捷联惯性/星光折射组合导航算法

基于星光折射间接敏感地平的高精度特性,本文提出了一种捷联惯性/星光折射组合导航方法．利用星敏感器输出的姿态信息修正陀螺漂移,并结合大气折射模型得到星光折射角来修正位置、速度误差．推导了组合导航系统的观测模型,并对系统进行可观测性分析,最后使用卡尔曼滤波进行状态估计．仿真结果表明:捷联惯性/星光折射组合导航系统不但能够准确的估计陀螺漂移,而且能够有效修正由加速度计偏置造成的误差,从而进一步抑制速度、位置误差的发散,是一种提高系统定位精度的实用方法．     

SINS／星敏感器组合导航方案研究

研究了SINS/星敏感器组合导航系统中对陀螺误差和星敏感器安装误差角进行在线自标定的方法。提出了以惯导输出确定的载体相对惯性空间的姿态四元数和星敏感器输出的姿态四元数构造量测的方法。设计了对陀螺随机常值漂移和星敏感器安装误差进行在线自标定的组合导航方案。仿真结果结果表明在简单的俯仰运动和抖翼运动激励下,星敏感器的安装误差估计精度可达到角秒级,姿态精度明显高于忽略星敏感器安装误差的方案。     

一种加速度计螺旋下落时误差系数的Allan方差分析

随着卫星导航定位系统和惯性导航系统（INS）的不断发展,由2种系统组成的组合导航系统已经在很多方面发挥了积极作用。随着组合导航系统技术日臻成熟,低成本的INS也得到了广泛应用,MEMS惯性器件体积小、功耗低,便于低成本系统的实现,但缺点是误差较大。为了对MEMS惯性器件的误差项进行分析和识别,多位研究人员使用Allan方差方法对惯性器件长时间数据进行处理对加速度计螺旋下落时的误差项进行了Allan方差分析,介绍了Allan方差分析方法的原理和实现方法,并利用该方法对加速度计的各个误差项进行了辨识通过对加速度计的实测数据进行处理和分析,属于短时间内Allan方差分析方法,并给出了加速度计各个误差项识别结果,对后续分析被测运动物体的姿态计算精度有参考价值。     

抗差自适应EKF在INS/GNSS紧组合中的应用

针对惯性/卫星紧组合导航中卫星观测数据存在粗差,影响组合导航系统定位精度,同时考虑到卫星少于4颗和卫星几何分布不佳对预测残差构造自适应因子的影响,提出了一种抗差自适应EKF紧组合算法。该算法给出惯性/卫星紧组合状态方程与观测方程,抗差等价权因子和预测残差法构造自适应因子的计算公式,并给出卫星少于4颗和卫星几何状态分布不佳情况下自适应因子的计算方法。通过车载实测数据对算法进行验证与分析,实验结果表明,基于抗差自适应EKF的惯性/卫星紧组合算法可有效削弱卫星粗差观测值的影响,在可见卫星数少于4颗和卫星几何分布不佳的状态下,依据该算法获取的系统导航精度得到进一步提高。     

陀螺/星敏感器在轨标定算法研究

为确保姿态测量器件长期在轨工作精度,提高三轴稳定卫星的姿态确定精度,针对典型的陀螺/星敏感器联合定姿方案,推导了一种对陀螺和星敏感器进行实时在轨标定的算法.充分考虑卫星姿态测量过程中可能出现的各种误差源,建立陀螺和星敏感器的安装误差和标定因子误差模型,并对可能出现的各种误差进行在轨补偿,与同类算法相比,为卫星姿态确定和校正提供了更加丰富的信息,计算量更小.最后对该算法进行了数学仿真,仿真结果验证了该在轨标定算法的有效性和可靠性.     

