机载天文/惯性位置组合导航

为解决机载天文导航系统(CNS)的水平基准约束,实现机载天文/惯性位置组合导航,首先利用捷联惯导系统(SINS)姿态阵将天文观测坐标系下的高度角和方位角转换为导航系下的相应观测角,从而利用高度差法实现机载天文定位;为确保高度通道的可观测性,设计了气压高度表辅助的天文/惯性位置组合导航系统方案,用SINS、CNS及气压高度表冗余量测信息构成量测方程,采用Kalman滤波实现对SINS位置信息的估计。仿真结果表明,由于天文导航具有较好的定位精度,通过采用气压高度表辅助的CNS/SINS位置组合系统,有效消除了陀螺和加速度累积误差,提高了导航系统的整体定位精度。速度和姿态的估计协方差曲线收敛情况表明,位置组合的卡尔曼滤波对速度和姿态的估计也有一定效果。     

基于SINS/GPS/OD组合导航的列车定位方法的研究

本文设计了适合列车应用的SINS/GPS/OD组合导航系统,建立了联邦Kalman滤波模型和各子滤波器的数学模型。本文结合了联邦kalman滤波的优势,应用了容错滤波技术,提高了系统的容错能力和可靠性。最后通过仿真试验验证了该组合导航系统能为列车运行提供精确的导航参数。     

景象匹配辅助的GPS/SINS组合导航算法

为提高导航系统的精度和可靠性,在全球定位系统(GPS)、捷联惯导系统(SINS)和景象匹配传感器(SM)的观测信息是以不同采样率给出时,基于Kalman滤波技术,建立系统模型,利用分布式有反馈数据融合结构,提出一种有效的景象匹配辅助GPS/SINS 组合导航算法,即GPS/SINS/SM组合导航算法.理论分析和仿真结果均表明: 在导航定位和对状态的估计精度和可靠性方面, GPS/SINS/SM组合导航的结果均优于GPS/SINS或GPS/SM组合导航的结果,它们又优于单个系统Kalman滤波的结果.     

里程计组合的捷联惯导系统运动基座对准研究

研究利用里程计(DTU)辅助实现惯性导航系统(SINS)运动基座下初始对准.利用分段线性定常系统分析方法,提取了不同运动基座情况下SINS/DTU组合系统的可观测性矩阵;通过计算可观测性矩阵奇异值的大小,定量分析了SINS/DTU组合系统的可观测度;比较了SINS/DTU组合系统和SINS/GPS组合系统的对准机理;并进行了系统仿真.结果表明,这种基于SINS/DTU组合的方法能够实现SINS系统的自主式初始对准;但与SINS/GPS组合系统相比,系统的可观测度稍弱,所需对准时间稍长.     

基于EKF的GNSS/SINS组合导航系统应用

针对单一定位系统无法得到连续、稳定可靠的导航信息的问题,将全球卫星导航系统(GNSS)与捷联惯性导航系统(SINS)进行组合,并利用扩展卡尔曼滤波(EKF)算法对这两种导航系统的定位信息进行融合,以获得更加稳定、精确的定位结果。将GNSS与SINS组合,可以弥补GNSS卫星信号失锁、数据更新频率低、无法获得姿态信息以及SINS定位误差累积等单导航系统定位的不足。通过车载实验采集定位数据,并分别进行SINS单独导航及GNSS/SINS组合导航解算,由实验结果可以看出,与SINS单独导航相比,GNSS/SINS组合导航系统的定位误差能快速收敛,并保持较高的精度,其中位置误差精度达到厘米级,速度的最大误差大约在0.1m·s-1以内,姿态的最大误差大约在0.2°以内。     

SINS/CNS组合模式研究

给出常用天文/惯性组合导航系统的工作方式。全捷联方式下,探讨SINS/CNS系统的三种组合模式。介绍各组合模式的原理,基于最优估计的组合模式,无推导给出系统状态方程和量测方程,对各自特点进行分析总结。     

基于自适应滤波的SINS/DVL组合导航系统

以水下运载体为研究对象,给出一种线性的捷联惯导系统(SINS)误差数学模型,根据多普勒测速仪(DVL)测速的误差特点建立其误差方程,并以捷联惯导系统为主导航设备建立SINS/DVL组合导航系统数学模型.考虑到DVL测速易受水中复杂环境的影响,将Sage-Husa自适应滤波算法引入SINS/DVL组合导航系统.针对Sage-Husa自适应滤波器长时间滤波后自适应程度下降的问题,引入滤波收敛判据对其进行改进,以自适应调节噪声估计器对不同时刻信息利用的权值.仿真结果表明:该基于自适应滤波算法的SINS/DVL组合导航系统稳定性好,且具有较高的导航精度.     

惯性/重力匹配组合导航系统可观测性研究

惯性/重力匹配组合导航系统的导航精度与重力场有很大关系.论文从局部可观测性出发,分析了重力场对该组合导航系统定位精度的影响,认为惯性/重力匹配组合导航系统的位置是局部可观测的,且定位精度受重力场的诸多综合因素的影响.     

