捷联惯性测量组合标定仿真研究

建立了惯性测量组合和三轴标定转台的三维计算机模型,驱动此模型仿真了加速度和角速度等输入。通过速率和位置标定,用最小二乘算法求解了惯性测量组合误差模型,得出了误差参数。仿真了整个标定过程,仿真结果与实际标定结果的对比表明了仿真程序的正确性。仿真标定转台以软件方式实现,即不存在机械误差,又可对其进行精确控制,因此结果具有更高的精确度。     

基于PC104总线的航电模拟器设计与实现

针对飞行器飞控系统试验中对航电设备的仿真需求,设计了基于PC104总线架构的航电模拟器,其性能可靠,而且扩展方便,易于实现较强的航电信号仿真功能,同时其结构紧凑,适合便携式仪器设计.作为一个应用实例,详细阐述了整个系统的框架结构及相应的软、硬件设计思路,并在此基础上给出了部分原理图.     

基于FPDP的高速数据采集系统设计新方法

基于前面板数据端口 (frontpaneldataport,FPDP)总线传输标准 ,提出一种高速数据采集系统设计新方法。FPDP总线为 32位的并行同步总线 ,提供多块VME总线板之间的高速数据传输 ,总线设计不允许地址信息传递。在数据采集系统中 ,利用FPDP总线可实现系统的高速数据传输 ,同时提高了系统的输入输出和并行处理能力。     

月球车的惯性/天文组合导航新方法

我国月球探测二期工程将进行月面巡视探测任务,而月球车的导航和控制是任务完成的重要保障。月球车实现自主导航可以弥补地面测控的局限性,是目前亟待解决的关键技术。惯性导航和天文导航都是适用于月球车的自主导航方法,但惯性导航误差随时间积累,天文导航短时精度较低。为此,提出一种月球车自主惯性/天文组合导航新方法,通过天文导航不断对惯性导航进行校正,提高了导航的精度和可靠性。仿真结果表明,该惯性/天文组合导航方法的位置精度在25 m以内,可满足月球车长时间、长距离的高精度导航要求。     

旋转调制捷联惯导惯性测量组件零偏的估计方法

针对旋转调制型捷联惯导系统,通过研究惯性器件误差、失准角与惯性测量组件(inertial measurement unit, IMU)角位置三者之间关系,提出了一种三位置对准估计加速度计水平零偏和陀螺水平常值漂移的方法。为了实现惯性器件偏差的最优估计,分析了IMU最优位置问题。得出IMU最优位置是在初始位置的基础上,绕旋转轴依次转动90°的结论。数字仿真验证了理论分析的正确性。     

基于MEMS惯性器件的微型船用组合测姿系统设计

首先构造了基于Kalman滤波的MEMS陀螺仪、加速度计和磁强计的姿态测量系统,在证明船舶机动运动产生的干扰加速度会引起Kalman滤波发散的基础上,构造了径向基函数神经网络姿态系统以克服干扰加速度的这种不利影响,并提出了基于神经网络与kalman滤波的组合姿态测量系统的设计方案,对设计的组合姿态测量系统进行了仿真试验.试验结果表明,组合姿态测量系统即使在干扰加速度存在的情况下也可以完成船舶姿态的实时准确估计,可满足船用设备中低精度姿态测量系统使用要求.     

绕地飞行器GPS/INS组合测量系统

采用全球定位系统 /惯性导航系统 (globalpositioningsystem/inertialnavigationsystem ,GPS/INS)组合方式实现对绕地飞行器定位和姿态测量。通过对可观测性能分析 ,得出了这样的结论 :仅用伪距和伪距变化率为观测量的组合系统对姿态角误差的可观测性较差。引入GPS载波测量信息作为观测量 ,可以提高姿态测量的可靠性和准确性。采用接收机自主完整性检测 (receiverautonomousintegritymonitoring ,RAIM)技术实时剔除异常数据 ,总结一种改进的自适应滤波算法进行数据处理 ,较之常规的Kalman滤波算法 ,收敛速度更快 ,平稳性更好。计算机仿真验证了算法的有效性     

基于卡尔曼/粒子组合滤波器的组合导航方法研究

粒子滤波在组合导航系统非线性非高斯条件下的滤波估计中获得广泛关注,但捷联惯导误粒子组合滤波算法,采用卡尔曼滤波和粒子滤波分别对系统的线性和非线性状态进行估计,降低粒子滤波器状态维数,避免维数灾难.采用系统残差采样法的规则化粒子滤波器,有效缓解粒子贫化问题,并减少计算负担.仿真结果表明卡尔曼/粒子组合滤波方法的估计性能与粒子滤波相当,但计算复杂度前者要低得多.     

一种新型微惯性测量组合布局误差模型的建立与仿真分析

根据一种适合于高转速载体的微惯性测量组合布局方案,在考虑载体质心和惯性测量组合中心不重合的情况下,建立了具有惯性器件安装方位误差因素的数学模型,并进行了仿真,得到了相应的误差曲线。解决了无陀螺惯性测量系统解析出的角速度比陀螺输出的角速度精度低,误差随时间严重发散的问题,提高了系统精度。

Abstract：

According to a MEMS-IMU configuration that suits high rotation vehicle measure,a mathematic model with the position error was established according to the non-coincidence of the centroid of body and the centric of inertial measurement,the model simulation was completed and the error curve was obtained.The scheme could not only solve the problem that low precision of gyroscope free measurement system compared with conventional gyro measurement system,but also the divergence of error with the time.Therefore,the calculation precision could be improved.     

