防区外发射对陆攻击导弹的GPS/INS组合制导系统

详细阐述了防区外发射对陆攻击导弹(SLAM)所采用的全球定位系统(GPS)/惯性导航系统(INS)电子设备和软件的组合方法,并说明导致采用这种方法的设计权衡。独具特色的SLAM GPS/INS电子设备构型是由巳有的捕鲸叉导弹的中段制导装置(包括捷联式惯性传感器组件和数据处理器)与洛克韦尔—柯林斯公司的单通道,顺序式GPS接收机处理器单元综合而成的。接收机处理器单元不仅包括GPS接收机,还包括执行SLAM导航任务和卡尔曼滤波算法及其它制导算法(包括导引头瞄准)的导航处理器。还介绍了SLAM的GPS辅助INS系统的飞行试验结果。     

Sigma点滤波在GPS/INS导航系统中应用及仿真

为了弥补现有组合导航算法的不足,提出了一种新的GPS量测数据和惯性导航系统(INS)数据的融合算法.近几十年,组合导航系统中最广泛使用的算法扩展卡尔曼滤波(EKF)是次优滤波器,因为它把非线性模型简化为1阶线性模型,且假设该系统由高斯白噪声驱动,这种简化会导致误差的扩大.而Sigma点卡尔曼滤波器可以克服这些缺点.Sigma点卡尔曼滤波器无需将系统动力学模型线性化,且在Sigma点卡尔曼滤波器中状态的分布采用选择的样本点集合来表示.通过这些样本点可以完全获得高斯随机变量真实的均值和方差,并且高斯随机变量在非线性系统传播时,其均值和方差可以至少精确到2阶.仿真结果表明,Sigma点卡尔曼滤波器在GPS/INS导航系统中表现性能良好.     

最优平滑技术应用于传递对准惯导系统的初始对准精度试验估计

本文讨论了一种动基座使用的子惯导系统的初始对准确 精度评估方法,提出利用INS或差分GPS等参数考 系统与被试系统组成一个机载导航数据测试系统,采用卡尔曼最优平滑滑技术,通过飞行试验实时记录和事后处理测试系统导航数据,来获得取高精度导航定位与初始对准参数估计的方法。     

一种有效的快速传递对准滤波器

利用传递对准滤波器来估计从动INS与主INS(惯导系统)之间的相对姿态误差。传递对准滤波器一般依靠来自主INS的速度测量(或速度积分)作为对准信息源。对于这种滤波器要求有水平加速度以满足方位误差的可观性(水平倾角的可观性是通过垂直升力来影响)。已提出一类新的传递对准滤波器。它是利用主INS在速度更新上扩展了姿态更新以增强改进,利用简单的滚动运动提供所要求的可观性。然而,采用这种快速传递对准滤波器,为了克服主INS与从动INS之间存在的挠曲。要求高速率测量处理。叙述了一种新的快速传递对准滤波器,在吞吐量与数据传输速率要求方面它更有效。这些优点是由于采用了简单的预滤波。通过设计与预滤波过程匹配的卡尔曼滤波器,减少了未建模的挠曲动态,并保持了快速收敛与高性能。结果表明,能达到在6s,之内用1Hz的更新速率获得对准精度为■mrad的潜力。     

快速传递对准方法的F-16飞行试验

这篇文章介绍了为研究和试飞一种新的用于在空中发射惯性制导武器的快速传递对准方法所进行的努力的成果。谈到的RAP,算法(Rapid Alignment Prototype)设计了一个有17个状态的卡尔曼滤波器,能够在5s内精确地将武器级的惯性组件(IMU)对准飞机级的惯性导航系统(INS)。对准方法仅要求飞行员完成一个短暂的“摇翼”机动。完全不需要作航向改变或是漫长的S转弯。RAP滤波器以12.5Hz的速率递推处理速度匹配与姿态匹配量测来估计和校正IMU的速度、姿态和惯性器件误差。在埃格林空军基地(Eglin AFB)进行了实验室和跑车试验以及一系列F-16的飞行试验。飞行试验结果表明,在小于10s的时间内,RAP滤波器达到亚毫弧度的对准精度。为进一步确认对准精度,又在100s的对准后系留飞行轨迹上对IMU的位置统计误差进行过计算。试验结果表明,无辅助导航的100s后的平均径向位置误差大约为70英尺,圆概率误差(CEP)为61英尺。前所未有的RAP对准精度和发射时间的减少为打击诸如机动发射装置和部队这一类时间临界(为保证命中可能逃逸的活动目标提出的对发射准备时间的限制——译者注)目标提供了快速响应能力。     

低成本IMU/GPS车辆组合导航系统设计与仿真研究

设计了一种低成本的IMU/GPS车辆组合导航系统.采用低精度的陀螺仪和加速度计作为惯性测量器件,构成惯性测量装置(IMU);然后,将该IMU与GPS构成组合导航系统,通过设计高效的组合导航算法来提高组合系统的定位精度.实验仿真结果表明,该低成本IMU/GPS车辆组合导航系统具有较高的导航精度,同时有效降低了系统成本.     

