一种新的导航系统仿真轨迹设计方法

飞行轨迹动态参数是验证捷联惯导系统、组合导航系统等算法有效性的重要依据。利用飞行控制原理设计了一种通用的飞机飞行仿真轨迹,并在Visual Studio 2005开发环境下设计了飞行轨迹仿真软件。该仿真软件产生的数据有效地测试了某型导航系统导航参数的误差精度,验证了捷联惯导算法的正确性。     

一种智能大气数据测量系统的设计与实现

大气数据测量系统是飞行器的重要组成部分，为飞行控制系统提供高度和速度等重要的信息源，设计了一种采用硅压阻传感器和DSP技术实现的大气数据测量系统，建立了系统的数学模型，提出了系统的组成方案，给出了系统的工作原理图和部分硬件电路图等，对系统的误差源进行了分析和消除，最后对系统进行了具体实现；该系统已投入使用，实践表明，其测量精度高（气压高度精度可达5m）、可靠性高、智能化程度较高。     

一种小型无人直升机捷联式组合导航系统设计

在基于小型无人直升机空中作业中,不仅需要导航系统提供的精确数据进行飞行控制,还需安装其它设备完成作业.为了减少小型无人直升机的负重,增加飞行时间,机载的导航系统需要高精度、低功耗、微型化的设计,采用微电子机械系统传感器的捷联式惯性导航系统满足了这些要求.然而惯性传感器的漂移会使捷联系统的数学解算产生误差累计,因而需要对惯性导航系统数据进行实时修正.本文设计了一种GPS修正的组合导航系统算法,应用卡尔曼滤波技术,对组合系统的多传感器进行数据融合,既保持了捷联惯导系统的自主性,又消除了累积误差,提高了组合系统的可靠性.上述系统通过在小型无人直升机飞行控制系统中的使用,验证了系统算法的有效性.     

车载惯导里程仪组合导航系统安装误差标定研究

研究了捷联惯导、GPS、里程仪和气压高度计构成的组合导航系统中惯导安装误差角对里程仪航位推算精度的影响;提出了以GPS输出作为辅助信息对惯导安装误差进行标定的方法;设计了以里程仪航位推算误差传播方程为系统方程,以里程仪航位推算结果和GSP位置输出之差为量测,通过卡尔曼滤波估计惯导安装误差的标定方法;仿真结果表明,该方法对惯导安装误差的标定精度能达到角秒级。在调试过程中采用该方法标定补偿后的系统实际跑车实验航位推算精度达到5m+行程的0.15%,表明补偿后残余的惯导安装误差影响已经可以忽略。     

基于余弦基网络的弹载捷联惯导系统研究

捷联惯导系统是精确制导弹药中的一种高精度自主导航系统;针对目前弹载捷联惯性导航系统中陀螺仪精度不够理想的问题,建立了MEMS陀螺随机漂移信号的数学模型,并运用基于余弦基函数神经网络的数据融合技术对采集到的陀螺仪信号进行处理;实验结果表明,基于余弦基函数神经网络的数据融合技术可以有效地提高捷联惯导系统中MEMS陀螺信号处理的精度,融合后的信号精度平均提高38.45%。     

基于模糊逻辑的无人机定位系统设计

针对无人机定位精度问题,硬件设计采用模块化设计思想,以STM32系列的微控制器为核心,以微机械传感器和GPS 模块为基础,组成无人机组合导航系统;软件提出了基于“模糊逻辑”的加速度区间自适应算法,修正惯导定位误差随时间快速积累、GPS发射信号受阻,造成的连续定位能力和精度较差的问题,保证了系统定位精度,为小型自主起降固定翼无人机、多旋翼无人机定位奠定基础。     

大气高度辅助的惯导/SAR组合自适应算法研究

在组合惯导系统优化问题的研究中,SAR图像匹配导航仅能提供对惯性导航误差水平位置修正,无法获得高度信息.为改善基于经典控制理论设计的惯性/大气阻尼高度通道性能,充分体现大气和惯性导航两者结合的优势,提出了利用大气高度辅助惯性/SAR的组合导航方案.在深入分析惯性/大气高度阻尼系统工作原理的基础上,设计了考虑大气动态测量误差的组合模型;为有效提升组合系统在跨音速等高动态飞行条件下的导航性能,提出了改进的采用大气高度辅助的惯导/SAR组合自适应Sage-Husa方法.最后仿真可行性结果表明,提出的大气高度辅助的惯导/SAR自适应组合滤波方法可以有效改善跨音速等高动态环境下的组合系统性能.     

