地形对仪表着陆系统下滑道影响的仿真评估

通过飞行检验对仪表着陆系统下滑道进行评估的方法历时较长,且耗资巨大;为实现经济、快速的仪表着陆系统下滑道评估,提出一种应用计算机仿真分析非理想地形对仪表着陆系统下滑道影响的方法。建立了非理想地形的数学模型,结合仪表着陆系统下滑道形成原理,基于一致性几何绕射理论(UTD),建立了非理想地形所造成的多径效应模型,通过对下滑信号的多径射线寻迹和计算,并结合接收误差模型,实现对仪表着陆系统地形的仿真评估;应用该方法对某实际机场地形情况下,飞机在300米的高度沿跑道中线等高飞行进行仿真评估,结果表明,使用仿真评估方法可以得到与飞行检验一致的结果,从而实现地形对仪表着陆系统下滑道影响的快速评估。     

基于扩展自适应融合算法的GILS进近系统研究

本文通过研究飞机在低可见视程条件下的进近问题,力图充分利用全球卫星导航系统的能力,使机场在不需要更新陆基无线电导航系统的情况下从I类盲降标准提升到II类及以上的相同或可比拟的运行标准。通过对某航空公司飞行数据的分析,为提高飞机进场水平导航精度和空域利用率,提出了组合应用全球卫星导航系统GNSS( Global Navigation Satellite System)和仪表着陆系统ILS(Instrument Landing System)的进近体制模型,即为GILS（GNSS and ILS）进近系统。利用扩展自适应融合算法,将两种导航源的定位数据融合,通过数学建模,仿真模拟飞机进近航迹。仿真和实际验证试飞数据表明,该方案可有效提高飞机的水平导航精度和空域利用率,有潜力将CAT I标准提升为类CAT II水平。     

机载北斗/GPS/SINS组合导航系统软硬件设计

针对单一导航导航系统在导航精度、稳定性、设备成本以及导航信息完备性等方面的局限性,设计了卫星导航/惯性导航组合导航系统。针对GPS导航系统受制于人及北斗导航系统发展尚不完善的特点,提出了基于北斗/GPS/SINS的军用机载组合导航系统软硬件设计。搭建了北斗/GPS/SINS组合导航系统硬件平台,采用基于不确定度的加权平均数据融合算法提高组合导航系统的导航可靠性和准确性。仿真结果表明,该组合导航系统稳定性好,可靠性高,定位准确。     

基于大气偏振光特性辅助定向的自主导航方法

针对惯性系统(INS)与卫星组合导航容易受到干扰的局限性,为提高海上作战船舰的自主导航能力,提出基于全天域大气偏振光特性辅助定向自主导航方法。在分析全天域偏振光中性点的运动规律的基础上,采用两点一线原理使用中性点确定载体航向角并结合电磁计程仪(LOG)测得的航速信息辅助惯性系统进行导航,采用卡尔曼滤波最优算法对组合导航系统进行了信息融合。matlab仿真结果表明基于全天域偏振光中性点/LOG/INS组合导航方法能够有效抑制INS导航定位误差,使船舰航向角误差稳定在0.6,水平速度误差稳定在0.7 m/s,水平位置误差稳定在10 m,增强了船舰的自主导航性能,并且具有高度的隐蔽性和抗干扰能力,具有一定的军事工程应用价值     

四轴飞行器视觉组合导航系统设计与实现

为实现四轴飞行器的自主飞行,设计了该视觉导航系统;采用基于ARM处理器的飞行控制器和导航控制器的双CPU结构,提高了系统的运行速度;飞行控制部分采用四元数解算姿态,运用经典的PID控制设计了X、Y、Z三个轴的PID控制器进行整个系统的飞行控制;导航部分采用不敏卡尔曼滤波(UKF)融合惯导位置和视觉位置,从而给出载体最优位置,提高导航精度;实验结果表明,基于图像和惯性导航的视觉组合导航方式可使导航精度保持在0.5 m内,同时整个系统具有较好的快速性和稳定性。     

