基于SAR的组合导航系统仿真研究

针对地形辅助导航中SAR图像匹配高度通道不可观，及传统Kalman滤波器自适应性差的缺陷，提出引入GPS高度信息及自适应联邦Kalman滤波算法，设计基于自适应联邦滤波的SINS／GPS／TAN／SAR四组合导航系统。该方案能有效地提高系统的自适应性、导航精度和自主性。并且由于方位误差角是直接观测量，使得载体不需机动即可获得良好的惯导空中对准能力。同时，该方案还可以提供SAR系统所需的运动补偿信息，由此构成导舷设备与任务设备互补的双向信息融合系统。     

基于联邦滤波的SINS/GPS全组合导航系统研究

传统的捷联惯性导航系统(SINS)/全球定位系统(GPS)组合导航系统常采用位置速度组合模式,其可观测性与载体的飞行航迹有关,从而影响了整个组合导航系统的精度和可靠性.为了解决这一问题,提出了基于联邦滤波的SINS/GPS全组合导航系统方案,推导了姿态角误差和平台失准角之间的变换关系,建立了SINS/GPS全组合导航系统数学模型,最后采用联邦滤波算法进行组合导航仿真计算.通过对仿真计算结果的分析,证明基于联邦滤波的SINS/GPS全组合导航算法能够有效地提高系统的导航精度和可靠性.     

基于H∞滤波的智能车辆多传感器组合导航研究

为适应自主驾驶智能车辆的高精度、高频率及高可靠性与鲁棒性的导航要求,对智能车辆的多传感器组合导航进行了研究。提出了一种基于H∞滤波的双向光电测速仪和CP-DGPS共同辅助SINS的智能车辆冗余组合导航方法。详细推导并建立了组合系统的滤波模型。仿真结果表明,该组合导航系统具有100Hz的高频输出、厘米级的导航精度以及良好的鲁棒性能与可靠性。即使系统特性发生了显著的变化,组合系统仍能为智能车辆提供可靠的导航信息。     

神经网络辅助的组合导航系统仿真研究

针对高空长航时无人机(High Altitude and Long Endurance Unmanned Aerial Vehicle,HALEUAV)的特点,提出一种SINS/GPS/北斗/DVS组合导航系统总体方案,并建立其联邦滤波器模型。在分析常规联邦滤波局限性的基础上,研究了基于子系统精度变化的信息分配系数自适应修正算法,设计了神经网络辅助联邦滤波的改进算法。仿真结果表明,改进滤波算法改善了数值计算的稳定性及系统的容错性,有效提高了导航精度,系统可满足无人机的导航要求。     

基于星敏感器/红外地平仪的自主导航算法研究

星敏感器和红外地平仪直接敏感地平的天文导航方法简单、可靠,但其导航精度主要取决于红外地平仪,因此导航精度相对较低.间接敏感地平利用星敏感器现测折射星得到地平信息,但是由于折射星数量有限,故不能连续提供观测信息.因此提出了一种将直接敏感地平和间接敏感地平相结合的信息融合自主导航方法,对两种导航模式的原理和观测方程进行了详细分析和推导.采用自适应扩展卡尔曼联合滤波算法进行数值仿真.通过对数值仿真结果分析,证实该方法既提高了系统导航精度,又增强了系统可靠性.     

一种基于SR-UKF的GPS/DR组合定位算法

针对智能车辆机动性运动的定位问题提出了一种基于平方根Unscented卡尔曼滤波的GPS/DR组合定位方案和算法.基于组合定位模型状态方程线性和观测方程非线性的特点,提出了将标准平方根卡尔曼滤波同SR-UKF相结合的非线性滤波算法.该算法在时间更新阶段减少了滤波算法的运算量,提高了滤波算法的效率.仿真结果表明:与基于EKF的非线性滤波算法相比,本算法具有更高的滤波精度和更好的滤波稳定性,同时,同通用SR-UKF相比又具有较高的运算效率,完全适合于资源有限的车载导航系统.     

一种基于抗差滤波的行人导航算法研究

行人导航系统(pedestrian navigation system, PNS)通常采用全球定位系统(global positioning system, GPS)和航位推算(dead reckoning, DR)组合导航的方式进行定位,因此其定位精度易受GPS定位误差特别是定位粗差的影响。为了减小这种影响,提高行人导航系统定位精度,采用了一种基于抗差滤波的GPS/DR组合行人导航算法。该算法首先对DR系统误差建模,获得行人导航系统卡尔曼滤波模型,再通过GPS与DR系统观测量之差,估计当前观测噪声与先验统计特性的符合程度,利用等价权实时调整观测权值,以避免观测粗差对组合导航精度的影响。最后通过对实测数据的分析表明,在GPS定位误差较大或含粗差情况下,该方法较卡尔曼滤波算法能明显抑制定位误差的影响,将定位精度提高5 m左右,能够在不增加硬件的基础上有效提高GPS/DR组合行人导航精度。     

