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’’。     

一种基于回溯过程的里程计辅助SINS初始对准方法

为提高陆用定位定向系统在行进间的初始对准精度,提出了一种基于回溯过程的里程计辅助捷联惯性导航系统行进间对准方法,在一定程度缩短了行进间的初始对准时间。所提方法分为粗对准阶段和精对准阶段。在粗对准阶段,采用基于回溯过程的改进惯性系解析对准提高了初始姿态阵的精度。在精对准阶段,使用基于回溯过程的卡尔曼滤波进一步提高对准和位置估计精度。仿真试验表明,所提方法能够自主高效地完成高精度初始对准和里程计辅助对准期间的位置估计,相比于现有算法其航向角估计精度提高了45.1%,位置估计精度提高了58.1%。     

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。     

基于比例多重积分观测器的三轴惯性稳定平台加速度计测角误差估计

航空遥感三轴惯性稳定平台用于有效隔离飞行载体的偏航及姿态角运动,使成像载荷沿航向平稳飞行并保持载荷视轴对地垂直指向。通常情况下,稳定平台采用高精度位置姿态测量系统(Position and Orientation System,POS)作为姿态角传感器,一旦POS发生故障会导致平台失稳甚至危及载荷安全。为了提高平台运行可靠性并保证载荷安全,考虑了一种以加速度计作为姿态角冗余传感器的双工作模式,即POS组合工作模式和自主工作模式。当POS发生故障时平台切换到自主工作模式,依靠平台自身加速度计组件进行姿态控制。但与POS相比,加速度计测角易受载体扰动加速度影响从而导致测角误差较大,严重影响平台的稳定精度。针对这一问题,提出了一种基于比例多重积分(Proportional and Multiple-integral,PMI)观测器的加速度计测角误差估计方法,对平台系统建模及PMI观测器的设计过程进行了详细的论述,并利用真实飞行实验数据进行了性能测试。结果表明该方法对实际误差的估计精度达到0.0701°(RMS),可较好的估计出加速度计测角误差,为提高平台自主工作模式的稳定精度奠定基础。     

一种弹道导弹捷联惯导/地磁组合导航方法

基于惯性器件和磁强计的测量信息,提出一种弹道导弹捷联惯导/地磁组合导航方法。以捷联惯导误差方程为基础建立系统的状态模型,以磁强计测量值与根据地磁场模型计算的地磁场强度值之差作为量测,只用一个观测表达式即同时包含载体的位置及姿态信息。引入状态反馈,利用混合校正的卡尔曼滤波得到系统导航信息的最优估计。仿真结果表明,该算法能有效抑制捷联解算误差的发散,磁强计精度为100 nT时,定位精度2.68 km,姿态精度优于5′。该导航方法完全自主,精度较高,具有一定工程应用价值。     

基于非机动窗口捕捉的陀螺漂移在线补偿方法

针对中低精度自主导航要求,基于MEMS惯组中的加速度计与磁力计,提出一种基于非机动窗口捕捉的陀螺漂移在线补偿方法。通过加速度计输出值判定飞行状态,捕捉非机动窗口。利用地磁矢量以及重力矢量估计陀螺漂移并修正姿态误差。在陀螺漂移6°/h,磁力计精度100 nT的仿真条件下,能有效估计出陀螺漂移,姿态精度优于3′。在80 mg加速度计噪声干扰下定姿精度优于8′,同等条件下比现有互补滤波算法精度提高50%。基于转台开展了MEMS惯组ADIS16488的物理试验,结果表明,所提出算法能有效修正姿态误差,比现有的互补滤波算法更具有抗机动性。所提出方法完全自主,精度较高,可显著提升中低精度惯组中陀螺的性能,具有工程应用价值。     

基于地平仪两轴姿态测量的卫星自主相对导航

针对近圆轨道编队卫星,提出了一种仅需要地平仪两轴姿态测量的卫星自主相对导航滤波方法,利用星间相对测量与偏航姿态运动的弱相关性,解决了欠偏航量测下的相对位置估计以及三轴姿态确定问题。可观性分析证明了该方法的可行性及对编队构型参数的适应性。大量仿真表明,对于绕飞和伴飞构型,该方法均收敛,性能特性与理论分析一致。针对当前典型的地平仪与星间测量能力,相对位置滤波精度均优于2 m(3σ),绕飞构型偏航姿态精度优于1.0°(3σ),伴飞构型偏航姿态精度优于0.5°(3σ),是对中等精度编队卫星配置简化的有益探索。     

静电加速度计标度因数和零偏误差标定

为了确保静电加速度计长期在轨工作,结合非线性Batch估计算法,研究了静电加速度计标度因数和零偏误差标定。首先,充分考虑静电加速度计量测过程中可能出现的各种误差源并进行分析,建立了静电加速度计在动态设计良好并进入稳态后,卫星姿态稳定度优于0.01°/s,卫星质心保持精度优于2mm的情况下的量测模型。然后,将高精度地球引力场模型和静电加速度计量测数据代入非线性Batch估计算法的的动力学方程中,将GPS量测数据代入非线性Batch估计算法的量测方程中,建立了静电加速度计标定因数和零偏误差标定模型。最后,通过数学仿真验证了该方法的可行性,其标定精度可达到0.2%,具有一定工程应用参考价值。     

基于四元数卡尔曼滤波的捷联惯导初始对准算法

针对晃动基座捷联惯导初始对准问题,研究了一种具有干扰抑制能力的初始对准算法。根据重力矢量在惯性空间投影构成一包含地球北向信息的旋转锥面的现象,利用坐标系惯性凝固假设将重力量测矢量和参考矢量分别投影到载体惯性坐标系和导航惯性坐标系,将晃动基座条件下的初始对准转化为基于重力量测矢量确定对准起始时刻的姿态问题。借鉴四元数线性伪量测方程的概念,利用重力投影矢量与初始姿态四元数的线性量测关系实现初始姿态四元数的直接滤波估计。初始姿态四元数在对准过程中为常值,以其作为待估计的状态可避免系统模型误差和初始误差的影响。利用转台模拟不同的摇摆对准环境,导航级惯导系统可在10 min内完成初始对准且方位误差小于3’。     

足部安装MEMS-IMU个人导航系统

为了实现室内外环境下个人自主导航,研究了足部安装的MEMS-IMU个人导航系统。根据人行走时足部具有周期性零速的特征,以加速度计输出矢量和、滑动方差和陀螺仪输出的角速度矢量和为检测量,设计了一种多条件零速检测算法,有效地提高了零速检测的准确性。针对MEMS惯性传感器零漂大、精度低的问题,导航定位算法以传统的捷联解算算法为基础,进行了适应性改进。引入零速修正(ZUPT)技术,设计了以速度信息作为伪量测的Kalman滤波器。在零速阶段对系统速度,姿态,位置误差进行估计,将估计结果反馈以修正导航解算的累积误差。实验结果表明,基于上述导航修正算法可以有效地消除MEMS惯性传感器零漂引起的累积误差,使得多组多种行走路径下系统的定位误差均小于行程的2%。