基于伪地球坐标系的捷联惯导全球动基座初始对准算法

由捷联惯导系统建模原因造成的导航误差随纬度升高会被急剧放大,是实现惯导系统全球初始对准所面临的主要问题之一,且现有多种编排方案共存的全球初始对准算法也不利于初始对准算法在全球范围内统一。另一方面,极地地区越来越小的地球自转水平分量,使得极点及其附近的静态自对准是无法实现的,且动基座初始对准也有利于提高导航系统的快速反应能力。基于此,提出了采用伪地球坐标系惯导编排来实现惯导系统的全球动基座初始对准,消除由惯导建模造成对全球初始对准性能的影响,并期望探索一种统一导航编排的全球初始对准算法。最后通过仿真证明了该算法的可行性。     

极区飞行间接格网惯性导航算法

为克服极区经线收敛引起的惯导系统定位定向难题,同时为实现中低纬度地区和高纬度地区导航算法形式的统一,提出了以游移方位惯导编排为内核的极区间接格网导航算法。推导了游移坐标系和格网坐标系间的方向余弦矩阵,以此可间接获取格网航向和格网速度,同时用地心地固坐标替换经纬高定位参数,解决了极区的导航定位问题。仿真分析了两组特定飞行轨迹下的算法性能,并与直接格网惯导力学编排算法进行了比较,结果表明二者导航精度相当,可满足极区导航的需要。     

极区飞行法向量惯性导航算法原理

为克服经典力学编排方案在高纬度地区无法定位定向的问题,提出了以地球坐标系为导航坐标系的法向量惯性导航力学编排方案。该方案采用法向量代替传统的经纬度坐标表示水平位置,适合于全球范围内进行导航。推导了法向量导航误差方程,可用于组合导航算法设计,从而对惯导误差进行校正,满足全天候长航时的导航要求。通过仿真验证了法向量导航算法误差特性,证明了该方案可以满足飞机在极区飞行时的需要,解释了飞跃极点时导航定位误差跳变的原因。     

极区间接横向惯性导航方法

针对极区经线收敛引起的以真北向作为航向参考的导航算法失效问题,在横向惯性导航方法的基础上,提出了一种以游移方位坐标系为导航坐标系的间接横向惯性导航方法,以寻求全球导航时算法的内在统一性,保证平台惯导平稳切换时的流畅性。在横向地球椭球模型下,推导了横向游移坐标编排,建立了误差模型,并进行了仿真分析,并给出了间接横向导航方法下的全球导航流程。结果表明,导航坐标系相同情况下指北编排与间接横向编排极区性能不同的本质原因在于游移角误差的不同;间接横向惯性导航方法能够满足极区导航与穿越极点航行要求,航向角误差小于0.1'/h。     

机载武器极区传递对准算法

针对高纬度地区经线收敛导致以真北向作为航向参考的导航算法失效的问题,并结合战机在极区内具备正常导航和作战能力的需求,提出了基于格网导航力学编排的极区传递对准算法.首先以格林威治子午线作为航向参考,在此基础上定义了格网导航坐标系同时给出了格网导航力学编排及其误差方程,解决了极区内相对经线定向定位困难的问题.其次在格网导航坐标系下设计了主子惯导信息的“速度+姿态”匹配传递对准算法,估计和校正弹载子惯导的误差.仿真结果表明,该算法可避免载机进行费时的方位机动,仅需一次简单的摇翼机动就可令弹载惯导5 s 内方位对准精度达到5',为战机在极区内仍具有导弹攻击能力提供了工程应用参考.     

基于统一横向坐标系的极区地球椭球模型导航方法

针对现有横向坐标系惯导编排在极区导航应用中导航参数转换复杂、不同导航系统间信息交联困难等问题,提出了一种基于统一横向坐标系的极区地球椭球模型惯导编排方案,由传统地球坐标系绕y轴旋转-90°定义横向坐标系,实现横向地理坐标系和格林尼治格网坐标系的统一,解决参数转换与信息交联问题。在此基础上,推导了基于地球椭球模型的惯导编排方案,并解决了统一横向坐标系下横向经纬线不正交的问题。最后,通过中高纬度地区进行惯导实测数据解算与极区仿真试验,验证了坐标系在极区的正确性和适用性。极区仿真所得误差结果 48 h内各项误差符合惯性元件引起的系统误差发散规律,满足极区导航要求。     

双轴旋转调制惯导系统的极区导航算法

针对采用固定指北坐标系的双轴惯性导航系统运行在高纬度地区时的导航算法失效问题,在横向惯性导航方法的基础上,以双轴旋转调制惯导系统为对象,提出了一种以游移方位坐标系为导航坐标系的惯性导航方法。首先分析了传统机械编排下的极区导航方法在极区工作的缺陷,进而建立了新的机械编排方法。在横向地球模型下,推导了基于横向游移坐标系的极区机械编排方法,并给出了该方法在全球范围进行导航的流程,从而能够保证双轴惯导系统在高低纬度地区工作的流畅性和平稳性。最后进行了仿真分析,并通过虚拟极区技术,利用实际跑车试验数据完成极区导航算法的半实物试验验证,其24小时导航精度与传统坐标系下的导航精度基本一致。试验和仿真结果表明,横向坐标系可以满足舰船航行穿越极点以及极区导航的需求。     