地月平动点导航星座的概要设计与性能分析

研究应用地月平动点轨道的深空导航星座的概要设计问题.首先,建立三体平动点动力学模型,给出计算平动点周期轨道族的微分校正算法,并介绍周期轨道的稳定性因子概念;然后,定义有效覆盖概念,分析实现有效覆盖的平动点导航星座的相关要素,给出设计步骤;在此基础上,分别从轨道选择、空间覆盖率、几何精度衰减因子、导航信号传输、导航精度等角度,对平动点导航星座进行设计、分析与估算,以全球定位系统为参照,通过综合对比分析,全面论证平动点导航星座的可行性,并给出技术指标与性能.研究表明:采用所设计的地月L3平动点Vertical轨道的5星星座可为地月空间各种飞行器提供有效覆盖的导航服务,在不考虑星座卫星等误差因素情况下,导航精度可优于10 m,并可随导航卫星数目增加而进一步提高.     

二维有限能量约束下最优导航问题的理论分析

最近，Li等研究了在Kleinberg导航模型中引入总能量／l=cⅣ约束后的最优导航问题，其中4为网络中所有长程连边的长度之和，C为正常数，Ⅳ为网络节点总数．他们通过在1维和2维导航模型中的模拟结果推测，在有限能量约束下Kleinberg导航模型中按照幂律方式添加长程连边的最优幂指数应该是α=d＋1，其中d为导航模型的维数．本文在平均场理论下，建立了2维有限能量约束下的导航过程的动态微分方程，通过对该方程进行数学分析以及数值求解，从理论上证明了当网络规模足够大且总能量相对较小时，2维有限能量约束下的最优导航幂指数确实为α=3，这一结果证实了Li等之前的推测．     

基于速度阻尼的天文／惯性组合导航技术研究

简要介绍了天文／惯性组合导航系统的基本原理,采用速度阻尼技术阻尼惯性导航系统的舒拉周期误差,为天文导航系统提供高精度的姿态信息,从而利用天文导航信息估计补偿惯性导航系统的陀螺漂移,同时,速度阻尼克服了天文导航不能估计补偿加速度计误差的缺点,使天文／惯性组合导航的各种误差得到补偿修正,解决了天文／惯性组合导航长航时导航条件下导航精度不高的问题;对研制的天文／惯性组合导航系统远洋航行的数据进行半物理仿真,仿真分析结果表明：基于速度阻尼的天文／惯性组合导航技术可以实现天文／惯性组合导航系统的长航时高精度组合导航。     

基于平面导航系的极区传递对准算法研究

针对极区经线快速收敛导致基于传统导航坐标系的传递对准模型和误差方程不适用的问题,提出了基于平面导航力学编排的极区传递对准算法,并设计了"速度+姿态"匹配的传递对准滤波模型。该算法基于Kalman滤波最优估计理论,利用舰艇主惯导高精度姿态、速度信息对局部基准姿态失准角进行估计补偿,以达到局部基准极区动基座条件下快速初始对准的目的。仿真结果表明,在中海况条件下,局部基准可在20s内完成方位精度为5′、水平姿态精度为3′的初始对准。     

云计算环境下的航空器飞行角度控制系统设计

云计算环境下的航空器是一个集大量复杂计算的、实时性较强的控制系统,部分信号的调用需要极高的实时性;传统的控制系统通常采用前后台模块,应用程序无限循环,其采用中断服务程序来处理异常事件,满足不了航空器飞行角度控制的实时性要求;设计了一种融合PID算法的单片机控制程序的航空器飞行角度控制的制系统;构建了云计算环境下航空器飞行角度控制系统的结构,通过姿态数据传感器采集航空器飞行角度信息,对航空器对飞行控制器、电机控制模块以及无线通信模块硬件进行了设计,通过融合PID算法的单片机控制程序实现航空器飞行角度的快速、准确控制;实验结果说明,所提控制系统的控制误差以及鲁棒性都优于传统控制系统,所提的系统具有可靠、灵活、实时性高等优势。