航空重力测量比力温控系统热优化设计

以国内首台具有完全自主知识产权的捷联式航空重力仪的比力温控系统为基础,针对该温控系统测试过程中暴露的一些温度梯度较大等问题,为进一步提高比力测量精度,结合相关的热设计标准和规范,提出了航空重力测量比力温控系统热优化设计方案,并进行建模与仿真实验分析.分析表明,该热优化设计方案能有效减小比力温控系统温度梯度,将温控系统内部最大温度差由0.79℃降低到0.37℃,可以提供更稳定的温度场并有效确保加速度计的精确标定并进一步提高重力测量精度.     

基于四元数卡尔曼滤波的捷联惯导初始对准算法

针对晃动基座捷联惯导初始对准问题,研究了一种具有干扰抑制能力的初始对准算法。根据重力矢量在惯性空间投影构成一包含地球北向信息的旋转锥面的现象,利用坐标系惯性凝固假设将重力量测矢量和参考矢量分别投影到载体惯性坐标系和导航惯性坐标系,将晃动基座条件下的初始对准转化为基于重力量测矢量确定对准起始时刻的姿态问题。借鉴四元数线性伪量测方程的概念,利用重力投影矢量与初始姿态四元数的线性量测关系实现初始姿态四元数的直接滤波估计。初始姿态四元数在对准过程中为常值,以其作为待估计的状态可避免系统模型误差和初始误差的影响。利用转台模拟不同的摇摆对准环境,导航级惯导系统可在10 min内完成初始对准且方位误差小于3’。     

惯导系统初始对准的非线性滤波算法

本文推导了方位误差角比较大时惯导系统初始对准的误差方程,在这个误差中包含了非 线性的部分。在方位误差角较小时,可将非线性的对准方程简化为线性的对准方程。用卡尔曼 滤波对线性系统进行仿真,用扩展卡尔曼滤波、迭代滤波、二次滤波对非线性系统仿真。比较仿 真结果可见,扩展卡尔曼滤波可大大提高方位对准的精度,而迭代滤波、二次滤波在方位角上 又比扩展卡尔曼滤波的精度高。     

捷联惯导中的划船效应及其补偿算法

重点介绍了比力转换积分中存在的划船效应，对其进行了较为详细分析和指导，同时提出了一种有效的划船修正算法进行了仿真。仿真结果表明：该算法可有效提高速度更新中比力的转换精度。     

航空重力与重力梯度测量对惯性稳定平台的需求分析

从航空重力与重力梯度测量原理出发,先后导出航空重力与重力梯度测量的观测方程和测量误差方程,然后依据地球重力场特征和功率谱的相关理论,结合航空重力与重力梯度测量中的GPS定位、惯性稳定平台的指向和稳定性、加速度计和梯度仪的误差模型,分析了航空重力与重力梯度测量对稳定平台的需求,在此基础上以航空重力测量中国外常用的双水獭(Twin-Otter)固定翼飞机的实际飞行参数为例,通过数值计算给出了航空重力测量分辨率达到1 mGal时,对惯性稳定平台的角度指向精度、稳定性和随机漂移的要求分别为0.0005°、0.006°/h/Hz和0.0003°/h;航空重力梯度测量分辨率1 E时,对稳定平台对应的指标要求分别降低为0.5°、0.01°/hr/Hz和0.01°/hr。     

捷联惯导系统初始姿态和仪表误差标定迭代算法研究

从工程实用角度出发，提出了一种在初始方位已知的情况下同时进行姿态估计和仪表误差标定的迭代计算方法。半实物仿真结果表明：该方法在占用一定初始对准时间的条件下能在线补偿仪表误差，并能显提高惯导系统导航精度，效率较高。     

