旋转弹导航系统研究

旋转弹自转角速度大,由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用,提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。根据无陀螺的测量原理,充分利用多个加速度计的冗余输出信息构建自滤波系统,抑制GFMIMU角速度误差的快速发散。为克服GFMIMU长时间工作姿态角误差的积累,采用磁强计与其进行组合导航;从解算精度与实时性考虑,基于四元数描述建立了该组合寻航系统的状态方程和观测方程,并采用二阶插值滤波器进行信息融合。最后,对所设计的组合导航系统进行系统仿真,仿真结果验证了该系统设计方案的可行性。     

基于MIMU的微小型组合导航系统研究

介绍了基于MEMS技术的MIMU的构成、工作原理及安装误差补偿方法,设计了-种由MIMU与微小型GPS接收器组成的导航系统,系统采用闭环反馈的校正方式,能对MIMU的位置、速度误差、数字平台误差及微惯性器件误差作出最优估计并实施反馈.仿真分析表明,该组合方式能抑制滤波发散,提高长期导航精度.该系统具有体积小、重量轻、功耗低的特点,可适用于微小型飞行器的导航任务.     

SPKF滤波算法在紧耦合GPS/INS组合导航系统中的应用

根据SPKF滤波理论,建立捷联惯导系统在地理坐标系中的误差方程和GPS导航定位的误差模型,设计了GPS/INS的SPKF滤波器。该系统中含有位置误差、速度误差、平台误差角、陀螺漂移、加速度计偏差等17维状态。利用伪距、伪距率的观测信息对全部状态进行观测。对组合导航系统进行了动态仿真,仿真结果表明系统估计状态的导航精度高,系统的鲁棒性好。     

基于Simulink的巡航导弹INS/CPS组合导航仿真

通过设计巡航导弹特殊航迹及组合导航滤波器,研究巡航导弹INS/CPS组合导航的实用性.其滤波器状态由惯导状态和CPS状态结合组成,滤波器则负责对惯导误差的估计.CPS位置误差由独立的仿真模块给出,系统状态向量只选取INS常用误差即状态向量,包括姿态角误差,经、纬度误差,东、北向速度误差,陀螺仪误差和东、北向加速度计误差.     

INS/罗兰C组合导航系统的研究

惯导系统和罗兰 C 组合可以提供完全自主、误差不随时间增长的导航系统,尤其适用于精确制导武器和军用飞机的导航与飞行控制。建立了 INS/罗兰 C组合系统的卡尔曼滤波器的状态和测量方程,并进行了详细的协方差分析,仿真结果表明:采用陀螺漂移为0.02(°)/h,加速度计偏置为1*10~(-4)g 等级的平台式惯导与标准罗兰 C 导航组合,位置精度为395m,速度精度为0.6m/s;与先进的具有自动ASF 修正的数字罗兰 C 接收机组合,位置精度可达195m,速度精度可达0.35m/s,而且系统对一些惯性器件误差具有估计与校正作用。     

旋转弹姿态解算方法研究

针对旋转弹姿态测试中导航误差随时间积累过快的问题,提出了由加速度计和磁强计构成组合测试系统。针对一种十二加速度计配置方案,利用拟牛顿法解决了姿态解算的问题。仿真结果表明,该算法能有效的抑制误差的积累,有助于提高导航精度。     

基于旋转式惯性/天文组合导航系统信息融合算法研究

针对惯导系统姿态长时间发散问题,提出了基于单星辅助的旋转式激光陀螺惯导系统方案设计,采用绕航向轴旋转的方式调制水平方向陀螺和加速度计零偏导致的导航误差,同时运用单星测量的姿态信息辅助惯导系统抑制姿态发散。在此方案基础上,以Kalman滤波理论为基础,以惯导系统和星敏感器输出姿态角差值作为观测量进行信息融合,基于导航坐标系推导了姿态误差角和数学平台失准角之间的转换关系,建立了相应的滤波模型,并进行试验。试验结果显示导航误差由1241m降为833 m,表明基于该组合方案下建立的模型能有效提高导航精度,证实了该方案具有实际工程应用价值。     

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。     

基于高阶容积卡尔曼滤波的极区惯性/重力梯度组合导航方法

针对现有的导航手段在极区应用都存在一定的缺陷这一问题,提出了一种基于惯性/重力梯度的组合导航方法。建立了组合导航系统模型,首先,考虑到传统惯导解算方法在极区存在经线收敛的问题,给出了一种基于格网坐标系的惯导解算模型;基于重力梯度仪的误差特性,建立了系统的量测模型。为提高算法的估计精度和稳定性,并解决惯性/重力梯度组合导航系统雅克比矩阵求解复杂等问题,采用高阶容积卡尔曼滤波算法,结合重力梯度图,设计了组合导航滤波器。其中,为保证四元数的归一化,采用修正的罗德里格斯参数表示姿态误差。最后进行了蒙特卡洛数学仿真,仿真结果证明了该方法可以准确地估计出飞行器的位置和速度等信息,且估计精度高于扩展卡尔曼滤波;此外,通过仿真结果分析了重力梯度仪精度、地形、飞行器高度等影响组合导航精度的关键要素。     

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%。     

车载激光捷联惯导系统双位置对准研究

提出了适用于车载激光陀螺捷联惯导系统的双位置对准方法,该方法选取水平陀螺中性能较好的一个陀螺用于初始对准,使得航向角对准精度不受性能差的陀螺影响.双位置对准方法能够实现加速度计常值偏置和陀螺常值漂移的补偿,为导航精度提高创造有利条件.文中还对双位置对准方法的误差进行了分析.     

