低成本INS/GPS组合导航系统算法研究及其实现

采用基于 MEMS技术的低成本 IMU和 GPS接收机 ,以 DSP为信息处理核心 ,实现了 GPS/SINS组合导航系统。文中详细描述组合算法和算法的软件实现 ,并对模样机在实验室的静态实验结果进行描述和分析。实验结果表明 ,系统组合滤波器的设计和参数选择正确 ,模样机取得了较好的导航解算精度     

基于软件接收机的分布式深组合仿真系统研究

为实现高动态环境下组合导航系统稳定导航定位,设计基于软件接收机的分布式深组合导航仿真系统方案,采用改进的基于伪距、伪距率的组合滤波器校正SINS误差,并利用校正后的SINS信息对GNSS跟踪环路进行频率辅助。结合VC++和Matlab各自的特点,采用VC++与Matlab混合编程,搭建基于GNSS软件接收机的分布式深组合导航仿真系统,实现SINS与GNSS双向辅助。实验结果表明:高动态环境下,深组合导航系统能有效提高GNSS接收机动态跟踪性能,具有良好的组合导航定位能力。     

MIMU/CSAC/BDS组合导航微系统的硬件设计

由于传统的卫星导航系统容易受到干扰和遮挡,惯性导航存在误差积累的缺陷。为了提高定位导航授时服务质量,提出一种基于微惯性测量单元(MIMU)、芯片原子钟(CSAC)和北斗卫星导航(BDS)模块的组合导航微系统硬件设计方案,介绍了它们的硬件特征与配置设计,完成了组合导航微系统底层驱动设计。实验表明:组合导航微系统在真实路段跑车试验可以得到准确的位置和速度等信息。此外,组合导航微系统在最大速度为8km/s,最大加速度为50g的高动态仿真环境中,仍能保持较高的导航精度和跟踪性能。     

基于动态零速修正的SINS/ODO组合导航算法研究

全球导航卫星系统(GNSS)存在易遭屏蔽、易受干扰等缺点,故在GNSS信号缺失时,SINS系统的积累误差长时间得不到校正,传统的SINS/GNSS组合导航系统的导航性能迅速降低。当SINS采用微机电(MEMS)器件时,更是如此。为提高车载组合导航系统的导航精度,提出在GNSS信号拒止时,采用里程计(ODO)辅助SINS,并加以动态零速修正的方法,来提高系统的导航定位精度。跑车试验结果显示在GNSS短时拒止时,基于动态零速修正的SINS/ODO组合导航具有较高的导航定位精度。     

基于小型一体化MEMS惯性组合单元的应用研究

介绍基于小型一体化MEMS惯性组合单元的发展和应用情况,结合MEMS惯性组合导航解算软、硬件设计的特点,阐述MEMS导航系统的工作原理,分析空间飞行器使用MEMS进行导航的关键技术,对我国开展MEMS惯性组合的研制提出建议.     

多信息融合组合导航半物理仿真系统设计与实现

导航算法是组合导航系统中的关键技术。为了验证导航算法的性能, 以导航算法能最终实现工程应用为背景,文中研究了一种以RS-232串行通信为基础,采用分布式仿真结构的多信息融合组合导航半物理仿真系统。根据系统工作原理,搭建了硬件平台,设计了系统的整体信息交换流程和各分系统之间的数据通信协议,利用MSC6.0和VC++6,0编制了传感器仿真程序,导航仿真程序,以及导航监控程序。最终完成了整个系统的实时联调。系统实时联调结果表明,该系统能够直观有效地验证各种导航算法的导航性能,从而为导航算法移植到工程应用中提供了有益的参考。     

一种小型弹载混合式光纤惯导系统设计

为解决混合式惯导在小型弹载惯导系统的应用问题，在论述混合式惯导技术特点的基础上，提出小型弹载混合式惯导系统所涉及的三项关键技术：小型化设计技术，抗振动高可靠锁紧技术和基于降维Kalman滤波的抗扰动自标定技术。重点对第三项技术提出具体的技术方案和实现途径。在建立惯导误差模型的基础上，根据姿态精度因子(ADOP)可观测度设计出混合式惯导系统的自标定流程，进行了卡尔曼滤波的降维处理和抗干扰观测量设计。开展了原理样机的标定试验、力学环境试验和导航精度试验工作，试验结果校验了技术方案的可行性和自标定算法的正确性，为其在小型战术导弹中的应用提供了工程借鉴。     

一种月球车惯性/视觉组合导航方法研究

基于月球车主要依靠惯性导航和视觉导航的现状,设计了一种惯性/视觉组合导航方法。该方法根据惯性导航原理建立月面环境下的位置、速度和姿态误差方程,并利用惯导前后时刻的观测值计算相对运动参数,基于该参数与视觉导航相对运动观测值之差建立量测模型。该差值只与当前时刻惯导误差相关,避免了对状态的增广。针对量测噪声未知的问题,采用自适应卡尔曼滤波对量测噪声进行在线估计。仿真结果表明,该组合导航方法能提高定位精度以及横滚角、俯仰角精度,减小误差漂移,是一种有效的月球车自主导航方法。     

捷联惯导系统级余度技术研究(上)

