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。     

一种新的惯性／天文组合导航方法研究

针对传统的惯性／天文组合定位定向法不能有效修正惯性导航系统传感器误差所造成的导航误差，研究了一种新的惯性／天文组合导航方法。利用天文导航系统的量测，在初始对准后估计并补偿加速度计偏置误差，在组合导航过程中闭环修正陀螺漂移误差，进而提高组合导航的姿态、速度及定位精度。仿真结果表明了该方法的有效性，并通过与传统组合方法仿真结果的比较，证明了此方法的优越性。     

天文/卫星组合点校捷联惯性导航系统算法研究

捷联式惯性导航系统通常采用卫星导航系统的位置、速度信息对惯导解算误差进行校正,但对于水下载体惯性导航系统而言,由于只能获得点位置信息,对惯导的校正精度以及校正参量有限。针对上述问题,提出了基于天文/卫星组合校正捷联式惯导技术,通过卫星精确定位信息和天文快速观测信息,全面修正惯导系统误差、提高导航精度。仿真结果表明,基于天文/卫星组合校正算法对惯导进行校正,相对于传统校正算法精度可提高约50%。     

机载惯性/天文组合导航技术综述

分析了惯性／天文组合导航的基本原理。针对航空机载应用平台,介绍了国内外天文导航设备和惯性／天文组合导航系统的研究现状,分析了我国在该领域的技术差距,探讨了未来机载惯性／天文组合导航技术的发展方向。     

机载惯性/天文组合导航研究

为了满足军用机载平台导航系统对自主性、抗干扰、长航时、高可靠性的要求，设计了一种机载／天文组合导航系统。该系统以激光捷联惯导系统为核心，辅以自主性高、可靠性高的天文导航系统。试验表明，采取一定的技术措施，定位精度有望达到500m，定向精度有望达到30″。     

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。     

偏振光天文导航定位能力分析

基于天空光偏振特征的天文导航方式是最近发展起来的一种自动天文导航方式,其定位能力直接决定了它的发展应用价值.针对舰船偏振光天文导航方式,从天空光偏振角的探测模型和单天体天文定位的船位误差模型出发,建立了偏振光天文导航的误差模型.利用该模型,仿真计算分析了偏振光天文导航的定位能力.分析表明:当太阳位于探测装置的正横方向且天顶角较大时,探测到的天空光偏振角对太阳方向的变化最敏感,最有利于偏振光天文导航;当偏振角的测角准确度达到角分水平时,偏振光天文导航方式的自动定位准确度可达海里级,可用于辅助惯性导航.     

双DSP嵌入式天文导航硬件平台

针对嵌入式天文导航系统,介绍了由两片TMS320C6701组成的双DSP应用硬件平台。每个DSP外围扩展了多种存储器,采用双端口RAM技术进行数据传递,流水线处理特点使得DSP的运算速度极快,双DSP还可以将整个系统运算速度大大提高。该硬件平台运算速度快、体积小,完全适用于运算复杂的嵌入式天文导航系统。     

基于激光多普勒测速仪的车载组合导航

 针对车载纯捷联惯性导航系统(SINS)导航精度随时间增长而降低的不足,提出了基于激光多普勒测速仪（LDV）这一新型速度传感器的组合导航方案。通过建立SINS/LDV组合导航系统的状态方程和量测方程,设计了系统的卡尔曼滤波器,并对组合导航系统进行了仿真模拟。结果表明：SINS/LDV组合方案能够有效减小SINS导航参数随时间的累积误差,可以实现全自主、高精度导航;当LDV测速精度为0.1%时,组合导航系统的位置精度提高了2个数量级,速度精度提高了1个数量级。     

基于DSP的天文导航数据处理平台

根据天文导航系统数据量大、实时性要求高、数据接口多的特点,设计了由2片定点型DSP TMS320C6416和2片浮点型DSP TMS320C6711组成并行的MIMD系统用作天文导航数据处理平台,其中TMS320C6416完成通讯、随动控制解算、灰度图像处理和指令处理,TMS320C6711完成星历计算、天文解算和星点亚像素提取。该平台具有体积小、功耗低、重量轻等特点,能有效提高天文导航系统图像处理能力、系统实时性和数据输出率,具有功能强大、运算能力强、实时性好的特点。     

A Kalman filter algorithm based on exact modeling for FOG GPS/SINS integration

The Kalman filter is widely applied in fiber optic gyro (FOG) inertial integrated navigation system. To solve the problem of hard acquirement of Kalman filter parameters, a novel algorithm for FOG GPS/SINS integration navigation based on exact modeling is proposed in this paper. The models of inertial sensors using Allan variance analysis are established in proposed algorithm and the precise Kalman filter model is obtained based on the correspondence between Allan variance coefficients and inertial sensors parameters. The simulation and experimental results show that Kalman filter parameters can be obtained for GPS/SINS integrated navigation system precisely and efficiently based on Allan variance modeling method, and the algorithm has reference value for theoretical perfection and engineering applications.     

基于激光测速仪的高精度定位定向技术

基于激光测速仪的工作原理、测量特性,结合惯性导航系统的工作特点,提出一种实现车体自主高精度定位定向的组合方法。推导了用于车载组合定位定向的三波束激光测速仪误差模型,结合捷联惯导误差模型,选取了组合卡尔曼滤波器状态量,并推导了组合导航量测模型。最后针对这种基于激光测速仪的组合定位定向方法进行了仿真计算,列出了相关计算结果,仿真结果验证了这种方法的正确性。     

天文导航航向误差的数理分析

天文导航的航向误差与水平基准、载体位置的精度密切相关,以天文导航三角形的物理意义分析了天文导航测定航向的原理,推导了天文导航测定航向的精度与水平基准误差、载体地理位置误差等环节之间的公式,为天文导航仪器选择测量天体和提高精度提供了理论依据.     

一种适用于近地卫星天文导航的地心距和地心矢量解算方法

卫星自主导航技术具有重要的军事价值。提出了一种基于焦平面的红外静态地球敏感器和可见光星敏感器的天文自主导航系统。详细论述了天文导航的原理,推导了地心矢量和地心距的解算公式,分析了影响地心矢量和地心距解算精度的因素,并给出了数值仿真的结果。结果表明该系统具有体积小、重量轻、功耗小、成本低和无转动部件等优点,适用于各种轨道航天器的姿态确定与轨道确定。     

航空天文导航系统定位误差因素研究

研究了影响航空天文导航系统定位精度的四个因素,包括轴系制造装调与标校精度、导航星视位置精度、蒙气差修正精度和CCD光电测量精度。首先分别对这四个因素进行了理论分析,在论述轴系制造装调与标校精度的过程中,首次考虑了天文导航设备与外部设备之间的坐标轴系标定问题,并提出了利用对角位移敏感的光学测量技术来完成天文导航设备与外部设备之间的坐标轴系标定,对工程实践具有指导意义。