一种长航时捷联惯导系统单点综合校正方法

针对长航时捷联惯导系统的误差发散问题,提出一种基于惯性系的单点综合校正方法。采用GPS提供的位置信息和天文导航提供的航向信息构成外观测量。在建立动态误差模型过程中,利用外观测量信息对系数矩阵中的经度、纬度误差及天向失准角进行修正。相对于由惯导系统解算值确定系数矩阵的传统综合校正方法,该方法误差模型中系数矩阵的精度仅由外观测量信息精度决定,不引入惯导系统解算误差。该方法无需对载体运动进行限制,且陀螺常值漂移的估计精度不受校正间隔的影响。仿真结果表明了该方法的有效性。     

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。     

重力误差对机载SSINS的影响与补偿方法

重力误差对空间稳定型机载惯导系统(space stabilized inertial navigation system,SSINS)的3个通道都存在影响,特征根分析表明重力误差会造成SSINS的导航参数呈指数发散。为克服由重力误差引起的系统发散,采用飞行器上测高设备测量的高度值进行重力计算补偿,并从原理上证明了该种重力计算补偿方法的可行性和正确性。最后对理论分析进行了仿真验证,结果表明引入外测高度信息计算重力可以有效的抑制重力误差造成的系统发散,并且该补偿方法不破坏SSINS的舒勒调整条件。     

双轴旋转激光捷联惯导系统在线标定技术

激光捷联惯导系统中陀螺和加速度计误差是影响系统导航精度的关键因素,结合双轴旋转激光捷联惯导系统自身的结构特点,提出了一种以速度误差和位置误差作为量测信息的双轴旋转激光捷联惯导系统在线标定方法,该方法可以在静态及行进等不同状态下完成在线标定。车载试验结果表明,在外场没有试验室标定设备如标定平板、高精度转台的条件下,按文中设计的标定路径及标定方法,可以准确估计出激光陀螺和加速度计的各项误差参数。该标定方法对标定环境、标定设备要求较低,且方法原理简单、易于实现。     

带衰减因子的自适应滤波在组合导航中的应用研究

从卡尔曼滤波的稳定性出发，分析了卡尔曼滤波算法发散的原因，提出了一种适合组合导航的衰减记忆卡尔曼滤波中衰减因子的自适应估计方法，并在GPS／SINS组合导航系统中进行了实验．实验结果表明，该算法能够自适应地估计出衰减因子的大小，有效地抑制滤波发散，且计算量较其它方法小．     

空间飞行器加速度计在轨标定方法

针对空间飞行器在轨段未采用SINS/GPS组合导航方案的情况,提出一种采用“零加速度”方法对加速度计进行标定的方案。利用空间飞行器在轨运行的微重力环境,通过对加速度计测量值的分析和统计,对加速度计零偏误差进行估计。该标定方法简单,计算量小,且不需要其他辅助设备,完全自主标定,更适合于工程应用。     

无人机平台用多源信息融合导航技术

为满足无人机平台的导航要求,提出了一种新型多源信息融合导航方案.该方案以伪距、伪距率差分信息,惯导航向与磁航向的差值信息,以及惯导高度与气压高度的差值信息作为观测量.跑车实验表明:该系统能够提供可靠的导航信息,并且很好的解决了传统组合导航系统工程中航向误差角无法估计以及3颗星状态下组合效果差的缺陷.研究结果可为无人机平台导航方案的选择和设计提供参考.     

捷联惯导系统/里程计高精度紧组合导航算法

针对惯导系统/里程计构成的组合导航系统,通过对陀螺仪和加速度计零偏、里程计刻度因子、惯性导航系统和里程计之间的姿态误差进行实时估计,实现了惯性导航系统和里程计信息的相互校正,有效提高了系统测量精度;同时,针对复杂应用环境下里程计测量信息不准而导致的组合导航系统精度下降的问题,利用卡尔曼滤波信息实现故障检测和隔离,从而有效提高了系统导航精度。     

SINS/伪卫星组合导航系统

GPS能够提供全天候的实时高精度定位，但有时GPS系统不能工作，伪卫星的引入可以解决这一问题。文中研究了伪卫星导航原理，分析了伪卫星导航系统存在的问题以及解决方法。研究了SINS／伪卫星组合导航系统，给出了组合导航方案、误差方程和卡尔曼滤波算法，并进行了仿真研究。仿真结果表明．SINS／伪卫星组合导航系统可以有效抑制惯导系统的误差发散。伪卫星在GPS不可用时提供了另一种可行的区域导航定位方案。