SINS/GPS组合导航系统的嵌入式软件设计

开发了基于SINS/GPS组合导航系统的嵌入式软件。在研究SINS/GPS组合导航基本原理的基础上,提出了软件的总体设计方案,给出了详细的软件设计过程,编写了系统的启动程序,设计了中断驱动方式的主程序结构,并通过采用汇编语言和C语言的混合编译方式完成程序的设计,通过实际应用,表明基于嵌入式软件设计的SINS/GPS组合导航系统具有较强的容错能力和余度能力。     

小型无人机SINS/GPS组合导航系统研究

根据SINS/GPS组合导航的基本原理,在一个装有微型化IMU模块的MUAV自驾仪上设计了MUAV的SINS/GPS组合导航系统的联邦滤波算法,并对该导航系统进行了静态和动态实验。实验结果表明:采用联邦Kalman滤波能够有效的消除导航参数误差,提高导航精度。该导航系统可以满足小型无人机的导航要求。     

旋转捷联惯导系统的可观测性分析

推导了静基座条件下仅利用速度误差作为观测量的惯导系统的可观测组合状态.比较分析认为,仅利用速度误差作为观测量和利用速度误差、位置误差作为观测量对惯导姿态误差和元件等效零偏的估计是等效的.利用将系统近似为分段线性定常系统的方法对旋转惯导系统的可观测性进行研究,结果表明,连续旋转提高了系统状态的可观测性,等效东向和北向加速度计零偏成为可观测量;在对准过程中对其进行补偿,系统的对准精度和速度明显提高.     

基于SINS/星敏感器的组合导航模式

针对利用捷联惯导系统导航的不足,提出了一种基于捷联惯导系统/星敏感器的新组合导航模式,来提高飞行器导航的精度和速度.利用星敏感器得到恒星星光矢量在星敏感器CCD光敏面上的星像点及其在导航星库中对应的坐标值,然后分别进行坐标变换得到星光矢量在数学平台坐标系和地理坐标系中的坐标角度值.以Kalman滤波为基础,将所得到的星光坐标角度值和姿态角速度进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角参数.详细推导了SINS/星光的组合导航算法,并通过仿真证实了该方案可提高导航系统的精度和速度,有较好的容错性和环境适应性,具有实际使用价值.     

陆用捷联惯导系统/里程计自主式组合导航技术

利用里程计辅助捷联惯导系统构成一种自主式组合导航系统.用捷联惯导系统解算出的速度和里程计所测量的速度之差作为观测量,利用闭环卡尔曼滤波技术进行误差估计与校正,并给出了仿真结果.仿真结果表明,该组合导航系统可有效地减小速率、经度和纬度、航向角和姿态角及航迹推算下的位置等导航参数的累积误差.     

循环神经网络辅助GNSS/SINS组合导航方法及性能分析

针对GNSS信号中断时组合导航系统误差迅速发散的问题,提出了使用循环神经网络(RNN)来辅助组合导航系统的方法,RN N可以分别基于当前和过去的位置以及速度样本进行训练,使神经网络更好地处理系统中的时序信号,从而能够更加精确地预测SINS的位置和速度误差.采用无人机飞行试验数据验证了该算法在卫星信号中断时导航精度平均提升了77％,并且满足导航所需的实时性要求,与传统的径向基神经网络辅助的组合导航系统相比,其位置和速度的均方根误差平均降低了39％.     

航弹SINS/GPS组合导航系统半实物仿真试验设计

针对某型远程航空弹药SINS/GPS组合导航系统的组成,设计了SINS/GPS组合导航的半实物仿真试验框架结构,探讨了在试验过程中多机时钟同步的问题,检验了捷联惯导系统导航计算机的解算性能和GPS信息的修正效果.试验结果表明,捷联惯导系统的算法正确,解算精度和解算时延满足控制系统的要求,GPS信息修正效果良好,SINS/GPS组合导航系统可以应用到航空弹药的制导与控制系统中.     

SINS/GPS/BD2/DVL船舶组合导航联邦滤波算法研究

针对于船舶在长期高速度航行的过程中,捷联惯性导航SINS存在着误差积累,GPS和北斗导航容易受环境干扰,从而不能满足长期高精度导航定位需要,提出了 SINS/GPS/BD2/DVL 组合导航联邦滤波算法。建立了SINS、GPS、BD2、DVL的误差模型,研究了滤波器的组合形式,并详细阐述了联邦滤波器的算法。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,具有重要的工程应用价值。     

飞机SINS/多普勒/气压高度表组合导航性能分析

为了满足飞机完全自主导航的需求,提出了一种低成本的光纤捷联惯导/多普勒雷达/气压高度表组合导航系统方案,探讨了该方案的数字仿真原理。通过对比飞机拐弯时机动飞行与直线飞行2种情况下的数字仿真和实际的跑车试验结果,得出了影响该组合导航系统精度的主要因素。理论分析和试验表明:该方案提高了捷联惯导的导航精度,明显抑制了惯导位置误差随时间积累而增大的趋势。