基于天文/GPS/惯性组合方式的惯导动态测试系统

从天文导航技术出发,设计了天文/GPS/惯性组合测量方式,解决惯性导航系统速度误差和角速率动态实时测量问题.重点介绍天文,GPS/惯性组合测量方式的基本原理和组成,并对组合方式的星体检测、授时和测角单元、伺服控制,数据滤波和误差补偿、导航解算等各个关键部分进行理论设计,为提高惯性导航系统的动态测试精度提供了一种可行的方法.误差分析计算结果表明,动态条件下的光轴指向均方根误差约为5",满足测量要求.     

GFINS与GPS扩展松组合导航方法

无陀螺惯性导航系统是一种主要以加速度计为惯性元件构造的惯性导航系统.本文设计研制了一种基于9加速度计的无陀螺惯性导航系统原理样机,提出了无陀螺惯性导航系统与GPS扩展松组合导航的模型,设计了组合导航的卡尔曼滤波算法,进行了组合导航实验.无陀螺惯性导航系统独立工作模式下3 min的纬度误差最大为0.1″,经度误差最大为0.6″;在GPS不能定位时,3 min的松组合导航纬度误差最大为0.08″,经度误差最大为0.02″.与GPS扩展组合导航模式下,3 min的纬度误差最大为0.01″,经度误差最大为0.01″.实验结果表明,与GPS进行扩展松组合导航能够有效提高无陀螺惯性导航系统的长期定位精度,增强GPS导航设备的抗干扰性能.     

空天飞行器SINS/CNS深组合导航算法(英文)

空天飞行器往返于大气层内外,持续工作时间长。捷联惯性/天文组合导航自主性强、隐蔽性好,是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性,解决其在机载应用中水平基准制约的问题,分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响,提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性/天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计,可有效估计并补偿系统的姿态误差,减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明,单星观测条件下,导航系统姿态误差快速收敛,定位的均方根误差在200 m以内,且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。     

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.     

INS/CNS/GPS组合导航系统仿真研究

研究了INS／CNS／GPS组合导航系统的原理和特点，对组合导航系统进行了计算机仿真，提出了采用平台失准角、INS与GPS的位置之差和速度之差作为观测量的方法。采用卡尔曼滤波技术，可以估计出平台的失准角、惯性器件误差及导航参数误差。仿真结果表明：通过校正惯导平台、消除导航参数误差，可以大大提高了系统的导航精度。     

SINS/GPS紧耦合组合导航

针对可用星数目小于4情况下,SINS/GPS松散组合导航必须转为纯惯性状态,无法解决纯惯性导航参数误差发散的问题,提出了以导航星伪距和伪距率为观测量的紧耦合SINS/GPS组合导航方案.建立了紧耦合系统的数学模型,搭建了硬件系统,并应用于工程实践.车载试验结果表明:当可用星数目小于4时,紧耦合系统定位的纬度误差、经度误...     

重力/惯性匹配导航系统的仿真研究

分析了水下多种导航方式，提出了一种新的组合导航方式，即重力／惯性组合导航系统。介绍了它的研究背景和工作原理，并通过可视化仿真的方法模拟了整个导航过程。结果表明：重力匹配可以限制惯性导航系统的误差增长，实现长期水下高精度定位。     

捷联惯导基于星体跟踪器的高精度初始对准算法

捷联惯导与小视场星体跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,导航精度受导航初始误差和器件误差的综合影响。基于此,提出一种捷联惯导与小视场星体跟踪器相组合的初始对准算法,对导航初始姿态误差和惯性器件误差进行估计修正。捷联惯导初始对准过程完成之后,在地面准静基座条件下做速度和位置阻尼条件下的惯导更新解算,利用捷联惯导系统的速度误差量测及小视场星体跟踪器的导航误差角测量量,设计组合粗对准算法和组合精对准算法,用于对捷联惯导系统的初始对准误差和惯性器件误差做进一步有效估计。仿真结果表明:对中等精度导航级捷联惯导系统,组合对准后水平姿态精度可提高到2’’,方位精度可提高到5’’。     

速率方位惯性平台/GPS/计程仪组合导航系统仿真研究

根据科学发展和高精度导航的要求，提出了一个由GPS接收机、速率方位惯性平台和重力敏感器构成的精确重力测量组合导航系统，给出了该组合系统在速率方位地平坐标系下的误差方程和Kalman滤波方法以及计算机仿真结果。数字仿真表明：由中等精度的陀螺仪和加速度计以及GPS组成的组合导航系统平台水平误差角小，定位精度高，能够满足重力测量和导航要求。     

紧耦合GPS/INS组合导航能力的分析

将GPS的长期高精度与惯性导航（INS）的短期高精度结合，构成GPS／INS组合导航系统是目前大型舰船、潜艇、飞机、导弹等导航技术发展的方向。该文主要根据紧耦合GPS／INS组合导航的机理，分析其导航能力。     

低成本车载导航仪的组合导航算法设计

针对GPS信号间歇性受阻而无法持续导航的问题,提出了一种由GPS、微惯性导航系统,以及电子罗盘构建车载组合导航系统的方案。以GPS位置信息是否有效为判断条件,设计了组合策略。当GPS信息有效时,采用以位置误差作为观测量的组合导航算法;当GPS信息无效时,引入速度约束辅助导航算法。试验表明,该组合策略能够在GPS有效时提供高精度的姿态、速度和位置信息,在GPS失效时,使位置误差得到有效抑制,从而保证了车载导航仪的导航精度和导航信息的持续性。     