捷联惯导基于地球系的动基座间接精对准算法

为了将惯性凝固思想延伸到行进间精对准中并提升计算效率,提出了基于地球系的间接精对准算法。描述了地球系下的捷联惯导/里程计系统模型和相应的Ψ角误差模型。考虑安装偏差角、杆臂等因素,建立了相应的卡尔曼滤波方程。六组行车轨迹的行进间对准结果表明,相对于地理系精对准算法,地球系间接算法整体对准性能更加优越,系统的稳定性和快速性得到提高,在对准第600 s方位失准角可以稳定在1 mil(1σ)的误差限内。另外,地球系滤波算法具有更好的初始化参数适应性,有利于工程实现。     

捷联惯导系统传递对准两种滤波方法比较研究

将H∞滤波方法用于捷联惯导系统（SINS）空中动基座传递对准，并对卡尔曼滤波和H∞滤波应用于传递对准的鲁棒效果进行了比较研究。仿真结果表明，在有色噪声和白噪声强度较小时，两种滤波方法的滤波精度差别不大，但当有色噪声和白噪声强度较大时，卡尔曼滤波精度优于H∞滤波。换言之，卡尔曼滤波对于噪声的不确定性是具有一定的鲁棒性的，并且就估计精度而言，其鲁棒性优于H∞滤波，但H∞滤波的估计速度优于卡尔曼滤波。     

基于Q-R分解的平滑算法在惯导参数标定中应用

针对舰船中低精度惯性导航设备参数标定维护费用高、过程周期长等问题,采用测姿型DGPS作为测定误差的基准平台搭建导航设备性能测试系统,利用组合导航方式获取的高精度导航参数对惯导设备性能进行评估。为此,利用Q-R分解中上三角矩阵求逆计算的快速性和稳定性特点,建立基于Q-R矩阵分解的区间平滑滤波器,取代滤波误差方差阵P阵的计算为R阵的迭代,避免P阵在计算过程中失去正定性和对称性导致滤波发散。仿真分析结果表明:结合导航设备性能测试系统的Q-R分解区间平滑算法能有效提高系统位置、速度、姿态等数据的估计精度和数据平滑度,可以作为一种中低精度惯导参数性能事后评估方法。     

基座角振动对捷联惯导加速度测量所产生的影响及其误差补偿方法

在对捷联 子惯导进行空中传递对准时，针对基座的角振动而会给加速度的测量带来不可忽略的原理误差，从刚体运动学的角度出发，分析了此原理误差产生的机理和对传递对准所产生的影响的性质和程度，并给出根除此原理误差的各种有效的技术途径。     

基于修正PSO-UKF的SINS/GPS组合导航滤波算法

针对噪声时变特性引起滤波精度下降的问题,提出了一种基于修正粒子群技术( PSO)的自适应UKF算法.为了克服传统粒子群算法过早收敛,容易陷入局部最优的问题,基于粒子的适应值方差提出了一种惯性权值实时修正算法,有效改善了传统PSO算法.在使用新息序列对观测噪声进行实时跟踪的同时,通过构造合理的适应度函数将修正PSO算法和...     

SINS/GPS/CNS 组合导航联邦滤波算法

针对飞行器在长航时高速巡航过程中,捷联惯性导航系统存在误差漂移,GPS 导航可能会丢星、信号失锁,天文导航系统易受环境干扰,组合系统模型线性化误差易导致滤波发散等问题,分析了三种导航系统的优缺点,提出了 SINS/GPS/CNS 组合导航联邦滤波算法,该算法可以取长补短,巧妙地将 GPS 定位和天文导航定姿精度高的优势辅助于捷联惯导系统,利用卡尔曼联邦滤波器对捷联惯导系统进行误差估计,并对联邦滤波算法进行了有效的改进.计算机仿真显示,该滤波器收敛速度快,具有一定的容错功能,其滤波精度较 SINS/GPS 组合导航系统在位置误差和速度误差上均有约5%左右的小幅提升,在平台角误差上更是提高了一个数量级.仿真结果验证了该组合导航方案的可行性和算法的有效性,有重要的工程应用价值.     

