基于星敏感器的天文/惯导组合导航仿真研究

本文通过仿真实验,研究了基于星敏感器的天文／惯导组合导航系统的导航性能和特点。首先分析了天文导航的基本原理,并给出了天文／惯导组合导航算法的理论模型。在此基础上,建立了天文导航和捷联惯性导航的仿真模型,实现了天文／惯导组合导航系统仿真。仿真结果表明：基于星敏感器的天文／惯导组合导航能够有效抑制惯导的长时漂移累积误差,有利于实现机载远程长航时的高精度导航。     

JTIDS惯导GPS组合导航算法研究

针对JTIDS相对导航算法在实际应用中存在的不足,比如位置信息更新率较低、无姿态信息等,结合惯导系统、GPS卫导系统的导航优势,研究了JTIDS相对导航与惯导/GPS进行组合的导航算法,对两种导航算法即JTIDS/惯导组合导航算法、JITDS/惯导/GPS组合导航算法进行了仿真对比分析,验证了导航算法的有效性,仿真结果表明组合了GPS的导航算法比没有组合GPS的算法,较大程度提高了定位精度,仿真分析结果为实际工程提供了一定的理论参考。     

基于小视场星跟踪器的天文/惯性/卫星组合导航系统半实物仿真技术研究

因目前没有针对小视场星跟踪器的室内测试设备,而外场试验和试飞试验成本高、 难度大,为了对组合导航系统的算法和性能进行测试,本文设计了一种基于小视场星跟踪器的天文/惯性/卫星组合导航半实物仿真系统。该系统根据实际采集的导航源数据建立误差仿真模型, 产生仿真数据,结合组合导航系统原理样机中的导航处理器和显控单元实物模块,形成半实物仿真系统。它具有很强的灵活性和可扩展性,可有效地降低组合导航系统的实验成本,缩短研制周期, 对研究组合导航系统的算法性能、系统特性和工程应用等具有重要理论和实践意义。     

MEMS-INS/GPS双星组合定位方法研究

提出了一种 GPS 不足 4 颗星情况下的双星组合定位方法。利用微机械惯导系统短时间自主导航定位的优良特性,建立双星组合定位的误差方程,同时利用 GPS 导航系统自身的卫星测量信息,设计双星组合定位导航系统的卡尔曼滤波器来实现微机械惯导和 GPS 卫星信息的最优融合。通过微机械惯导和 GPS 的信息融合,实现 GPS 在 2 颗卫星情况下的组合定位。实验结果表明,在 GPS 卫星导航收星条件差的情况下,双星组合导航具有较好的定位精度。     

机动天基平台惯性/天文导航组合模式研究

为了有效提高惯性/天文组合定姿效果,研究了在机动天基平台条件下惯性/天文导航的7种组合模式在姿态控制方面的应用,进行了理论分析,并对不同的组合模式的定姿结果进行了仿真实验。通过仿真分析了惯性/天文各种组合模式的优缺点,提出了不同组合模式的适用场合,当星敏感器识别恒星为两颗时,采用基于光轴指向的组合模式的效果好于使用星光单位矢量的组合模式;当星敏感器识别恒星超过两颗时,采用基于姿态矩阵的惯性/天文组合模式效果最好,能够更充分地利用星光信息、计算精度高、计算实时性好。     

基于伪距/伪距率双差的INS/GNSS紧组合相对导航算法研究

随着惯导/卫导组合导航技术的发展,将其应用于编队相对导航的研究越来越多。结合卫导差分相对定位、INS/GNSS 组合导航技术,本文将编队成员中主节点和从节点伪距、伪距率的两次差分量直接作为观测量,研究了一种 INS/GNSS 紧组合相对导航新算法。该算法通过两次差分操作可以消除大部分传播路径误差以及公共时钟误差;利用惯导的平滑特性能够消除测量量中的部分随机噪声。仿真结果表明：该算法能够提供精度更高,更加平稳的相对导航信息。     