快速联合H∞滤波在SINS/GPS组合导航中的应用

针对捷联惯导/卫星定位(SINS/GPS)组合导航中联合卡尔曼滤波器对系统模型和噪声统计特性的依赖性和算法运算量大等缺点,提出了新的联合H_∞滤波方法.定义了新的联合H_∞滤波公式,提出了融合信息在子滤波器中自适应分配原则,简化了联合H_∞滤波算法.由于H_∞滤波不需要已知噪声的统计特性,因此新算法具有很强的鲁棒性,同时联合算法又可以有效地增加系统的客错能力.仿真实验证明新算法在稳定性和实时性上都有较大提高.     

基于矩阵摄动理论的联邦滤波信息分配方法

针对软故障条件下系统估计精度和容错性问题,将矩阵摄动理论引入联邦滤波器,提出并证明了"全局污染上界定理"。在此基础上,提出一种引入权衡因子的自适应信息分配策略,能够根据具体应用场合灵活调整局部滤波精度和容错性,尤其适合于软故障情况下改善无故障子滤波器的抗污染能力。最后通过SINS/GPS/ADS组合导航仿真证明该方法的有效性和可行性。     

联合高斯回归的平方根UKF方法

针对传统的滤波方法容易受系统动态模型不确定性和噪声协方差不准确的限制这一问题,提出一种将高斯过程回归融入平方根不敏卡尔曼滤波（unscented Kalam filter,UKF）算法中的滤波算法。该算法用高斯过程对训练数据进行学习,得到动态系统的回归模型及系统噪声的协方差;采用标准的平方根UKF算法,状态方程和观测方程,相应的噪声协方差由高斯过程实时自适应调整。将应用于飞行器SINS/GPS组合导航,结果表明,该方法能够自适应系统噪声,收敛速度快,导航精度高。     

Design and application of single-antenna GPS/accelerometers attitude determination system

In view of the problem that the current single-antenna GPS attitude determination system can only determine the body attitude when the sideslip angle is zero and the multiantenna GPS/SINS integrated navigation system is of large volume, high cost, and complex structure, this approach is presented to determine the attitude based on vector space with single-antenna GPS and accelerometers in the micro inertial measurement unit （MIMU）. It can provide real-time and accurate attitude information. Subsequently, the single-antenna GPS/SINS integrated navigation system is designed based on the combination of position, velocity, and attitude. Finally the semi- physical simulations of single-antenna GPS attitude determination system and single-antenna GPS/SINS integrated navigation system are carried out. The simulation results, based on measured data, show that the single-antenna GPS/SINS system can provide more accurate navigation information compared to the GPS/SINS system, based on the combination of position and velocity. Furthermore, the single-antenna GPS/SINS system is characteristic of lower cost and simpler structure. It provides the basis for the application of a single-antenna GPS/SINS integrated navigation system in a micro aerial vehicle （MAV）.     

车载多传感器组合导航系统设计与实现

针对捷联惯性导航系统(SINS)和全球卫星定位系统(GPS)构成的车栽组合导航系统在GPS无效时精度迅速下降的问题,设计了车裁SINS/里程计/GPS定位定向仪组合导航系统,使用信息滤波进行SINS误差估计并对SINS作反馈校正.当GPS不可用时,利用里程计辅助SINS.使用基于PC/104的硬件结构和模块化的软件结构,对系统进行了软、硬件的实现.实验结果证明,在GPS无效时间段内,该系统可以抑制SINS误差发散,并把误差限制在较小水平,是一种实用的车栽组合导航系统.     

GPS/SINS全组合系统确定SAR卫星的轨道和姿态

GPS/SINS组合系统因其多方面的优越性而在许多导航系统中使用。不过 ,利用GPS接收机的伪距、伪距率和载波相位双差等所有原始观测信息的全组合系统还处于研究之中。针对全组合系统进行了研究 ,建立了相应的误差模型和系统观测模型 ,特别是组合系统下的GPS载波相位双差观测模型。并以高分辨率SAR小卫星的轨道和姿态确定为仿真对象 ,对该系统进行了计算机仿真。仿真结果表明 ,GPS/SINS全组合系统具有很高的精度和可靠性 ,基本上能满足SAR卫星平台的任务要求     