基于四元数自适应卡尔曼滤波的快速对准算法

针对捷联惯导初始对准问题,提出了一种具有干扰抑制能力的四元数自适应卡尔曼滤波初始对准算法。通过将初始对准问题转化为Wahba姿态确定问题,直接建立四元数的滤波模型,并采用自适应卡尔曼滤波对初始时刻姿态四元数进行估计,利用姿态四元数更新求出当前姿态来实时地反映载体的姿态变化。针对直接构建量测模型导致收敛速度慢的问题,提出一种基于最优四元数估计法构造K矩阵原理的改进算法。利用三轴转台模拟不同的摇摆环境进行实验,转台实验表明了改进算法具有较快的收敛速度和良好的稳定性及精度,中等精度的惯导系统在150s至200s的对准时间内,航向角均值误差小于2'。     

空投鱼雷入水载荷

为了研究空投鱼雷的入水过程,首先分析入水过程中的受力情况进行数值计算;然后使用数值模拟软件Msc.Dytran建立鱼雷入水的有限元模型,计算入水过程中雷体所遭受的冲击压力及其在冲击面上的分布情况,并对不同入水速度和角度下冲击压力峰值、不同头部形状冲击压力峰值特点及鱼雷入水弹道做了分析与讨论,结果表明:鱼雷入水速度和入水角度会对鱼雷壳体所受载荷产生重要影响,研究结果可为预测鱼雷入水冲击载荷提供参考。     

基于可观测性分析的光纤陀螺SINS/测速仪组合系统技术

为了简化求可观测度的过程,便于导航时利用状态变量可观测性分析结果进行姿态解算。在仔细研究了分段定常系统(PWCS)的可观测性分析方法,以及基于奇异值分解的系统状态可观测度分析方法的基础上,提出了一种改进的状态可观测性分析方法,该方法在求可观测度时,不需要量测值,利用可观测性矩阵奇异值分解后的V阵即可进行可观测性分析;利用该理论得到的结果,在SINS/测速仪组合导航解算过程中只对可观测度好的俯仰角误差和横滚角误差进行反馈校正,不反馈可观测度较差的航向角误差,仿真结果证明,这种有选择的反馈校正方法可以保证姿态角在导航开始几秒钟内就快速收敛。     

基于外定位阻尼的捷联惯导算法设计

传统外阻尼惯导系统以外速度作为辅助参考,但在仅能提供外定位参考的条件下,为了避免由定位信号差分求取速度时造成噪声放大负面效应,推导了基于定位误差的罗经初始对准算法,并将它与捷联惯导姿态解算相结合,得到定位阻尼捷联惯导算法.该算法具有计算量小和稳定性好等优点,但与Kalman滤波组合导航相比,也有它自己的应用条件并存在一些不足之处.最后,利用GPS定位和激光捷联惯导系统进行了车载试验,验证了所提算法的有效性.     

基于水平阻尼的星光/惯性组合校准技术

根据星光/惯性组合导航系统舰载使用特点,考虑以SINS、CNS、LOG三者组合,设计组合校准方案。在SINS/CNS/LOG组合过程中,利用惯导系统的短期高精度特性,设计基于水平阻尼的卡尔曼滤波器对惯导舒勒周期进行补偿。星光/惯性组合校准技术建立在水平阻尼基础上,借助星光导航的航向和位置信息完成惯导位置误差、失准角和陀螺漂移的修正,从而实现组合系统长航时、远航程高精度导航。最后通过仿真对比试验验证星光/惯性组合导航系统校准方案的有效性。仿真结果表明:SINS/LOG组合后,惯导24 h位置误差CEP≤1.48 n mile,且位置误差会随时间积累;而SINS/CNS/LOG组合系统采用星光信息24 h一点校方案,第一次和第二次点校后,48 h和72 h惯导位置误差CEP≤0.5 n mile。由此可见,采用星光信息后,该组合方案能够显著提高惯导导航精度,达到延长惯导系统重调周期目的。