捷联惯导在线标定技术

捷联惯导在线标定技术对于提高导航载体的机动性和导航的准确性至关重要。充分阐述了捷联惯导在线标定技术研究现状,对在线标定中的误差建模、可观测性分析、最优误差激励方式的选择以及参数估计进行了深入分析和归纳。指出了在线标定技术进一步的研究方向,对在线标定技术的了解和深入研究具有一定的指导意义。     

捷联式天文惯性导航融合方法研究及仿真

针对传统的天文惯性组合定位定向法不能有效修正惯性导航系统传感器误差所造成的导航误差，研究了一种新的惯性天文融合方法。利用天文导航系统量测的姿态，根本上抑制陀螺漂移误差，进而提高系统的姿态、速度及定位精度。     

运载器深空动力飞行INS/CNS/Doppler系统导航方法研究

提出了一种运载器深空动力飞行阶段的精确自主导航方法。以捷联惯性导航系统为主导航系统,并辅以天文导航、多普勒导航,利用信息融合技术,构成 SINS/CNS/Doppler 组合导航系统。以惯性导航的信息误差量作为系统状态量,建立系统数学模型,在天文观测信息的基础上,利用单程多普勒频移测量运载器与地面站的相对速度,采用联邦滤波算法将观测信息有效地融合在一起,完成运载器深空动力飞行阶段的导航任务。对提出的导航方法进行了数值仿真, 仿真结果表明,该方法的导航速度估计精度达到 0.04m/s,姿态估计精度达到 1 角秒以下,具有很高的导航精度。     

基于粒子滤波的INS/TAN组合导航

将粒子滤波应用于INS／TAN组合导航系统中。仿真证明,该滤波方法有效地克服了地形的非线性特性和惯导误差对组合导航结果的影响。     

星跟踪器天文观测信息异常检测算法

针对机载天文导航系统中小视场星跟踪器的观测信息容易受外界环境影响而导致输出噪声较大的问题，提出了一种天文观测信息异常检测算法。建立了星跟踪器观测信息相对惯性导航基准的理论观测信息的误差模型，采用视场阈值检测、3?剔除和斜率估计等算法分别检测处理了观测信息中的野值、跳变和缓变异常信息。并通过对实际观测数据验证的测试结果表明， 该方法有效解决了星跟踪器的天文观测信息异常检测问题，为基于小视场星跟踪器的机载 CNS/INS 组合导航系统的工程化实现奠定了基础。     

惯性系下GPS/SINS紧组合导航算法研究

针对新一代远程空空导弹的特点,研究了在导弹发射惯性坐标系下,基于伪距/伪距率的GPS/SINS紧组合导航算法,推导了该坐标系下的惯导一阶误差传播方程,建立了该坐标系下GPS/SINS组合导航系统的状态方程和量测方程,并进行了相关数学仿真验证。仿真结果表明,在该坐标系中GPS/SINS紧组合导航算法有较高的导航精度。     

Mesh自组网与惯导组合的班组协同定位算法研究

采用单一低精度惯性传感终端完成定位解算将导致定位精度发散,定位信息回传覆盖范围小,且传输易受干扰,因此,该文提出了一种Mesh自组网与惯导组合的班组协同定位方法.该方法建立的一种基于线性化卡尔曼滤波的班组协同定位算法模型,以高、低精度惯导组合的班组协同为基础,结合Mesh网络的通信传输功能,可抑制单一低精度惯性传感终端...     

冗余旋转惯导系统两位置初始对准方法

冗余旋转惯导系统(Redundant Rotating Inertial Navigation System, RRINS)可以在传统旋转惯导系统的基础上,进一步提高系统的可靠性。针对该类系统高精度初始对准需求,以正四面体冗余旋转惯导系统为例,研究了两位置初始对准方法。首先以每3个陀螺仪和3个加速度计构成一种组合方式,建立每种组合下惯性器件的零偏与冗余配置相关的解析表达式,并设计RRINS两位置转停方案以估计对应惯性器件的零偏,但是在某些特殊的情况下需要增加观测位置;然后将每个惯性器件在不同组合下得到的结果取均值,并利用该均值对相应惯性器件的测量信息做补偿;最后基于补偿后的惯性器件输出进行RRINS的初始对准。数学仿真和实验验证结果表明,该方法在不同两位置方案下均可有效估计出惯性器件的零偏。仿真中陀螺仪的零偏估计误差在4%以内,加速度计的零偏估计误差基本在2%以内,且相比无零偏补偿的情况,初始对准精度提高10倍以上。实验中水平和方位向的初始对准精度都有提高,航向角对准误差最大减小100倍左右。同时,该方法还可以推广到其他配置方案的冗余旋转惯导系统中,对该类惯导系统初始对准精度的提高具有...     