传递对准惯导系统的初始对准精度试验估计

讨论了一种动基座条件下使用的子惯导系统的初始对准精度评估方法,提出利用INS或差分GPS等参考系统与被试系统组成一个机载导航数据测试系统,采用卡尔曼最优平滑技术,通过飞行试验、实时记录、事后处理测试系统导航数据,来获取高精度导航定位与初始对准参数估计的方法。计算机仿真结果表明,这是一种有效的方法。     

SINS/GPS 组合导航卡尔曼滤波算法研究

针对单独使用某一种的导航设备都无法满足机载火控系统和飞行系统要求的问题,推导出 SINS/GPS 组合导航中的一种新的卡尔曼滤波算法.将有色噪声的白化处理引入到卡尔曼滤波器,设计了一套动态车载组合导航试验系统,给出了基于有色噪声白化的卡尔曼滤波器算法的具体步骤,以动态车载 SINS/GPS 组合导航系统试验的数据分析验证了此算法的正确性和合理性.分析结果表明:基于有色噪声白化的卡尔曼滤波器可以很好地解决有色噪声的影响,弥补了传统卡尔曼滤波器的不足,提高了导航结果的精确度.     

基于双联邦UKF算法的组合导航数据融合方法

为了提高组合导航系统数据融合的精度和容错性,提出一种双联邦UKF组合导航数据融合方法.采用双联邦UKF滤波器的算法将JTIDS相对导航技术与成熟的GPS/INS/DVS组合导航技术相结合组成新的双联邦UKF组合导航数据融合算法.联邦UKF算法将UKF算法和分散式滤波技术相结合,精度高容错性好,JTIDS相对导航技术精度高抗干扰能力强.主滤波器1对GPS/INS/DVS组合导航信息进行融合后与JTIDS相对导航信息在主滤波器2中融合,提高了组合导航系统的可靠性和容错性.数值仿真实验表明,该算法性能优于单纯采用联邦GPS/INS组合导航算法是一种理想的组合导航滤波方法.     

用火箭橇测试数据来鉴定先进惯性基准球惯性测量装置的精度

1981年～1982年,在新墨西哥州霍洛曼空军基地进行了一系列火箭撬试验。火箭橇上带有一台预先研制阶段的先进惯性基准球(AIRS)惯性测量装置(IMU)。将来自 IMU 的遥测数据与来自霍洛曼空军基地空间/时间测量系统的数据相结合,以鉴定 IMU 性能。研究了鉴定方案,以便为校准误差源修正 IMU 数据;用空间/时间数据去同步 IMU 数据,并计算出轨道比较量。这些轨道比较量作为卡尔曼滤波器估算法的可观测量,以便提供模型化的 IMU 误差的估值。精确火箭橇试验数据提供了方位对准误差的估算。它们也揭示了一种加速度表计算误差在系统性校准中的误差。本文叙述了为 AIRS 火箭橇试验研制的事后处理测试数据的鉴定技术,并提供了 AIRS 与空间/时间速度比较的例子,以及作为 IMU 误差指示的重要性说明。     

惯性导航系统自适应辅助GNSS矢量跟踪方法

针对复杂电磁环境下卫星导航接收机抗干扰能力不足的问题,提出了低成本 INS自适应辅助 GNSS矢量跟踪方法。该方法根据观测量性能指示器、跟踪环路锁定情况和卫星信号信噪比等,自适应切换高动态标量跟踪环路和 INS辅助矢量跟踪环路,实现低干扰环境下的高精度导航和中等干扰环境下满足导航精度情况下的最大导航能力。同时,给出了预处理滤波器、组合导航滤波器和高动态标量跟踪环路的具体设计方法。动态仿真试验结果表明,在高动态干扰环境下基于本算法的接收机可跟踪载噪比为15 dB-Hz 的 GPS L1 C/A卫星信号,比传统独立式高动态接收机的抗干扰能力提高了约12 dB。     

基于动态权值分配的无人机高度融合估计方法

为了提高无人机在海上低空飞行时的高度导航精度和可靠性,提出一种基于动态权值分配的高度融合估计方法。通过建立INS/GPS组合导航系统误差模型,设计了惯性/卫星/雷达高度计组合导航卡尔曼滤波器,并通过采用最优权值分配策略进行数据融合,实现低空飞行条件下的高度准确估计。仿真结果表明：该方法在低空飞行条件下的高度导航精度有明显提高,具备较强的鲁棒性,具有较大的工程应用参考价值。     

