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.     

陆用捷联惯导系统中里程计刻度因子的在线辨识

提出陆用捷联惯导系统中里程计刻度因子的在线辨识算法．该算法利用捷联惯导系统在初始对准结束后，刚转入导航工作状态的短时间内，惯导解算精度高的特点，通过加速度计的测量值，采用渐消记忆最小二乘递推算法对里程计的刻度因子进行在线辨识．仿真试验表明，该算法有较强的工程实用性，能有效地解决里程计测量路程的误差积累问题，从而提高整个陆用捷联惯导系统的定位精度．     

单轴旋转捷联惯导系统姿态和航向角在线组合校正

为了提高工作在水下环境下的单轴旋转捷联惯导系统的导航定位精度,给出了惯导系统姿态和航向角在线组合校正流程,提出了一种基于速度信息的旋转式捷联惯导系统二次对准方法.利用速度信息和Kalman滤波技术进行姿态和航向角误差最优估计,同时周期性转动惯性测量单元以提高系统的可观测性.计算机仿真和转台验证实验结果表明,系统经过二次对准后,后续纯惯性模式下的定位精度明显提高,仿真实验中定位误差由4.52 n mile减小为2.19 n mile,转台实验中定位误差由4.28 n mile减小为2.06 n mile.     

星光导航原理及捷联惯导/星光组合导航方法研究

该文在分析星光导航原理的基础上,给出了捷联惯导/星光飞行器组合导航方案;推证了该组合导航系统的状态方程和观测方程,分析了星敏仪量测误差.结合高超声速跨大气层再入飞行体的模拟飞行轨道,进行了组合导航数学仿真.结果证实该方案能够利用星光导航信息对捷联惯导进行即时修正,表明捷联惯导/星光组合导航系统在较精确地获取载体姿态信息方面具有优越性.     

基于曲率分析地图匹配的车载组合导航研究

为了提高车载导航的自主性和精度,针对捷联惯导的特点,设计了一个基于曲率分析的地图匹配算法。然后应用该地图匹配算法对基于捷联惯导/地图匹配/里程仪的车载组合导航进行了研究。推导了捷联惯导系统的误差方程和里程仪的误差方程。并在此基础上建立了捷联惯导/地图匹配/里程仪组合系统的卡尔曼滤波方程。通过仿真分析,表明应用该地图匹配算法的组合导航系统可以有效地减小误差,实现车载自主导航。     

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.     

机载捷联惯导的导航计算模型与精度分析

探讨了当地水平坐标系中捷联惯导的导航计算模型和详细计算步骤.通过实测数据解算,分析捷联惯导系统的误差特性.采用卡尔曼滤波进行全球定位系统/捷联惯导(GPS/SINS)松散组合,并对组合导航计算结果作卡尔曼平滑.实验表明,捷联惯导的坐标误差呈抛物线形式增长,短时间内能提供高精度的导航参数,其1 min以内的坐标误差小于2m.将SINS与GPS构成组合导航系统,可以集两者之所长,使整个系统的可靠性和完整性优于其中任何一个子系统.     

基于XPNAV和SINS的容错组合导航系统

提出一种基于脉冲星导航和捷联惯导的容错组合导航系统.捷联惯导具有自主性和不间断性的优点,可弥补脉冲星导航滤波周期较长的缺陷;脉冲星导航的长期稳定度好,可抑制捷联惯导的误差随时间发散.该系统根据轨道动力学模型和SINS估计航天器的状态,利用脉冲星导航的观测量分别修正估计误差,通过相位残差检测天体遮挡等因素引起的故障,利用联邦扩展卡尔曼滤波融合导航信息.仿真实验结果表明:同脉冲星导航方法相比,该方法具有更高的精度和更短的滤波周期,且不受天体遮挡的影响.     

基于TDOA测量的协同导航建模与仿真

针对基于数据链的协同导航系统估计惯导误差的效率不高,研究了以伪距差测量实现无源协同导航的方法。设计通过直接对偏航角的估计提高修正惯导误差的效率。分析并介绍了方法的设计思想和特点,为双曲线/SINS组合导航系统设计滤了波器。仿真结果表明,通过测量伪距差的实现协同导航方法,可以修正惯导系统累积误差,提高惯导导航精度。     

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。     

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.     

基于人工标志的视觉/SINS组合导航算法研究

本文针对航天器地面中性浮力实验的实验体导航问题,研究利用计算机视觉和捷联惯性导航系统（SINS）进行实验体组合导航的算法：首先对视觉导航与SINS的优缺点及其组合导航的优势互补进行了分析,提出其组合方式;然后建立了组合导航系统量测方程;最后利用卡尔曼滤波方法,实现了视觉导航图像信息与捷联惯导系统的信息融合。仿真结果表明,提出的组合导航方法提高了导航精度,具有一定的应用参考价值。     

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。     

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。     

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.     

光纤SINS/GPS组合导航系统分析

为提高光纤陀螺捷联惯导系统的精度,以光纤陀螺捷联惯导系统与全球定位系统（GPS Globle Position System）为研究对象,采用联邦卡尔曼滤波算法,构成了SINS/GPS(Strap-down Inertial Navigation Systerm/ Globle PositionSystem)组合导航系统。仿真结果表明,该算法能及时修正子滤波器的偏差,大大降低子滤波器的模型误差,进而提高整个滤波器的精度,并有效克服了滤波发散现象。