基于多线程的惯导逻辑仿真器设计

针对惯导系统在载机静止状态下无法提供动态参数的问题,对惯导子系统进行数字仿真。在航电系统仿真中,采用1553 B总线与总线控制器和其他航电、非航电设备交联,通过以太网接收外部激励数据,采用多线程技术实现主备2个惯导并发运行,设计一种惯导逻辑仿真系统。阐述系统硬件结构和软件设计,建立惯导姿态仿真模型和位置仿真模型,实现惯导各种逻辑子过程。在某型飞机航电仿真系统中的联调证明,该仿真器能够准确接收外部激励源飞行信息、故障状态,经过结算后周期性地向总线控制器输出飞机位置数据、姿态数据等动态参数,执行某型飞机航电设计文档中相关惯导逻辑,并向总线控制器反馈惯导子系统状态。     

基于MEMS的低成本SINS/GPS组合导航系统研究

采用低成本的MEMS惯性传感器搭建了捷联惯导系统硬件平台,在此基础上对SINS/GPS组合导航系统进行实验研究.实验结果表明:系统精度比单纯的惯导系统高,接近GPS精度,达到了使用要求.同时,给出了MEMS捷联惯导系统的姿态解算算法,并进行实验验证.     

一种小型无人机高度定位方法的研究与实现

简要介绍了小型无人机总体架构与自主飞行策略,在此基础上重点阐述了无人机高度测量与控制的硬件设计与软件算法实现.通过一种数据融合算法将GPS、声纳与气压计组成的多传感器高度测量数据处理后融合到GPS/INS组合导航系统中实现无人机的精确姿态控制与轨迹跟踪.实际飞行数据表明,飞控系统的硬件设计与软件算法实现配合良好,能达到预期的飞行效果.     

机载导弹空中动基座对准方法的仿真研究

为了适应现代战争的需要,导弹需要从舰艇或飞机上发射,这时导弹上的惯导系统在投入工作时需要进行初始对准.针对机载导弹平台惯导系统初始对准关于对准精度以及快速性的要求,提出了以自适应卡尔曼滤波为基础的速度匹配空中动基座对准方案,最后通过模拟实际挂飞环境,结合游动自由方位平台惯导系统空中动基座对准,采用Sage和Husa自适应卡尔曼滤波算法进行了数学仿真.仿真结果证实了该方案具有较好的对准精度和快速性,由于采用了自适应卡尔曼滤波技术,使得在噪声统计特性不确切知道的情况下,仿真结果具有较强的鲁棒性.     

基于频率实验法建立光纤陀螺传递函数辨识方法研究

惯性导航系统具有完全自主性、全天候、抗外界干扰等特点,作为导航系统核心的惯性器件陀螺仪在整个导航系统中起着十分重要的作用。随着二炮武器装备的发展,导弹制导精度、可靠性、抗电磁毁伤能力、快速发射能力等成为二炮导弹发展研究的重点,但是由于现有的机电式陀螺存在动态漂移大、可靠性差、发射准备时间长等缺点制约了导弹精度、可靠性和快速发射能力的提高,而光纤陀螺可以克服机电式陀螺的缺点,因此作为一种新型惯性器件的光纤陀螺必将成为导航和制导系统的首选惯性器件。本文研究了如何基于频率实验法建立传递函数的方法,并设计了一种获得传递函数的可行方法。     

弹载SINS摇摆基座对准仿真研究

为了分析导弹在风干扰下的摇摆运动,解决弹载捷联式惯性导航系统(SINS)摇摆运动下的对准技术,结合实际工程应用,提出了一种弹载SINS摇摆基座对准仿真方法.利用机械系统力学自动分析软件(ADAMS)建立了导弹的物理模型,给出了在风干扰下导弹的速度变化曲线和姿态变化曲线,并以此作为验证对准算法的数据来源.对准方案分为解析粗对准和滤波精对准两个过程,粗对准利用惯性器件的输出在最短的时间内为精对准提供姿态角的初始值,精对准利用滤波技术对粗对准结束后SINS的姿态误差角进行精确估计并补偿.最后的仿真结果验证了方案的可行性,在1分钟内俯仰角和滚转角的估计精度能够满足某导弹的性能要求.     

