GPS/SINS组合系统

简要介绍了捷联惯导系统(SINS)和导航星全球定位系统(GPS)结构原理,并提出GPS/SINS组合系统的应用和原理。着重论述了GPS系统的优点以及GPS/SINS组合系统应用的价值,提出战术导弹采用GPSC/A码动态接收机是修正低成本、低精度SINS系统误差的好方法;指出GPS/SINS组合系统是实用的、性价比优良的组合制导系统,有着广阔的应用前途。     

捷联惯导系统级余度技术研究

为了防止捷联惯导系统由于长时间工作而导航精度变差，对导航系统之间的互补性进行了研究，介绍了SINS／GPS与SINS／DNS两套综合导航系统方面的内容．通过对系统误差、性能的分析及仿真，给出了组合导航子系统的故障检测与隔离算法．该结果表明，采用组合惯导余度技术在工程实践上确实可以解决捷联惯导系统长时间工作而导航精度变差的问题．     

GPS/SINS/CNS 组合导航在航天器上的应用

针对传统的惯性导航误差模型推导不适合空间应用以及GPS信号传输修正能力有限等问题,提出一种基于GPS/SINS/CNS的组合导航系统总体设计方案。在导航仿真系统中增加组合导航系统性能评估模块,推导了基于J2000坐标系的惯性导航误差模型,给出GPS、SINS与CNS的数学模型,利用扩展的卡尔曼滤波设计组合导航系统,对连续信号和信号中断两种模式进行了仿真。仿真结果表明,该导航系统能很好地满足航天器在轨运行的导航性能要求,能够为航天器提供高精度的测量与导航信息。     

GNSS可用星数对GNSS/SINS紧组合系统性能影响分析

定量分析了GNSS可用星数对GNSS/SINS紧组合导航系统性能的影响,建立了一种紧组合系统可观测性分析模型,推导了紧组合系统的可观测性矩阵,并针对不同GNSS可用星数的情况给出了GNSS/SINS紧组合导航系统的可观测性理论分析结果以及各状态量的可观测度和导航解算性能。仿真结果表明:当有4颗及以上可用星时,由于GNSS/SINS紧组合导航系统完全可观,因此可获得高精度的导航信息;而当可用星数短时衰减为3颗时,且短时间内时钟误差较为稳定,则短期内GNSS/SINS紧组合导航系统仍可提供较高精度的导航信息;当仅有1颗或2颗可用星时,由于量测信息严重不足,导致组合系统状态量的可观测度大幅下降,使得组合系统的导航精度明显降低。     

光谱红移/SINS自主组合导航方法

为了满足巡航弹对导航系统高精度和强可靠性的要求,提出一种基于光谱红移测速原理的捷联惯导(SINS)/光谱红移(SRS)自主组合导航新方法.在研究光谱红移导航原理的基础上,设计了SINS/SRS自主组合导航系统方案,建立了该组合导航系统的数学模型和算法,并进行了仿真验证.结果表明:提出的SINS/SRS自主组合导航新方法,能利用SRS获得的高精度速度信息对SINS进行校正,有效抑制SINS随时间累积的误差,精度高,可靠性好,能满足巡航弹对导航系统性能的要求.     

车载激光陀螺SINS/DR组合导航系统研究

推导了捷联惯导系统（SINS）误差方程和航位推算（DR）误差方程。建立了SINS／DR组合导航离散卡尔曼滤波（KF）状态方程和量测方程。最后对SINS／DR组合导航算法进行了仿真，仿真结果表明；组合系统中部分误差源能够被估计出来并且得到补偿，因而组合导航效果优于单独的SINS或DR导航效果。     

发射系下SINS/GPS 组合导航系统的算法研究

基于地理坐标系下的传统捷联惯性导航系统无法直接获取发射系下的导航参数,难以满足空天飞行器等高轨道飞行器对高精度、高可靠性导航系统的需求,研究了发射系下捷联惯性导航算法.搭建了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的SINS/GPS组合导航模型,传感器获取的导航量测信息直接在发射系下进行捷联惯导解算,为飞行器等提供位置、姿态等信息.采用STM32、XSENS惯性器件和GPS接收机构建相应的算法验证平台.实验结果表明:发射系下的SINS/GPS组合导航系统能提供较高的导航精度,从而验证了发射系下的SINS/GPS组合导航系统算法的正确性与合理性.     

基于SINS/CNS的月球车自主导航方法

针对月面特殊环境,设计了一种基于改进粒子滤波的捷联惯导与天文导航(SINS/CNS)月球车组合导航仿真方案。首先,根据月球表面导航的特殊要求,建立了月球环境下惯性导航系统的姿态、速度和位置误差方程,然后建立基于速度和天文联合观测的量测方程。由于系统状态方程和量测方程均为非线性方程,所以采用了改进的粒子滤波实现月球车位姿信息的最优估计,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正惯导系统的位置、速度和姿态。本设计的仿真结果表明:该方法具有很好的位置和姿态估计精度,同时有效抑制了量测噪声对系统性能的影响,是解决月球车自主导航问题的一种有效而实用的方法。     

INS/GNSS/SAR组合导航系统故障检测技术研究

文中对INS/GNSS/SAR组合导航系统进行了系统级故障检测、隔离和重构技术研究.以惯导组合系统(INS/GNSS/SAR)为例,采用联邦滤波器的容错滤波算法,进行了计算机仿真,仿真结果表明该算法具有不低于集中卡尔曼滤波的导航精度,同时还具有较强的容错性.     