基于重构伪地球坐标系的捷联惯导初始对准算法

针对捷联惯性导航系统的方位误差对系统误差特别敏感,容易引起闭环卡尔曼滤波初始对准的发散,提出了一种基于重构伪地球坐标系惯导机械编排的初始对准算法。重构伪地球坐标系惯导编排方案在初始位置实现了线性运动误差和方位误差之间解耦,从而消除了导航坐标系旋转角速度误差对方位对准的影响。因此该算法可以减小由系统误差引起的方位对准估计振荡,从而降低了对准系统发散的可能性,进而提高对准系统的稳定性,并改善了捷联惯导初始对准的性能。另外,它不仅适用于常规纬度初始对准,也可以解决极区静态对准问题。最后,常规纬度和极区静态对准仿真证明了该算法具有优良性能。     

车载稳瞄/惯导一体化技术

结合稳瞄系统和自主寻北定位定向系统的特点,研究了车载稳瞄/惯导一体化技术,阐述了车载稳瞄/惯导一体化系统的工作原理,进行了稳瞄/惯导一体化系统的总体设计。在随机调转的稳瞄平台上布置陀螺仪和加速度计组成惯性测量组件(IMU),IMU同时向稳瞄系统和导航系统提供信号,稳瞄平台在运动中完成瞄准的同时,解算出平台的姿态矩阵,通过平台环架转动夹角的角度量,获得车体姿态矩阵,以此得出车体的加速度在导航坐标系上的分量,最终完成航迹推算。通过跑车试验表明,稳瞄/惯导一体化算法是正确与实用的。     

GNSS校正某型飞机惯导系统机载设备研制

惯导系统是某型飞机导航综合体的主导航设备，也是该型战斗机飞控和火控的最主要信息源。但装备我军后，惯导的校正问题一直未能解决。由于系统交联的复杂性及对飞行安全影响的重大性，在考虑到诸多限制的前提下，设计了导航计算机软件，解决了众多关键技术，研制了导航校正设备，成功地实现了用GNSS对惯导的校正。     

GPS/INS组合导航系统中的高斯粒子滤波混和算法

采用非线性滤波器的惯性组合导航系统中,非线性滤波器的精度和实时性直接决定了惯性组合导航系统的性能.计算量和精度之间的矛盾是制约粒子滤波在GPS/INS组合导航系统中应用的主要因素.在分析高斯粒子滤波算法原理的基础上,提出了一种高斯粒子滤波混和算法,对系统线性部分采用线性递推方式,对系统非线性部分采用非线性递推方式,从而提高高斯粒子滤波精度和实时性.针对GPS/INS组合导航系统,混和算法利用卡尔曼滤波的线性递推方式进行量测更新,仿真结果表明混和算法在较少粒子条件下,相对高斯粒子滤波算法精度提高20％,滤波时间降低40％.     

基于横向地球坐标的惯性导航方法

针对极区经线迅速收敛于极点造成的传统惯导机械编排在极区不适用问题,提出了CGCS2000地球椭球体模型下基于横向地球坐标的惯性导航方法。在构建横向坐标系及伪经纬网的基础上,给出了横向惯导与传统惯导间导航参数的转换关系,推导了横向地理坐标系机械编排,建立了系统误差模型,并以某型船舶为例,通过系统性能的静基座、动基座仿真分析,研究了基于横向地球坐标的惯性导航方法在极区的适用性。仿真分析表明,基于横向地球坐标的惯性导航方法可以克服传统惯导在极区存在的问题,在极点处不存在计算溢出,并可为载体穿越极点时提供高精度的姿态、位置信息,适用于极区。     

自适应惯性组合导航系统研究

本文研究惯性／位置组合导航技术，给出在线估计未知噪声统计参量的自适应卡尔曼滤波算法（ＡＫＦ）。首先建立组合导航系统直线飞行段和机动飞行段数学模型，并给出相应滤波算法，仿真结果证明了组合导航估计算法的可行性。所得结论对惯导／地形匹配、惯导／ＧＰＳ组合导航的研制有实用意义     

重力扰动矢量对惯导系统影响误差项指标分析

针对制约现有惯导系统精度提升的重力扰动矢量误差项问题,从惯导系统误差模型入手,着重分析了重力扰动矢量水平分量(垂线偏差)在导航系统中的误差传播特性,利用简化的垂线偏差统计模型推导出导航系统位置误差均方差表达式;通过现有全球重力场高阶球谐模型(EGM2008),分析了垂线偏差全球均方差水平引起的惯导系统在典型载体运行速度下位置误差项大小,进而给出了垂线偏差补偿的误差项指标,在此基础上,分析了EGM2008在惯导系统中的适用性,结果表明,当EGM2008模型阶数小于12阶时才能满足导航系统计算资源要求,模型补偿精度为5.86?,适用于位置误差要求小于0.8 nm/h的惯导系统。     

