统初始对准需求,提出一种力平衡模式下的初始对准方法,依据半球谐振陀螺漂移输出与振型角的关联特性,在对准过程中控制切换半球谐振子工作模态,以提升静基座条件下系统的初始对准精度。通过相关实验,分析比较了模态切换前后静基座下半球谐振惯导的初始对准精度。实验结果表明,采用该方法后系统对准精度提高了5倍,此方法能有效均衡对准阶段半球谐振陀螺漂移,显著改善静基座条件下惯导系统初始对准性能。

光纤陀螺是惯性平台稳定回路的核心传感器,然而在强烈振动冲击的复杂环境下,光纤陀螺输出会产生异常跳模现象,进而影响惯性平台稳定性,甚至导致平台失稳。针对光纤陀螺跳模故障导致的平台失稳问题,提出了一种基于光纤陀螺与MEMS陀螺切换的惯性平台失稳恢复非线性积分滑模控制方法。首先,分析了光纤陀螺跳模故障机理,并基于关键闭环状态变量数据特征,提出了光纤陀螺跳模失稳判据。其次,针对光纤陀螺在强烈振动下跳模导致平台失稳的隐患,设计了冗余传感器方案并建立了惯性平台动力学模型。最后,为实现冗余系统信号切换时的稳定控制,设计了非线性积分滑模控制器。实验结果表明,光纤陀螺跳模故障后平均失稳恢复时间为0.71 s,实现了快速失稳恢复,有效提升了惯性平台的可靠性,为高鲁棒性惯性平台的设计提供了方法指导。

单兵制导火箭弹采用捷联导引头进行目标探测,捷联导引头视场局限性约束了弹道,其探测距离短且要求平飞段发现的目标处于制导区。针对单兵制导火箭弹平飞段的探测视场约束及探测目标需处于制导区的要求,提出了一种基于自适应超螺旋滑模的平飞段弹道跟踪算法。首先根据火箭弹外形建立平飞段的运动模型和控制模型,再通过仿真平台获得平飞段开始时刻的初始状态,利用导引头的探测距离、视场条件和目标在发射系的坐标以推导弹道约束,并用Lyapunov稳定性准则证明系统误差最终有界且稳定。仿真结果表明,火箭弹平飞段弹道满足探测约束,平飞段结束后目标处于制导区。在初始条件变化和模型拉偏情况下,误差均值较固定增益超螺旋滑模控制器提高了26.4%,鲁棒性好,为低伸弹道单兵制导火箭弹平飞段控制提供了参考。

惯性平台的核心惯性器件精度易受到温度影响显著下降,传统单点温控方案又难以满足惯性平台中不同惯性器件最佳工作温度的需求,据此提出了一种多输入多输出的惯性平台多点温度协同控制方法。首先,基于热力学分析与仿真,建立了描述惯性平台内部仪表间传热耦合特性的数学模型;其次,考虑温度复杂环境导致的参数不确定性与干扰,提出了一种异构传感器分布式协同多点温度鲁棒控制器,实现了不同惯性器件工作在各自最佳温度以获得最优的精度性能;最后,搭建试验系统对所提方法的有效性进行了验证。试验结果表明,所设计的异构传感器分布式协同温度精密控制方法能够实现惯性平台多目标温控点的协同控制,在环境温度变化率不低于0.05℃/min的条件下,惯性平台到达稳态后1 h内各温控点温度波动不超过0.02℃,有效提升了惯性平台在复杂环境下的工作可靠性。

工作在速率积分模式下的半球谐振陀螺能够检测大范围的旋转角速率,但由于加工工艺的限制,往往存在阻尼各向异性误差。针对速率积分半球谐振陀螺输出角速率中由阻尼各向异性误差引起的陀螺零偏与动态性能下降问题,提出了一种基于主动驻波进动控制的陀螺阻尼各向异性误差在线自校准方法。首先,从半球谐振陀螺的非理想运动方程出发,推导出谐振子幅度控制量、正交控制量以及驻波漂移误差环向分布方程。其次,在恒定驻波主动进动角速率控制条件下,建立了基于递推最小二乘法的参数辨识算法,通过实验验证了参数辨识的有效性。最后,设计了阻尼误差在线补偿方法,并利用实物系统进行了验证。实验结果表明,在离线标定数据辅助下,陀螺阻尼参数辨识结果可在150 s内收敛,稳态值在±5%范围内能够反映陀螺的实际阻尼分布特性;补偿后陀螺四次谐波导致的漂移误差峰峰值降低了97.61%,阻尼各向异性误差得到显著抑制,驻波主动进动条件下,零偏不稳定性降低了85.68%,陀螺Allan方差曲线反映的陀螺噪声特性得到明显改善。

高精度惯性仪表是航空航天、导航与制导等领域最重要的仪表之一,其精度稳定性是直接影响仪表使用性能的关键指标。针对高精度惯性仪表在空间不断演变的环境温度条件下,因接触界面的静摩擦系数非线性温变特性所引发的非线性变形问题,提出了一种考虑接触界面摩擦非线性特性的精度变动规律仿真预测模型。该模型基于实验测试获得的典型接触界面的温度-静摩擦系数非线性变动特性,建立了高精度惯性仪表装配结构非线性变形有限元仿真预测模型,预测了温度循环工况下由静摩擦系数演变引起的结构非线性变形规律,开展了仪表装配结构螺纹紧固力大小和不均匀性的优化分析。分析结果表明,当螺纹紧固力为1 000 N,且两侧紧固力差值在20 N以内时,能较好地抑制摩擦非线性带来的非线性变形,从而有效改善环境温度变动对高精度惯性仪表精度稳定性的影响。