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。     

星体跟踪星图识别算法

针对天文/惯性组合导航中对星敏感器快速姿态测量的要求,提出了一种基于星体跟踪的星图识别算法应用于星敏感器姿态测量。建立了基于星区的导航星库便于快速搜索导航星。实验结果表明,该算法比传统星图识别算法有着明显的优点,识别速度快,识别成功率高。     

星光折射自主导航星敏感器及光学系统设计研究

基于星光折射间接敏感地平自主导航星敏感器的工作原理,详细分析了星光折射星敏感器的探测参数设计,包括探测谱段、恒星观测视场、探测概率及阈值星等、恒星探测能力等。星光折射星敏感器的观测视场分为折射星与非折射星两部分,对折射星的观测视场随轨道高度增加而减小;受限于大气光谱吸收,观测折射星的谱段宜选择600~900 nm,探测信噪比随大气折射高度降低而减小。采用高灵敏度的背薄电荷耦合器件(CCD)以及精度达到微米级的无热化光学系统匹配设计。结果表明,光学系统像质良好,单一星敏感器单星测量精度达到1″,满足目前航天自主导航对姿态及位置测量精度的需求。     

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.     

星敏感器技术研究现状及发展趋势

本文综述了星敏感器技术的研究现状和未来发展趋势。首先,总结了国内外星载星敏感器的发展历程。接着,根据星敏感器工作原理,分析讨论了星点质心定位算法、星图识别算法和姿态解算算法等星敏感器关键技术的发展现状。通过讨论星点质心定位精度对星敏感器测量精度影响,分析了星点质心定位算法以及对应误差补偿的研究现状;基于星座特征、字符模式和智能行为,介绍了星图识别算法并进行了对比分析;根据确定姿态解算算法和动态姿态解算算法分析了姿态解算算法的研究现状。最后,对星敏感器的未来发展进行了展望,讨论了航空机载星敏感器、微小型星敏感器和甚高精度星敏感器的发展趋势以及未来重点研究内容。     

原子干涉技术在惯性导航领域的进展

惯性导航是一种完全自主、抗干扰能力强的导航方式,因受限于惯性器件的灵敏度和长期稳定性,惯性导航系统定位精度相比于卫星导航仍有较大差距。新型的基于原子干涉技术的惯性敏感器件在理论上具有灵敏度高、长期稳定性强和实时消除重力偏差的特性,具有推动惯性导航技术到达卫星导航性能的潜力。介绍了近年来欧美研究机构在原子干涉惯性敏感器的工程化研制上取得显著进展,总结了原子干涉在惯性导航领域的技术发展方向。     

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.     

基于多偏振敏感器的太阳矢量测量方法

根据大气偏振模式形成机理,提出了利用多偏振敏感器测量太阳矢量(矢量方向)的方法.介绍了大气偏振模式的形成,设计了由两组偏振单元组成的偏振敏感器,论证了偏振单元之间的最佳设计角度,分析了利用偏振敏感器从大气偏振模式中提取太阳方位信息的方法,进而提出了利用多偏振敏感器测量并结合最小二乘法解算太阳矢量的方法,针对该算法进行了实验验证,并与双偏振敏感器测量太阳矢量方向的方法进行了对比分析.分析结果表明,利用多偏振敏感器测量不仅可以得到高精度的太阳矢量方向,太阳矢量的方位角误差和高度角误差分别为0.2°和1.0°,还解决了双偏振敏感器测量太阳矢量方向时由于最大偏振方向平行引发的突变问题.实验结果验证了利用多偏振敏感器(≥3)测量太阳矢量的方法是可行的.     

全固态捷联式惯性/天文组合导航技术

传统惯性/天文组合导航的工作原理一般有天文测星输出的ψ角直接解析并校正惯导速度、位置和ψ角作量测估计并间接校正惯导速度、位置两种。针对这两种工作原理中未充分利用可观测度较大的陀螺常值零偏估计信息而导致长航时、短航时组合导航效果不理想的问题,提出全固态捷联式惯性/天文组合导航技术,将捷联式惯导和大视场星敏感器固连,以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息,实时估计并反馈陀螺常值零偏用于校正捷联惯导系统,可快速有效抑制各种由陀螺漂移引起的误差。实测数据仿真表明:以欧拉误差角作为Kalman滤波器的量测信息可使经度误差、纬度误差、航向角误差和陀螺常值零偏快速稳定、收敛,长航时试验中可使经度误差不大于0.5 nmile、纬度误差不大于0.2 nmile、航向误差30″,短航时试验中可使经度误差不大于0.25 nmile、纬度误差不大于0.12 nmile、航向误差20″。因此,该算法对于长时导航和短时导航都具有良好的适应性,具有实用价值和研究意义。     

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。     

天文/惯性组合导航模式研究

简要分析了惯性导航及天文导航系统的工作原理和特点，根据以自主惯性导航为主发展的组合导航系统的方向，提出天文/惯性组合导航系统不同的组合模式，重点探讨了直接校正陀螺漂移的天文/惯性导航新的组合模式并进行理论分析。     

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。     

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。     

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。     

基于圆形视场分割的鱼眼相机星图识别方法

海上星光导航是航海中一种重要的自主导航技术, 星图识别是其关键步骤。针对船载鱼眼相机星光导航系统超大视场带来的单幅图像数据量大、识别冗余、识别效率低等问题, 提出了一种基于圆形视场分割的鱼眼相机星图识别方法。对于拍摄到的星图, 利用同心圆将视场分割成若干个面积相等的环形和圆形区域; 在构造导航星特征库的过程中, 以星角距为特征构造散列函数, 将导航特征库分段存储成若干个子库; 在识别过程中, 利用基于中心星的多三角形识别算法, 从视场中心圆形区域开始依次向视场边缘环形区域进行识别。海上观测实验结果表明:该方法能够平均以2.5 s的识别时间达到90%以上的识别成功率, 且具有良好的实时性。     

Physics,Mechanism, and Organization of Gravitational-Inertial Wave Orientation

The development of a fully autonomous all-weather high-precision orientation and navigation system capable of operating for a long time (hours, weeks, months, and years) by the existing methods is hampered due to the impossibility of forming a real-time starting reference coordinate system with stable orientation in the horizontal plane, relative to which an angular direction toward the object is determined (orientation) and running coordinates of the object are calculated (navigation), directly on board an object. The conventional methods of spatial orientation use information on a unidirectional vector to form reference coordinate systems (gyrocompasses, laser compasses, magnetic compasses, celestial reference systems, etc.). In this connection, information on the spatial orientation can be easily distorted by various physical factors, because it may be summed with them. Therefore, a fully autonomous high-precision global system of spatial orientation for mobile and fixed objects cannot be developed by these methods. This problem is solved in a system based on the biological principles of gravitational-inertial wave orientation. The present paper gives the physical and mathematical substantiation of these biological principles and describes their technical realization in navigation systems of a new generation.     

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。     

空中点目标运动模糊复原方法

在使用相机对空中远处点目标成像时,不可避免的,会因为相机的角运动引起图像的模糊。针对这一问题,提出了一种运动模糊复原方法。首先通过建立点目标运动的模型来了解造成运动模糊的原因,其次通过对模型的分析,从基本理论开始推导得出一个退化函数,并且采用模糊图像的维纳滤波复原模型。最后,对图像进行了仿真实验。实验结果表明,该复原模型有较好的复原效果。