星敏与磁力仪间安装矩阵的一种地面标定方法

为了在地面准确标定卫星地磁测量系统中的磁力仪与星敏感器间的安装矩阵,设计了基于单轴无磁转台的标定系统,该系统由无磁转台、地磁场监测设备等组成.首先分析了系统中的误差源,建立了相应的坐标系进行误差传递,结合磁力仪的误差模型得到磁力仪的输出方程.据此提出了一种利用单轴立式无磁转台标定安装矩阵的方法.该方法采用谐波分析法辨识出磁力仪的输出方程中各误差系数,并得到了初始位置下磁力仪坐标系在地理坐标系下的姿态,通过星敏感器观星确定星敏感器坐标系在惯性空间的姿态,并根据当地经纬度与格林尼治恒星时,得出了初始位置下星敏感器坐标系在地理坐标系的姿态.最后以地理坐标系为桥梁,解算出了磁力仪与星敏感器之间的安装矩阵.结合Monte Carlo方法和不确定度合成公式对该方法进行仿真试验与误差分析,研究结果表明,在磁力仪观测误差为1 nT,星敏感器测量精度为1SymbolrB@下的安装矩阵各个元素不确定度在1.14×10~(-5) rad以内,验证了标定方法的正确性.     

惯性元件的失准角分离技术研究

针对陀螺仪和加速度计存在失准角的问题,采取误差分离技术,设计了简单、高精度测试失准角的方法.对失准角进行了定义,利用方向余弦阵的基本性质,从小角度的原理推导了惯性元件失准角的二维分解表达式,在测量陀螺仪的失准角时,对安装误差、夹具误差和失准角误差进行了误差分离.针对加速度计失准角的测试,设计了简易的测试方法,有效分离了加速度计的失准角以及夹具体的安装误差.对一个半球谐振陀螺仪和一个石英加速度计的失准角进行了实测,标定精度达到角秒级,验证了采用误差分离技术的测试方案的正确性,提高了失准角测试精度.     

一种新的SINS/星敏感器组合导航姿态匹配算法

对SINS/星敏感器组合导航算法进行了研究。基于量测失准角的概念,提出了一种新的SINS/星敏感器组合导航姿态匹配算法,分析了SINS和星敏感器的输出,详细推导了组合导航系统量测的构造过程。与传统姿态匹配方法相比,该算法计算量小且噪声信号的物理意义更加明确。通过仿真验证,结果表明该算法是有效的,既能使姿态误差得到显著收敛,又能准确估计陀螺常值漂移和星敏感器安装误差。     

一种基于VINS/FINS组合导航方法

针对视觉惯性组合导航系统中微惯性器件精度偏低,以及足部惯性导航系统航向角误差可观测性差的问题,研究了一种基于上述两种系统的信息双向融合的导航定位方案. 该方法的系统结构由安装于双足步行机器人躯干部分的惯性导航系统和安装于其足部惯性导航系统两部分组成. 惯性导航系统通过视觉同时定位与地图构建数据融合方法可以获得相对准确的航向角,足部惯性导航系统利用零速修正后的位置信息实时修正惯性导航系统中的低精度惯性器件误差,从而构建视觉与惯性信息双向融合的组合导航系统结构. 实验结果表明,该组合导航方案可以有效提高双足步行机器人的航向精度和定位精度.     

一种深空自主导航系统可观测性分析方法

针对非线性系统的可观测性,本文结合微分几何相关理论通过李导数求解系统的可观测矩阵,利用条件数给出了一种衡量系统可观测度的分析方法;将其应用于基于太阳视线矢量的深空自主导航系统的可观测性分析,研究了不同轨道参数对系统可观测性能的影响;为进一步验证导航系统可观测度与状态估计精度之间的关系,结合非线性扩展卡尔曼滤波建立导航算法,对不同可观测度条件下的自主导航系统分别进行仿真分析.从仿真结果可以看出,本文提出的可观测性分析方法是可行的。     

SVD可观测度分析方法的改进及组合导航中的应用

为解决已有的基于线性时变系统可观测性矩阵奇异值分解（SVD）的可观测度分析方法中存在的依靠外部量测信息、状态量纲比较不一致、奇异值基准不唯一的问题,提出一种改进的基于SVD理论的系统状态可观测度分析方法. 首先阐述了线性时变系统与分段式线性定常系统（PWCS）之间的关系,并介绍了PWCS可观测性分析理论,在满足该定理要求的情况下,通过PWCS的提取可观测性矩阵（SOM）替代总可观测性矩阵（TOM）可以有效降低分析计算的复杂度. 然后由系统提取可观测性矩阵SVD分解及其得到的奇异值与对应奇异向量,对系统的观测方程进行推导,根据载体不同机动情况下同一状态观测程度的纵向比较计算得到系统各状态的可观测度指标. 最后采用SINS/DVL组合导航系统进行仿真验证. 仿真结果表明, 通过该方法计算的可观测度指标与Kalman滤波状态估计误差特性相符,证明该改进方法可预见及准确描述状态的估计效果,并且依据所计算的状态可观测度进行系统自适应反馈校正,可以有效提高导航精度.     