基于UKF的新型北斗/SINS组合系统直接法卡尔曼滤波

针对传统的间接法卡尔曼滤波在北斗/捷联惯导(serial inertial navigation system, SINS)组合导航系统中无法实现较高的定位精度且计算的冗余度大的缺点,提出一种基于无迹卡尔曼滤波（unscented Kalman filter, UKF）的新型组合系统滤波算法。本算法以SINS输出的导航参数及平台误差角等作为系统状态,无源北斗输出的位置速度参数作为量测,采用改进的UKF方法进行数据融合,并直接计算组合系统导航参数的最优估计。实验结果表明,新算法可以降低对伪距误差模型的精确度要求,同时避免非线性系统状态方程的线性化,简化滤波参数的调整过程,从而有效地缩短组合导航系统的解算时间,提高定位精度。     

一种实时信号处理平台的实现及其应用

结合高分辨率测深侧扫声纳(HRBSSS)的研制和应用过程,提出了一种基于PC104-Plus总线的小型实时信号处理平台。该平台根据系统对控制和运算的需求选择了CPU-T6VEF型PC104-Plus总线CPU板,加装Hammerhead-PC/104-Plus DSP板,采用Linux操作系统,可以方便地进行软件开发,具有很高的灵活性和实用性。实验表明,该平台可以完成HRBSSS中数据的实时信号处理任务,可广泛应用于通信、图像处理、语音处理、雷达、医疗等领域。     

基于FM信号的无源雷达数据采集系统设计

基于FM信号的无源雷达目标回波信号信杂比低,频带窄,只有开发大动态范围的接收机才有可能接收到微弱的目标散射信号。在分析接收系统数据采集方案和不同采样速率对数据采集有效位影响的基础上,采用中频过采样技术采集数据,提出选用PCI-9820采集卡的数据采集方案,其动态范围大于75 dB。应用该数据采集方案已成功检测到空中飞行目标。对低信杂比下雷达回波信号检测有一定的参考价值。     

Design and implementation of 1 GHz high speed data acquisition system

With the development of current electronic technology, numerous high-speed data acquisition systems provide a variety of potential benefits. This article describes a high-speed data acquisition system which consists of ECL logic and TTL logic devices, samples and stores data with a 1 GHz clock. This system is accomplished easily and works stably. A performance test of this system has been undertaken and the results show that the effective number of bits (ENOB) is more than 6.5 bits.     

基于UKF的导弹SINS/CNS姿态估计方法

针对中远程弹道导弹的特点,在分析研究捷联惯性导航系统/天文导航系统(strapdown inertial navigation system/celestial navigation system, SINS/CNS)组合导航测量修正方案的基础上,建立了导弹四元数运动学方程、陀螺测量模型,星敏感器测量模型等系统方程,将无轨迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter, UKF)算法应用于主动段关机点环境,通过对陀螺常值漂移、一阶漂移的在线估计,达到高精度导弹姿态的实时输出。与EKF、QUEST、MLS和捷联惯性迭代递推算法比较,仿真结果表明了UKF算法具有更高的精度,收敛快,适于在无控飞行阶段的工程应用。     

横坐标系捷联惯导系统的卡尔曼滤波阻尼设计

由于外速度信息存在误差,基于阻尼网络的横坐标系捷联惯导外水平阻尼算法虽然能抑制舒勒周期振荡,但是在阻尼切换过程中会引入较大的超调误差。因此设计了基于卡尔曼滤波技术的横坐标系捷联惯导外水平阻尼算法。首先建立了横坐标系捷联惯导的卡尔曼滤波数学模型,估计出横向姿态误差角;然后将估计的水平姿态误差角进行反馈校正,从而抑〖JP2〗制系统的舒勒周期振荡。仿真实验表明,与基于阻尼网络的算法相比,所设计的阻尼算法不仅能抑制舒勒振荡误差,还能抑制阻尼切换过程中的超调误差,提高船舶在极区航行的导航精度。     

基于神经网络的高超声速飞行器惯导系统精度提高方法

针对目前惯性系统误差补偿模型对静态误差和动态误差处理能力不足的问题,为适应高超声速飞行器长航时、高精度的惯性导航要求,基于神经网络提出一种加速度计拟合模型。在高超声速飞行器飞行前期有准确的卫星导航信息时,收集导航信息和加速度计脉冲信息,利用神经网络强大的非线性拟合能力,在飞行过程中进行在线训练,得到精确的惯性系统模型。仿真结果表明,在存在逐次通电误差和不考虑二次项误差系数的误差补偿模型方法位置导航偏差在数公里和数百米量级的情况下,相同时间内所提方法的位置导航偏差仅为数十米量级,有效提高了高超声速飞行器的导航精度。     

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。     

基于专家系统的新航行系统效能评估研究

简述了空中交通管制新一代系统即新航行系统 (CNS/ATM)的效能评估系统的原理和结构 ,给出了新航行系统效能评估的参数及其获取过程 ,论证了知识库和综合数据库的构建以及推理机和解释机制的实现方式 ,阐明了系统效能评估的工作流程 ,给出了一种基于专家系统实现新航行系统效能评估的方法