航向信息辅助的MIMU/GPS高精度组合导航方法

为了在卫星颗数少于四颗时实现高精度低成本导航,提出了一种基于航向信息辅助的MIMU/GPS高精度组合导航方法。采用MIMU与GPS构成MIMU/GPS组合导航系统;针对GPS卫星颗数少于四颗而无法定位的问题,利用MIMU导航解算获得的位置信息与GPS星历数据信息构造等效伪距,将其与GPS输出的伪距对应相减作为组合导航量测之一;针对组合后航向精度较低甚至发散的问题,利用GPS输出的水平速度计算获得伪航向角,将MIMU导航解算获得的航向角与该伪航向角相减作为量测之二;采用卡尔曼滤波设计组合导航滤波算法。跑车实验结果表明,在多次出现卫星颗数少于四颗时,该组合导航方法的位置精度达到±10.3 m(3σ),水平姿态精度达到±20.1′(3σ),航向精度达到±19.5′(3σ)。因此,该方法有效解决了卫星颗数少于四颗时的高精度导航问题,而且显著提高了航向精度,特别是在失准角较大的情况下也能够实现滤波快速收敛。     

基于GPS观测量和模型预测滤波的机载SINS/GPS空中自对准

针对机载SINS/GPS组合导航系统地面静基座对准时间较长的问题,提出了一种基于GPS观测量和模型预测滤波(MPF)的机载SINS/GPS空中开机自对准方法。该方法首先在载机匀速直线飞行阶段进行SINS/GPS空中开机粗对准,利用GPS获得初始位置、速度和航向,利用加速度计的输出信息计算两个初始水平姿态角;然后在载机进入最优S机动飞行段进行SINS空中精对准,采用MPF和EKF相结合的滤波器估计SINS的误差并进行校正。计算机仿真结果表明,该方法实现了SINS的空中开机自对准,大大缩短飞机的地面准备时间,空中开机粗对准的方位角误差小于15°,俯仰角和横滚角误差小于2°,而空中精对准的方位角、俯仰角和横滚角的估计误差分别达到了67.36〞、47.31〞和-32.52〞。     

适于卫星自主定轨的SINS/GPS组合导航系统

SINS/GPS组合导航系统能够实现在高动态和强电干扰的环境下实时、高精度的导航定位,为卫星的自主定轨提供了一种切实可行的方法。通常的SINS/GPS组合导航算法都是在地理坐标系下建立的。针对卫星的特点,着重研究了基于地心惯性坐标系,位置、速度组合模式的SINS/GPS组合导航算法,建立了该坐标系下组合导航系统的状态方程和量测方程,并进行了相关数学仿真验证。仿真结果表明,该SINS/GPS组合导航系统能较准确地给出卫星的位置、速度信息,适于卫星的自主定轨。     

一种动基座传递对准算法性能评估的工程方法

在东北天地理坐标系下,推导了捷联惯导动基座传递对准模型.在此基础上,提出了一种在不具备精确标定设备的试验条件下,进行动基座传递对准算法性能评估的工程方法.该方法基于安装误差角滤波估计结果,对子惯导的初始姿态进行修正,并重新进行子惯导的导航解算;通过比较初始姿态修正前后子惯导的导航误差,对传递对准算法的性能进行定性分析.基于试验数据的处理结果表明,所建立的对准模型和采用的对准算法性能评估方法具有重要的工程应用价值.     

制导炮弹捷联惯导基于GPS的飞行中对准算法(英文)

提出了一种适用于制导炮弹上低精度MEMS IMU/GPS组合系统的飞行中初始对准算法。通过引入辅助的载体惯性系和导航惯性系,将所求姿态四元数分解为三部分:第一部分描述载体系相对于载体惯性系的姿态,由MEMS陀螺仪输出积分求解;第二部分描述导航系相对于导航惯性系的姿态,利用GPS位置输出解析求解;第三部分描述两辅助惯性系的相对姿态,采用Re-quest算法完成解算。详细讨论了算法误差、有效性条件,并对Re-quest算法进行了优化和简化。蒙特卡洛仿真结果表明,在弹体加速度以指数规律变化条件下,对准算法可以在10 s时间内达到水平误差小于0.2°(1?)、航向误差小于0.4°(1σ)的精度,完全满足制导炮弹组合系统初始对准的精度要求。     