卫导辅助下的舰船捷联惯导航行间粗对准方法

针对舰船捷联惯导在行进间难以实现自主的粗对准,研究了在动基座下的舰船捷联惯导的粗对准,提出了一种采用全球定位系统(global position system, GPS)辅助舰船捷联惯导系统在运动中实现粗对准的方法。该方法利用GPS获得的位置信息,通过对捷联惯导基本方程的数值积分,计算捷联姿态矩阵。相比于借助外测速度实现粗对准,该方法借助GPS获得的位置信息实现粗对准,不需要装备多普勒测速仪。因此,该方法成本更低、具有实用性。经试验验证,该方法能使舰船捷联惯导在航行间快速的计算出初始捷联矩阵,满足姿态误差角小于1°的精度要求。     

基于四元数平方根UKF算法的SINS/GPS紧组合导航系统研究

在较大初始姿态误差角下,针对SINS/GPS紧组合导航系统扩展卡尔曼滤波（extenthed Kalman filter, EKF）算法定位精度下降的问题,提出了一种基于四元数的平方根无迹卡尔曼滤波（square root unscented Kalman filter, SRUKF）算法。为解决SRUKF算法中四元数正交规范化的限制,通过构造姿态矩阵代价函数将四元数预测均值问题转化为代价函数最小时的四元数向量求解问题,保证了均值四元数的规范化;利用乘性四元数误差表示四元数预测值与均值之间的距离,求取四元数的预测协方差矩阵,保证了算法的合理性。在此基础上,给出了SINS/GPS紧组合系统四元数平方根无迹卡尔曼滤波算法的具体步骤。在较大初始姿态误差角下的仿真实验结果表明,与EKF算法相比,该算法精度更高,稳定性更强。     

SINS/CNS/GPS integrated navigation algorithm based on UKF

A new nonlinear algorithm is proposed for strapdown inertial navigation system (SINS)/celestial navigation system (CNS)/global positioning system (GPS) integrated navigation systems. The algorithm employs a nonlinear system error model which can be modified by unscented Kalman filter (UKF) to give predictions of local filters. And these predictions can be fused by the federated Kalman filter. In the system error model, the rotation vector is introduced to denote vehicle’s attitude and has less variables tha...     

基于互补滤波器的MEMS/GPS/地磁组合导航系统

针对低成本、高性能、高可靠性导航系统的迫切需求,设计并实现了一种基于互补滤波器的微机电系统(micro electro mechanical system, MEMS)/全球定位系统(global positioning system, GPS)/地磁组合导航系统。通过精确地器件标定,提高了MEMS陀螺仪、加速度计输出数据的准确性;根据MEMS惯性导航系统解算的姿态角、速度、位置结果,结合GPS及地磁的输出,设计了组合导航系统;依据载体的运动状态,设计了自适应调整截止频率的互补滤波器数据融合方法,实现了组合导航系统的定姿定位;最后,对组合导航系统进行静态、动态测试试验,实际测试结果表明,组合导航系统能够达到较高的导航精度。     

基于SINS/GBAS组合导航的高精度进近着陆导航技术

可重复使用运载器在进近着陆阶段对位置偏差有较高的精度要求, 而现有的组合导航方式的导航误差波动幅度较大, 难以满足运载器在进近着陆段的导航要求。因此,本文利用捷联惯导系统(strap-down inertial navigation system,SINS)的非线性误差传播模型, 以陆基增强系统(ground based augmentation system,GBAS)输出的精确位置信息为基础, 建立SINS/GBAS组合导航方法, 并给出“输出+反馈”的组合导航复合修正结构。通过在GBAS中引入电离层误差及对流层误差, 从而实现了对于运载器定位误差在厘米级的精确定位。此外,通过引入扩展卡尔曼滤波技术, 有效地抑制了惯导误差漂移的问题。通过数值模拟仿真, 证明SINS/GBAS组合导航对飞行器进近着陆段的水平与高程定位误差不大于0.05 m, 测速误差不大于0.05 m/s, 从而证实了SINS/GBAS组合导航方式在可重复运载器在进近着陆段导航的可行性。     

考虑SAR量测特性的弹载SINS/SAR组合导航滤波算法

在弹载捷联惯性导航系统(strapdown inertial navigation system,SINS)/合成孔径雷达(synthetic aperture radar,SAR)组合导航系统中,针对量测输出时间间隔不同及SAR量测滞后的问题,提出一种利用曲线拟合法解决量测滞后的非等间隔无迹卡尔曼滤波(unscent...     

组合导航系统故障诊断方法设计与实现

提出了一种组合导航系统的故障诊断方法,根据不同导航子系统的特点,采用基于双状态递推器的卡方检验法、似然比检验法以及空间解析几何法分别对SINS/GPS,ADS和SINS/ADS/DME系统进行故障诊断。另外,作者利用VC实现了一套用于进行组合导航的系统故障诊断的方法,并进行了实时的诊断验证实验,其结果表明根据经验、卡方分布表以及误差标准等因素考虑选择的阈值结合相应算法的诊断准确性高,并且抗野值干扰能力强。