基于低通滤波技术的GPS/INS 组合导航

针对GPS/INS组合导航系统中的惯性导航系统(inertial navigation system,INS)存在的随机误差的问题,研究了一种通过低通滤波器减弱或消除GPS/INS组合导航系统高频噪声的方法。分析了陀螺仪与加速度计在三轴方向上的误差源及其相关性,给出无人机组合导航系统中GPS/INS组合导航误差模型,针对INS数据中所含的高频误差,构造了低通滤波器以消除其对导航精度的影响;并通过实测Matlab/Simulink仿真与实测GPS/INS导航数据验证该低通滤波器性能。试验结果表明:采用低通滤波处理INS高频误差显著改善了位置精度,三轴方向上精度分别提高了25%、22%和21%。     

Loran-C/INS组合导航系统在飞航导弹上的应用

建立了用于飞航导弹导航的Loran-C/INS组合导航系统的状态方程和测量方程,并设计了Loran-C/INS系统的次优卡尔曼滤波器。以某地区Loran-C台链为例,针对均方根值为0.1°/h和0.01°/h的陀螺漂移,将飞航导弹的动力学特性看作一阶惯性环节时,对组合系统的导航效果进行了仿真分析,结果显示LoranC/INS组合导航系统能提供较高精度的导航信息,具有较好的应用前景。     

抗差估计及Allan方差在车载组合导航系统中的应用研究

针对组合导航系统中全球定位系统(GPS)信号易丢失和干扰、惯性导航系统(INS)无法长时间单独工作的问题,通过采用带故障检测和隔离的导航算法解决GPS 数据异常的问题,有效提高系统的可靠性;同时当GPS 卫星信号短时间丢失时,利用Allan 方差分析方法确定惯性传感器误差并进行补偿,使纯INS 能够在一定精度内独立工作相对长的一段时间。车载试验结果表明:该方法能够保证组合导航系统的可靠性,且在GPS 信号短时间丢失情况下提高了纯惯导系统的导航性能。     

GPS间歇性失效环境下的低成本多传感器组合导航系统研究

针对GPS/SINS组合导航系统在GPS间歇性失效环境下导航精度迅速下降的问题,设计了一种低成本的多传感器组合导航系统。该系统由陀螺仪、加速度计、气压计、磁力计和GPS组成,通过卡尔曼滤波器进行信息融合来实现精确的导航定位。针对GPS间歇性失效环境,利用气压计和磁力计的测量信息来辅助SINS进行导航。采用内置MEMS多传感器的智能产品对设计的系统进行了实验验证。实验结果表明,该系统可以在GPS间歇性失效的环境下实现精确的导航定位。     

具有插件式GPS接收机的惯导系统

美国国防部已经收到杭尼韦尔公司的首批具有插件式GPS接收机的惯导系统(INS)。这种INS加插件式GPS的组合据认为是第一种适合军用的装置。首批三个生产型装置的实验室和车载试验已于1992年     

GPS接收机同现有惯导系统组合

目前正在使用许多平台型和环形激光捷联型惯性导航系统(INS)。本文讨论在这些系统中装一个小型GPS接收机的必要性和可能性。微处理机、门阵列和面安装装置等技术上的进展可使现有的NIS电子线路置于一个缩小的空间中。在许多情况下,剩下的空间足可装进一个小型的GPS接收机。在INS中配置GPS接收机能解决常用系统的许多组合问题。由于数据等待时间短和良好控制,能实现GPS和INS之间的紧密配合。在这样的结构中,容易实现GPS的速率辅助。因为GPS和INS的所有数据可同时使用,所以这个方法也可导致适应性和整个性能的提高。虽然组合INS/GPS的方法没有增加重复度,但确实可以提高性能,简化结构。我们的讨论主要集中于军事系统。不过,所荐用的技术也适用于工业设备。     

滑翔增程弹导航系统误差修正方法研究

为了提高滑翔增程制导炮弹的姿态测量精度,分析了单GPS天线测量弹体姿态角的计算方法,应用GPS和INS全组合的方式,采用INS和GPS的位置、速度和姿态误差信息作为观测量,设计了卡尔曼滤波器,将滤波估计的结果反馈给INS,实现对测量系统全参数的误差修正.数值计算和仿真结果表明,采用基于GPS姿态测量信息的Kalman滤波方法,对INS惯导系统测量误差进行修正,降低了3个姿态角的测量误差,加快了系统误差收敛速度,提高了滑翔控制系统的控制精度,增加了制导炮弹滑翔增程的效果.     

自适应钟差模型在GPS/INS深组合中的应用研究

针对GPS/INS深组合系统中GPS接收机误差状态模型难以确定的问题,文中提出了一种自适应的时钟误差模型.该模型可以根据GPS接收机钟差的变化规律而自适应调节模型参数.通过GPS/INS深组合导航系统将传统的固定参数多项式模型与该自适应钟差模型进行半物理仿真比较,结果表明文中提出的模型能有效提高组合系统的导航精度和可靠性.