稀疏网格求积分滤波算法在SINS/GPS紧组合导航中的应用（英文）

高精度的导航信息对于高空飞行器至关重要。针对高空飞行器的特点,选取发射点惯性坐标系为导航坐标系,建立基于伪距、伪距率的SINS/GPS紧组合导航系统数学模型。针对该系统的状态方程和量测方程非线性的特性,采用基于稀疏网格求积分滤波算法。整个设计实现了对准与导航的一体化,避免了将对准与导航分别设计的繁琐过程。仿真结果表明,在飞行器起飞阶段,由于系统的非线性较强,稀疏网格求积分滤波算法比UKF滤波算法的对准精度更高,并且对准速度更快;通过比较稀疏网格求积分滤波算法在不同组合方式下的估计效果,可以看出采用紧组合方式可以明显提高导航精度。最后采用不同精度的传感器进行仿真,结果表明基于稀疏网格求积分滤波算法的紧组合算法能够适用的传感器精度范围较广。     

空间不一致在动态对准中影响分析及补偿方法

大型舰船上惯性导航系统与卫导接收天线安装位置相差较远,在空间分布上不一致,这会影响惯性导航系统动态初始对准效果。通过分析空间相对位置差在载体坐标系和导航坐标系投影值的不同,建立空间位置差从载体坐标系到导航坐标系的投影关系,给出了采用位置匹配算法进行初始对准的空间不一致补偿方法。最后利用实船数据进行了半实物仿真,结果表明,在初始对准阶段有较大转向时,采用该补偿方法,8 h导航纬度误差由4.5 nm降到了0.5 nm。证明空间不一致补偿方法能有效降低载体机动对初始对准结果的影响,提高系统动态初始对准性能。     

状态变换卡尔曼滤波的进一步解释及应用

针对速度误差定义的坐标系一致性,对状态变换卡尔曼滤波(ST-EKF)的合理性作出了进一步的解释,并将其应用于捷联惯导的初始对准及组合导航。为提高陀螺仪、加速度计的零偏误差估计效果,初始对准和组合导航过程采用统一的15状态滤波器。"单"位置精对准实验表明,由于在基座振动的环境下误差状态不完全可观,传统卡尔曼滤波会有随时间增长航向角估计误差反而逐渐发散的情况出现,而状态变换卡尔曼滤波的航向角估计结果相对稳定。激光陀螺IMU和光纤陀螺IMU的3 min双位置对准实验均表明,在同样的卡尔曼滤波预测和更新频率下,状态变换卡尔曼滤波的航向角估计精度要比传统卡尔曼滤波提高45%以上。激光陀螺IMU/卫星和MEMS-IMU/卫星组合导航跑车实验均表明,多处断开卫星信号的情况下,状态变换卡尔曼滤波组合导航系统具有更高的定位精度。     

GPS/SINS组合导航系统在运载火箭中的应用

针对运载火箭特点,着重研究在发射惯性坐标系下,位置、速度组合模式的GPS/SINS组合导航算法,推导了该坐标系下的惯导一阶误差传播方程,建立了该坐标系下GPS/SINS组合导航系统的状态方程和观测方程,并进行了相关数学仿真验证。仿真结果表明,在该坐标系中,GPS/SINS组合导航算法能较准确地给出运载火箭的位置、速度和姿态信息,提高运载火箭制导精度。     

捷联惯导系统静基座解析粗对准的误差研究

本文讨论了两种陆用捷联惯导系统（ＳＤＩＮＳ） 在静基座情况下解析粗对准的计算方法,求解载体到导航坐标系的变换矩阵时,选择不同的参考矢量将导致失准角不同。计算和仿真结果对比给出了形象的说明。     

里程计辅助陆用惯导行进间对准方法

行进间对准技术能够使惯导在运动状态下完成系统初始化,它对于提高载体机动能力具有重要作用。与静基座对准不同,行进间对准通常需要利用外部设备(在陆用导航领域,通常使用GPS或里程计)提供载体运动信息对惯性导航系统输出进行补偿和修正。由于里程计辅助的行进间对准具有全自主的特点,因而被广泛采用。本文通过对里程计误差进行合理建模,并采用位移增量匹配方法实现了里程计和惯导系统的组合。同时,针对复杂路面环境下由于车体侧滑、空转等造成里程计测量失准等故障现象进行有效诊断,以此提高了组合导航系统的可靠性。通过行进间对准试验,结果表明由里程计辅助的惯导系统经过10 min初始对准,航向误差小于0.05°,精度和静基座相当。     