无人水下航行器SINS/DVL组合导航方法研究

给出了应用于无人水下航行器远程航行的基于SINS/DVL的组合导航方法。利用Kalman滤波算法融合DVL测量的绝对速度估计SINS的导航参数误差,并进行校正。仿真结果说明这种方法能够有效提高导航系统精度,从仿真曲线还得到了闭合航路能够大幅度消除导航误差的结论。     

GPS／SINS超紧组合导航系统自适应混合滤波算法

针对传统反馈校正滤波结构中,由于不可观测状态的反馈导致系统滤波精度下降,以及由于全球定位系统／捷联惯性导航系统(GPS／SINS,global positioning system／strapdown inertial navigation system)超紧组合导航系统量测方程的非线性导致滤波难度的增加等问题,本文重新推导了线性的量测方程,并将基于状态可观测性的混合校正滤波算法应用于该模型．通过对比三种主流可观测性分析方法,选用误差协方差阵的特征值和特征向量可观测性分析方法分析系统状态的可观测性．最后根据可观测性分析的结果制定自适应的反馈因子,从而对SINS和GPS接收机误差进行校正．仿真结果显示,该方法可以有效提高不完全可观测系统的估计精度．     

基于联邦滤波的INS／GPS组合导航系统数据融合研究

针对INS导航定位的精度低、GPS导航定位的非自主性,采用INS／GPS组合导航的方式,重点阐述了系统模型的建立,在Matlab／Simulink平台下对系统进行仿真实验时,采用了基于无重置的联邦卡尔曼滤波器的组合方案,实验表明了组合系统比任何单一的导航系统的定位精度都要高,是一种可行的导航方法．     

光纤SINS/GPS组合导航系统分析

为提高光纤陀螺捷联惯导系统的精度,以光纤陀螺捷联惯导系统与全球定位系统（GPS Globle Position System）为研究对象,采用联邦卡尔曼滤波算法,构成了SINS/GPS（Strap-down Inertial Navigation Systerm/Globle Position System）组合导航系统。仿真结果表明,该算法能及时修正子滤波器的偏差,大大降低子滤波器的模型误差,进而提高整个滤波器的精度,并有效克服了滤波发散现象。     

SINS大失准角传递对准模型的可观测性分析

捷联惯导系统(SINS)是在军事、航空等领域有着广泛应用的全自主导航系统,传递对准是确定其导航初值的一项关键技术.针对捷联惯导系统大失准角传递对准模型进行了可观测性分析研究.首先,建立了SINS欧拉角误差模型,并根据水平失准角为小角度的工程实际情况等对误差模型进行了简化;然后,从非线性系统的可观测性分析出发,利用微分几何理论给出系统的可观测矩阵,并给出了系统可观测度定义以及通过奇异值分解分析状态变量可观测度的方法.将该方法应用于SINS大失准角传递对准模型中,对系统进行了"速度"匹配和"速度+姿态"匹配模式下的可观测性和状态可观测度分析;最后,设计了UKF滤波器进行传递对准仿真,仿真结果与可观测分析结论一致,验证了该可观测分析方法的正确性.结果表明,这两种匹配模式下系统均为不完全可观测,并且"速度+姿态"匹配模式下状态变量的可观测度相比"速度"匹配模式下的状态可观测度高.     

弹载主INS与SAR天线IMU传递对准方法

本文以助推—滑翔导弹为研究对象,针对其飞行中、末段采用的INS/SAR组合制导体制,建立了发射点惯性系下惯导系统误差传播模型、观测模型,给出了弹载主INS和SAR天线附加IMU的传递对准方法,并通过数学仿真验证了方法的有效性.