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。     

XNAV/UVNAV/SINS组合导航在航天器轨道机动中的应用

针对X射线脉冲星导航在航天器轨道机动过程中精度不高甚至发散的问题,提出一种将X射线脉冲星导航结合惯性导航和紫外敏感器的组合导航方法。以航天器在惯性系中的位置、速度、姿态四元数和惯性导航设备误差作为系统状态变量,用X射线探测器测量X射线脉冲到达时间,用紫外敏感器测量中心天体质心相对于航天器的方向矢量和距离以及航天器在惯性系中的姿态四元数,用扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统状态。仿真结果验证了该组合导航方法的可行性,能够解决轨道机动中X射线脉冲星单独导航的误差过大(位置误差达107m)问题,且该组合导航具有较高的导航精度,在轨道机动前、机动中和机动后导航位置误差均在100 m以内。     

巡航飞行器惯性/地磁组合导航方法的误差(英文)

地磁辅助导航是组合导航技术的新方向,而导航误差的研究是分析惯性/地磁组合导航性能的重要内容之一。以等高或近似等高飞行的巡航飞行器为应用对象,建立了惯性/地磁组合导航系统的卡尔曼滤波器;通过仿真结果并结合理论分析重点讨论了校正方式、惯性器件测量精度、地磁场特征与磁测误差、基准图的网格间距、滤波周期、初始位置与初始速度误差等各种因素对位置和速度等导航误差的影响。     

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.     

地形辅助/惯性/GPS组合导航系统的可视化仿真研究

研究了多传感器信息融合技术在地形辅助／惯性／GPS组合导航系统中的应用，并在此理论基础上，采用一种新的仿真方法研究该组合导航系统，即采用多种高级语言混合编程，对该组合系统进行可视化仿真。仿真结果表明：采用联合滤波器的地形辅助／惯性／GPS组合系统具有较高的导航精度，最终达到可视化仿真研究的目的，从而对组合系统性能的研究起到了积极的推动作用。     

城市车辆综合导航定位系统

为了解决香港等大城市的车辆连续高精度定位问题,设计了一种基于GPS的多传感器组合定位系统。由于城市高楼密集等情况会出现GPS盲区,且多路径效应影响较大,单纯的GPS导航定位难以满足使用要求。GPS与航位推算（DR）的组合导航系统只能实现短时间内的高精度定位,将GPS／DR与地图匹配（MM）、数字信标（DB）组合构成综合导航定位系统可有效解决城市车辆的导航与定位问题。该系统采用MM结果修正DR系统累积误差,采用神经网络实时辨识导航系统中的GPS多径误差。在香港特区的大量现场试验表明,该系统定位精度优于20m,运行稳定可靠。     

基于加性四元数误差方程的惯性/天文姿态组合算法

针对采用旋转四元数误差进行的组合导航误差建模中状态方程的非线性化问题,提出一种新的惯性/天文组合姿态组合算法,以姿态加性四元数误差和陀螺漂移为状态变量,推导系统线性化状态方程,并以天文导航和惯导姿态四元数之差为量测量,建立系统量测方程,然后利用卡尔曼滤波实现对该组合模式的信息融合,仿真分析表明,所设计的基于姿态四元数误差和陀螺漂移的组合模式能够有效估计系统状态误差,姿态误差0.02°左右,验证了其有效性,可避免较为复杂的非线性滤波器的使用,为工程实践提供了理论支持.     

天文角度辅助的高超声速飞行器多信息融合导航算法

常规惯性/天文组合导航方法难以直接应用于高超声速飞行器机载环境下以载体系为基准进行星光测量的情况,且在可见星只有一颗时无法连续组合。为此,构建了高超声速飞行器惯性/卫星/天文紧组合导航系统方案,通过分析载体系下星光仰角、方位角与惯导误差之间的转换关系,建立了载体系下惯性/天文角度组合模型。理论分析表明,该系统在只有一颗导航星时仍能辅助惯导工作,且可使观测噪声特性保持稳定,从而提高了天文对惯导辅助的连续性和组合滤波估计精度。仿真结果表明,在高超声速飞行器导航系统采用天文角度辅助后,姿态误差较无天文辅助情况的降低60%~70%。     

航空制导炸弹GPS/IMU降阶滤波器设计与性能分析

为降低对航空制导炸弹弹载计算机的要求，中设计了一种速度、位置交替组合模式的9阶GPS／IMU组合导航降阶卡尔曼滤波器。通过将IMU噪声简化为等效的系统白噪声和将GPS定位和测速误差状态处理为测量噪声的方法消除IMU、GPS误差状态，把常规滤波器系统状态降为9阶：接着利用方差误差分析法和蒙特卡洛打靶法对降阶滤波器的精度进行了分析，并与常规18阶滤波器进行了比较。研究表明：对于短期低速飞行的制导炸弹，将IMU误差等效白噪声均方差取为IMU有色误差噪声的3～5倍时，降阶滤波器具有与常规18阶滤波器相近的导航精度。