MIMU/GPS组合导航系统研究

根据智能交通对车辆导航和定位的要求，研究了MIMU与GPS松散组合导航系统，以速度、位置作为观测量设计了Kalman滤波器。为了验证系统的性能，利用MIMU实验室测试数据和GPS仿真数据对该组合导航系统进行了半物理仿真，分别给出了纯MIMU、组合导航系统及GPS信号短时间丢失时的位置误差仿真曲线。分析结果表明组合系统具有良好的长期工作精度，能够满足车辆导航和定位的要求。     

MIMU/GPS组合导航系统数据同步与融合方法研究

给出了以DSP为核心的MIMU/GPS组合导航系统中数据同步与融合的方法,简要介绍了仿真、调试过程中DSP程序的实现方法。采用GPS接收机输出的1PPS脉冲,结合CPLD产生的时序,实现MIMU和GPS数据的同步采集。由于系统噪声难于准确统计,因此采用模糊自适应卡尔曼滤波组合算法进行数据融合。     

捷联惯导现场最优标定方法研究

针对静基座捷联惯导的初始对准和标定，提出了一种基于虚拟噪声的现场最优标定方法，即两步估计法。同多位置对准方法相比，其特点是结构简单、省时、易于实现，既能保持一定的姿态精度，又能大大降低导航和定位误差，特别适用于短时间、低中精度导航系统。     

陆基巡航导弹四组合制导系统仿真研究

对陆基巡航导弹四组合制导技术,以一条典型轨迹进行了全航线仿真研究,包括初始对准段以及INS/GPS组合段、INS/TERCOM（地形轮廓匹配）组合段、INS/GPS/TERCOM组合段和INS/SMNS（景像匹配导航系统）组合段等共24个航段的研究。仿真结果表明:静基座初始对准能达到对准时间<4min,水平对准精度<21”,方位对准精度<2’;INS/GPS组合的位置精度达到30m（CEP）,速度精度<0.2 m/s（CEP）;INS/GPS/TERCOM组合可达到INS/GPS与TERCOM（为半个网格的精度）中的较高者;INS/SMNS可达到0.5像素（10 m/pixel的分辨率）的位置精度和0.2 m/s的速度精度。在SMN对INS修正后,经15s纯INS飞行后的命中精度为6～10m（CEP）。     

车载MIMU/GPS/地磁系统的模糊广义RBFNN辅助滤波算法

以车载微惯性测量单元/GPS/地磁系统为研究对象,构造一类模糊广义径向基函数网络辅助滤波器,完成对基于EKF的非线性导航滤波解算,以提高导航系统参数估算精度和系统动态性能.相同条件下的仿真表明,对比标准EKF和模糊广义径向基函数网络辅助滤波方法,采用后者获得的导航参数误差均方差小,统计特性好,对姿态、航向角误差的最优估计分别控制在0.2°和0.4°以内.导航解算对微惯性测量单元误差在一定范围内的变动不敏感,保证了测量的精度.     

GPS车载导航中的坐标转换

推导了GPS车载导航中实用的高斯运算公式，并以实际数据分析了该公式的转换精度。同时，提出了平均转轴相似变换法进行平面坐标转换的有关算法。     

一种快速精确的捷联惯导系统初始对准方法研究

传统的多位置对准方法虽然使捷联惯导系统静基座初始对准的精度得到提高，但是用卡尔曼滤波器对其状态变量进行估计时，方位失准角收敛很慢。本提出了一种快速多位置对准估计方位失准角的方法，直接利用两水平失准角快速收敛的估计结果对传统多位置对准中方位失准角的估计，从而大大提高了捷联惯导系统静基座对准的精度和速度，计算机仿真结果验证了该方法的有效性。     

一种快速精确的捷联惯导系统初始对准方法研究

由于传统的多位置对准方法在用卡尔曼滤波器对其状态变量进行估计时，方位失准角收敛很慢，因此提出了一种快速多位置对准估计方位失准角的方法，直接利用两水平失准角快速收敛的估计结果对传统多位置对准中方位失准角的估计，从而大大提高了捷联惯导系统静基座对准的精度和速度。计算机仿真结果验证了该方法的有效性。