信息融合技术在INS/GPS/DVL组合导航中的应用研究

为克服某船载导航系统不能满足长时间高精度导航定位需要的缺点,提出了一种基于信息融合技术的INS/GPS/DVL联邦滤波器组合导航方案.介绍了INS/GPS/DVL联邦滤波器的工作模式,在建立INS、GPS和DVL误差模型的基础上,推导了滤波器的组合形式,并详细阐述了该联邦滤波器的融合算法.通过计算机仿真技术分析了该组合导航系统的性能,仿真证明了所设计的联邦滤波器可以充分利用各种导航传感器的信息,提高导航系统的精度,比单独的惯性导航系统能提供更为精确的位置、速度和姿态信息,有效地提高了导航系统的综合能力.     

景象匹配/惯性组合导航精确修正算法

为了能使景象匹配辅助导航系统在工作时实现对惯导的最优修正,在景象匹配辅助导航系统对惯导修正过程中,引入了卡尔曼滤波技术,并设计了相应的景象匹配/惯性组合导航算法。但在景象匹配过程中会不可避免的会出现匹配错误、匹配精度不够等问题,为此,基于景象匹配过程中载体机动性能规律,提出了飞行航迹近似为直线的误匹配点剔除方法。利用Visual C 编写完成了景象匹配辅助/惯性组合导航仿真演示系统,对所提出的方法进行了仿真实验。多次实验证明提出的方法能够起到很好的匹配修正效果,具有重要的实际应用价值。     

INS/Doppler组合导航中安装偏角的在线估计

INS和Doppler在载机上安装时存在安装偏角,会对组合导航精度产生影响.为此,提出了一种新的INS/Doppler组合导航算法,将标度因数和安装偏角作为状态变量进行估计.在分析Doppler输出误差模型的基础上,详细推导了组合导航算法模型,并进行了仿真.仿真结果表明,在载机正常飞行并适当机动的情况下,该组合导航算法能够准确对标度因数和安装偏角进行估计,标度因数的估计精度为0.4‰,安装偏角的估计精度为0.1′-0.3′,从而提高了导航精度.     

H调制陀螺监控高精度惯性导航系统

对于由单自由度液浮陀螺仪构成的平台式惯性导航系统,H调制陀螺监控技术可以同时对三个导航陀螺分别进行监控和漂移自补偿,它采用北向和方位H调制陀螺监控方案,在惯性平台台体上加装北向和方位监控陀螺,对北向和方位导航陀螺进行监控,实现误差自补偿。监控陀螺采取力反馈工作方式,其输入轴与相应导航陀螺的输入轴同向平行。通过改变监控陀螺电机的转速,使其周期性工作在不同的动量矩H值上,并保证不同H值之间监控陀螺调制漂移的稳定性。根据不同H值下的监控陀螺输出,即可解算出相应导航陀螺的漂移并随时加以补偿。经过室内试验、码头系泊试验和海上航行试验的考核,结果表明,H调制陀螺监控高精度惯性导航系统其定位误差最大值≤1.50 nmile/72 h,CEP≤0.90 nmile/72 h,系统重调周期可以延长至3～5昼夜。     

阻尼参数连续可调的惯导水平内阻尼方法

针对惯导系统传统阻尼方法存在的阻尼网络设计复杂、状态切换产生较大超调误差等主要问题,提出了一种基于变阻尼比例控制的惯导水平内阻尼方法,在无阻尼惯导东向、北向水平修正回路中增加一条前向比例环节通道,通过合理设计比例参数,利用提取的加速度信息进行惯导水平内阻尼,抑制惯导中舒拉振荡误差.相对于传统阻尼方法,该方法使得阻尼网络设计大为简化.该方法通过连续调整比例控制系数,可实现阻尼系数的连续线性修正,能有效抑制无阻尼状态向阻尼状态切换时超调误差.     

船用惯性/地磁导航系统信息融合策略与性能

地磁异常场的强度在空间上变化丰富而在时间上很稳定。对地磁异常值与位置之间的非线性函数关系进行了随机线性化,将地磁异常测量值直接作为观测量,采用扩展卡尔曼滤波技术实现地磁异常测量信息与惯性导航信息的融合,估计并校正了惯性导航系统导航误差。仿真表明,组合导航系统具有如下良好性能:对地磁异常具有广泛的适用性;对初始位置误差、速度误差及姿态误差具有较好的鲁棒性;对地磁数据噪声敏感度较低;可实时更新组合导航信息。将观测量选为参考数据测量值的信息融合策略引入惯性/地磁组合导航。定量描述地磁异常辅助惯性导航系统的信息量,分析组合导航系统对地磁图的适用性。