基于惯性导航与无线测距组合的车载定位方案

车载导航中,使用无线测距与惯性导航系统(INS)组合定位,可有效改善系统定位精度。针对定位中全球卫星定位系统(GPS)失锁时,由INS长时间独立工作造成的定位误差,该文从理论上论证了用无线测距所得精确距离修正INS定位数据方案的可行性,给出组合定位具体原理,并分析了定位误差与INS误差的关系,从而用来改善定位精度。仿真结果表明此方案可有效提高定位精度。     

激光陀螺捷联惯性导航系统零速修正研究

针对激光陀螺捷联惯性导航系统不依赖外部信息修正,长时间工作累积放大的问题,分析常用的零速修正算法二次曲线拟合法、最小二乘法、卡尔曼滤波法等,结合车载激光陀螺捷联惯性导航系统实际应用,提出一种自适应零速修正方法,利用零速修正技术的约束条件,构建15个基本误差参数,根据系统自身误差特性,设计出系统的状态量测矩阵和量测方程,并采用基于普条件数可观测理论对系统各状态进行了可观测性分析,确定卡尔曼滤波器参数,从而实现对位置坐标、姿态角、速度误差进行了有效估计,可以有效提高惯性测量单元（IMU）导航精度。实验表明,采用该方法能有效提高了捷联惯性导航系统导航精度,既克服了频繁停车,又增强了载体的机动性能。     

零速修正技术在车载惯性导航中的应用研究

针对车载惯性导航系统由于无外部信息长时间运动导致的误差积累的问题,提出一种运用动态零速修正技术来提高导航精度的方法。利用零速修正技术的约束条件,构造观测量;用基于普条件数可观测理论对系统各状态进行了可观测性分析,确定卡尔曼滤波器的滤波效果,并进行仿真实验对姿态角误差、速度误差进行了估计。实验表明,在惯性导航系统中,零速修正技术很大程度上提高了导航的位置、速度、姿态信息,有效地确保了车载导航的导航精度。     

Mars-LiDAR系统误差分析及安置角误差飞行检校

机载激光雷达系统是集激光扫描仪、全球定位系统和惯性导航系统等于一体的多传感器集成系统。机载激光雷达的检校和标定是保证激光点云定位精度的关键环节,其中扫描系统安置角误差是影响定位精度的主要因素之一。首先介绍了国产中远程机载激光雷达Mars-LiDAR系统,然后基于误差传播定律对系统误差进行了分析。研究了系统安置角误差的飞行检校方法,采用外场定标的方法将安置角进行动态分离,并通过飞行试验完成了系统安置角误差的动态检校,对Mars-LiDAR系统在3000 m、4000 m飞行高度获取的点云进行了定位精度分析和校正,验证了Mars-LiDAR系统安置角误差检校方法的实用性。     

激光陀螺捷联惯性导航系统IMU误差标定

针对激光陀螺捷联惯性导航系统惯性测量单元(IMU)误差标定对转台精度、基座对北和调平要求较高,以及系统工作时激光陀螺抖动、长时间工作温度升高、算法复杂等因素,提出了以速度为观测量,采用以最小二乘拟合法的系统级标定法。通过三轴转台多位置测量：静止 转动 静止,快速辨识三轴激光陀螺和三轴加速度计正交安装误差、传感器零偏、刻度因子等24个误差参数,整个标定过程时间约2 h,多位置对准航向、横滚、俯仰测试精度优于0.012°。实验表明,采用该方法算法简单,操作过程便捷,可以有效提高激光陀螺捷联惯性导航系统IMU精度。