航速惯导组合导航系统在AUV上的应用

捷联惯导多普勒（SINS/DVL）组合导航技术是自主水下航行体（AUV）导航系统中经常采用的算法。针对由于复杂海洋环境导致的DVL失效,使整个导航精度急剧下降的情况,该文将螺旋桨转速变换成AUV航速,利用航速惯导组合系统信息融合方法,提出了一种通过航速惯导组合导航的卡尔曼滤波算法,可以减小导航误差。仿真结果表明,该算法提高了系统稳定性,在短时间内可以满足AUV导航系统的定位需求。     

基于CNS仿真器的弹道导弹SINS/CNS/GNSS组合导航系统研究

通过对CNS仿真器的设计，模拟了CNS的核心器件星敏感器的输出准量测数据，实现了对平台误差角的估计。将其和卫星导航系统（GNSS）共同运用到弹道导弹组合导航系统中，以融合反馈模式的联邦滤波器为基础，构建了SINS／CNS／GNSS组合导航系统。仿真结果表明了该组合方案的稳定性和可靠性。     

基于对偶四元数的惯性/卫星/天文组合导航系统改进联邦滤波方法

传统惯性/卫星/天文组合导航系统联邦滤波中主滤波器和子滤波器状态量保持一致,而天文姿态信息仅对部分状态具有可观测性。常用的惯性/天文组合模式需将高精度的天文姿态信息进行坐标转换,从而降低组合导航精度。针对上述问题,提出了一种基于对偶四元数的惯性/卫星/ 天文组合导航系统改进联邦滤波方法,通过可观测性分析对子滤波器进行降维,能在保证导航精度的同时提高系统实时性。基于对偶四元数的降维惯性/天文组合方法可直接利用天文姿态信息进行组合,实现了天文高精度信息的有效利用,且避免将不可观测状态进行反馈修正从而提高组合精度。仿真结果表明,提出的改进联邦滤波方法能获得与集中式滤波相当的精度,在卫星信号丢失或故障情况下,相比于传统惯性/天文组合具有更优的性能。     

INS/GNSS/CNS组合导航系统仿真研究

研究了INS／GNSS／CNS组合导航系统的原理和特点。分析并建立了组合导航系统的误差模型，采用了平台失准角、INS与GNSS的位置之差和速度之差作为观测量进行仿真计算。仿真结果表明：采用天文导航系统对弹道导弹的INS／GNSS组合导航系统进行辅助将大幅度提高导弹的导航精度，具有重要的实际意义。     

基于联邦粒子滤波器的多传感器信息融合算法

提出了一种新的SINS/CNS/GPS组合导航观测方程,并给SINS/CNS/GPS组合导航系统设计了一种新的联邦式数据融合结构。使用粒子滤波器对联邦滤波子系统的多源数据进行融合处理,从而摆脱了经典卡尔曼滤波器的限制。仿真结果表明所提算法在SINS/CNS/GPS组合导航系统的信息融合中是有效性的。     

弹道导弹INS/GNSS/CNS组合导航系统研究

提出了弹道导弹惯性/卫星/天文组合导航系统的方案与组合结构,分析并建立了组合导航系统的误差模型,采用了联邦滤波器进行组合导航系统导航状态的最优估计,并进行了组合导航系统的仿真计算.仿真结果表明采用卫星导航定位系统和天文导航系统对弹道的惯性导航系统进行辅助将大幅度提高弹道导弹的导航精度,具有重要的实际意义.     

基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方法

传统惯性与星光组合通常需要将惯性系下的星光姿态信息转换到导航坐标系进而与惯性导航系统进行姿态组合,由于姿态信息转换过程中通常需要引入地理位置信息实现转换,从而不可避免地引入转换误差,无法充分发挥高精度星光姿态信息对惯性导航误差的修正作用。考虑到陀螺原始输出信息和星光姿态信息均能直接在惯性参考坐标系下测量获得,设计了一种基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方案。通过建立基于惯性系下陀螺误差估计修正的惯性与星光组合导航数学模型,直接在惯性系下对陀螺漂移误差进行在线开环跟踪估计;通过对陀螺误差实时修正,能够有效减小由于陀螺漂移所带来的惯性导航系统解算误差。仿真结果表明,该方案能够有效估计出陀螺的漂移误差,进而有效提高了惯性导航系统精度。     

捷联惯导/天文组合导航

为了有效提高惯性导航精度，文中介绍了一种基于星敏感器的捷联惯导组合导航方法。首先分析了捷联惯导／星敏感器组合导航系统的工作原理。其次，对组合导航系统进行建模，分析系统误差，通过捷联惯导和星敏感器的输出构造量测值，建立系统的误差状态方程和量测方程。最后，利用间接卡尔曼滤波，估计出组合导航系统的误差状态量，进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角。最终，通过对仿真结果的分析证实了该方法的有效性。     

差分GPS/SINS超紧组合在线标定与误差补偿方案设计

为了进一步提高GPS/SINS超紧组合系统的导航和误差标定精度,设计了一种基于载波相位差分的GPS/SINS超紧组合导航系统方案。一方面,超紧组合通过SINS对GPS跟踪环路的辅助,可以降低载波环路噪声带宽,减小码相关间隔,提高载波环和码环的跟踪精度;另一方面,载波相位提供高精度量测信息作为组合导航观测量,能够准确标定和补偿IMU常值误差,进一步提高了组合系统的导航精度。     

基于飞控仿真系统的SINS/BDII 组合导航仿真

为验证SINS/BDII 组合导航系统的性能,采用一种基于飞控仿真系统生成轨迹的方法。通过Visual C++ 编程语言以及飞控原理设计出模拟飞行仿真软件,运用双子样旋转矢量算法对转动的不可交换性误差进行有效补偿, 利用间接法滤波设计SINS/BDII 组合导航系统卡尔曼滤波器。验证结果表明模拟飞行状态下SINS 及组合导航系统算 法是正确的。该轨迹生成方法具有工程应用价值。