室外移动机器人的组合导航定位系统设计

设计了一款基于MSP430F149微控制器的室外移动机器人自主定位系统。该系统通过GPIO引脚模拟SPI时序扩展接口电路,重点解决该款微控制器的硬件接口资源不足的问题,能够有效地接入卫星导航接收机、惯性测量单元、高度气压计,完成导航服务,同时可输出原始测量信息用于进一步高精度组合导航解算。此外,该系统还解决了由于高度气压计MS5803-02BA使用手册中的疏漏导致无法正常工作的问题,并分段线性化气压值与高度之间的函数关系,从而完成气压值到高度的转换。最后,给出了卫星数据与惯导数据时间对准的工程解决方法。     

车载战术导弹传递对准仿真研究

研究了车载战术导弹发射前的传递对准问题。提出了将主惯导安装于导弹发射架上,利用导弹发射前发射架的俯仰运动作为激励加快传递对准过程的方法。推导了弹载子惯导的误差方程和用于传递对准的量测方程。根据推导的方程设计了卡尔曼滤波器实现速度加姿态匹配传递对准。针对导弹发射前载车的典型运动情况进行了仿真。仿真结果表明,在载车运动过程中弹载子惯导的水平姿态误差角估计误差可在30 s内减小到2’以内,通过导弹竖起过程中角运动的激励,航向误差角估计误差迅速减小到3’以内。     

一种巡航导弹组合高度方案设计

针对惯性高度通道、气压高度表和雷达高度表在巡航导弹高度测量中的优缺点,根据组合高度的思想,采用卡尔曼滤波的信息融合技术,将三者有机地结合起来,取长补短,实现高度测量。仿真结果表明,气压/惯性/雷达的组合方案可以有效提高高度系统测量精度,增强巡航导弹的稳定性能。     

基于LabVIEW的气压高度测量系统设计

为了准确测量高度,构建了基于LabVIEW的气压高度测量系统.从热力学角度,阐述了气压与高度的对应关系;以气压传感器为敏感元件,设计了AVR单片机数据采集、处理和传输系统;编写了基于LabVIEW的上位机串口接收、数据处理、中值滤波和显示程序,通过VISA串口接收下位机发送来的温度和气压数据,利用气压和高度的关系,计算气压对应的高度和即时速度,并在前面板以图形方式显示.以某建筑物的各楼层为研究对象进行了高度测量实验,结果表明设计的高度测量系统能够实时准确地测量和显示温度、气压、高度和速度数据,中值滤波后高度噪声减小为0.3m,是滤波前的30％.因此,基于LabVIEW的气压高度测量系统为高度测量和三维导航定位等应用提供了一种有效的参考方案.     

基于UKF的视觉辅助末制导仿真研究

针对巡航导弹中段制导累积误差大的情况,在末制导段采用计算机视觉技术进行辅助制导.介绍了视觉制导的位姿估计方法,并利用无迹卡尔曼滤波器(UKF)对视觉和惯性制导系统进行信息融合,建立了视觉辅助末制导(VATG)的仿真控制模型.实验结果表明:该方法显著提高了末制导系统的精度和可靠性.     

固定翼无人机密集编队极速穿越策略研究

针对固定翼无人机密集编队穿越门框的任务场景,提出系统编队穿越方案.首先,根据机载相机测量信息,提出基于视线角的制导策略,能够快速调整机头指向对准门框;其次,为了提高成功穿越的可靠性以及解决视线遮挡问题,提出基于门框位置解算的协同制导策略;然后,针对复赛存在导航干扰情况,在水平方向上设计基于特征点测量的惯性导航算法,在垂直方向采用基于微分滤波的气压高度和升降率提取方法,并且利用视线角穿越门框,设计基于距离控制的编队控制律;最后,设计相应的固定翼无人机系统,并以7机编队的形式参加了2021年“无人争锋”极速穿越比赛,参赛结果验证了所提出极速穿越方法的有效性.     

组合导航系统离线信息融合算法

获得高精度的载体实际飞行轨迹,是组合导航系统性能评测的重要手段.从组合导航系统研究出发,针对惯性导航系统、姿态(非姿态)型GPS和大气数据计算机多传感器组合导航方式,实现多传感器信息离线融合算法.同类型导航传感器数据采用加权最小二乘算法,并利用开环卡尔曼滤波实现组合导航的信息融合,在此基础上再进行最优固定区间平滑滤波.仿真实验结果表明,经过上述3步信息融合之后,得到的导航结果精度不仅高于任一个传感器精度,而且高于单独采用卡尔曼滤波的导航参数精度.