为提高捷联惯导系统(SINS)长时间工作的导航精度，分析了SINS的姿态角、飞行速度和定位三类基本误差，以及系统误差的表示方法。给出了SINS与全球卫星定位系统(GPS)、多普勒导航系统(DNS)组合导航系统的状态方程和误差分析，在给定条件下进行了仿真试验。在此基础上，采用残差X^2和状态X^2检验法，对SINS／GPS，SINS／DNS组合系统中子系统故障检测与隔离的原理和方法进行了研究，并用残差x。检验法对容错组合导航系统进行了仿真。结果表明，采用SINS／GPS，SINS／DNS组合系统可提高导航精度，用残差X^2检验法可判定发生故障的子系统并进行隔离。     

大视场星光修正惯性导航半实物仿真系统设计

针对飞行实验成本高、难度大的问题,设计并实现了一种大视场星光修正惯性导航系统的半实物仿真试验系统。该系统采用轨迹发生器模拟生成飞行过程中导航传感器数据,利用真实星敏感器与IMU的静态输出获得器件误差,结合时间软同步完成信息采集,通过组合导航模块实现模拟飞行过程的组合导航解算。实验结果表明,该系统具有较强的灵活性和通用性,可在地面验证星光修正惯性导航算法性能,具有一定的工程应用价值。     

从伊拉克战争看制导技术发展历程

本文从伊拉克战争引起的对制导技术的关注着手,以制导技术发展历程为主线,从V2导弹、捷联系统、平台系统研制、月球登陆到GPS系统以及精确制导武器的应用分析,对于制导技术的诞生、成长、发展的各个阶段进行了描述,并结合伊拉克战争,分析了制导技术在现代战争中所发挥的巨大作用。     

模糊自适应卡尔曼滤波技术研究

提出了一种基于模糊自适应卡尔曼滤波技术的组合导航的新方法。这一方法主要应用于自主式机动飞行器。用模糊逻辑自适应控制器对卡尔曼滤波器的噪声方差进行“在线”修正,将卡尔曼滤波器调整到最优状态,从而提高组合导航系统的精度。通过对ＧＰＳ/ＩＮＳ组合导航系统的仿真,验证了模糊自适应卡尔曼滤波器比常规卡尔曼滤波器具有更高的精度。该方法的研究对飞行器的导航与制导具有重要意义。     

基于天文角度观测的机载惯性/天文组合滤波算法研究

针对采用天文/惯性位置组合时对导航选星有特殊要求,提出了基于天文角度观测信息的机载惯性/天文组合滤波方案及算法.对基于天文角度观测的INS/CNS组合导航系统的原理进行了充分阐述,分析并建立了基于单星或多星观测条件下的组合导航系统线性化量测方程,并针对角度观测时高度通道不可观的特点,增加了气压高度输出为系统的观测量,并在此基础上设计了组合滤波器算法.最后进行了组合导航系统仿真,并通过协方差分析的方法对比分析了单星和双星观测条件下的滤波性能.仿真结果表明,即使是在单星观测条件下,组合导航系统也能获得较好的定位精度;若观测星数增多,则可以大大提高系统性能,表明该组合导航系统设计方案是成功可行的.     

寻的导弹寄生天线罩耦合回路有效导航比设计

基于比例导引(PN)制导律和实际惯性稳定框架式导引头回路,针对导引头回路两种校正网络,建立了用于设计有效导航比的两种寻的导弹寄生天线罩耦合回路模型,给出了PN寻的制导系统的控制弹道实际有效导航比的计算公式及设计准则。算例结果表明,该方法正确有效,所得脱靶量较小。     

带多约束条件的次最优中制导律设计

针对使用捷联式导引头的制导弹药,设计了次最优中制导律,以满足卫星制导与激光制导两种模式的交接要求。由于涉及到时变系统的解析求解,一般情况下,带多约束条件最优制导律的设计非常困难。利用以下的方法来解决这一问题：首先根据最优控制理论确定次最优中制导律的结构框架,然后根据该框架反向推导出变参数的合理常数替代值。利用设计的次最优中制导律,在交接段,导引头量测视线偏差角远小于视场角,并考虑了控制能量和落地时脱靶量等方面的约束要求,具有非常简单的形式,仅较比例导引律多出一项,减少了制导指令计算对弹载计算资源的占用。     

实现快速轨道大机动的混合制导策略研究

主要研究了在有限推力情况下远程快速轨道交会的制导控制问题,提出了采用速度增益制导结合E制导的混合轨控方案实现两冲量轨道精确交会。通过仿真验证,各方向制导位置控制精度在100 m量级,各方向速度控制精度在m/s量级,2种制导方法能很好地实现交班转换。该方法工程可实现性好,可满足远程快速轨道交会制导要求。     

基于Unscented滤波的伴飞卫星自主相对导航滤波器

为提高导航滤波器的稳定性和计算精度,根据卫星自主导航原理,构造了基于Unscented Kalman滤波（UKF）的伴飞卫星自主相对导航滤波器,建立了算法模型。仿真结果表明：UKF的滤波精度优于扩展Kalman滤波（EKF）,且无需计算量测方程的Jacobi矩阵,计算量小、易于实现。     

变长竿式制导问题数学模型

制导问题数学模型对研究交会及拦截问题都具有重要意义，本文提出一种变长竿式制导问题数学模型，此模型视线被当作一条变和旋转竿，通过研究其旋转，长度变化来研究制导系统性能，比常用模型含有更多关于制导问题性能的信息。用它释放了比例导引律下小视线距视线角速率失稳原因，提出了制导系统视线全值域角速率稳定以提高制导精度的设计方法，讨论了比例导引能否实现预测栏截问题等。     

超前偏置比例导引律及其实现方法

红外寻制导的导弹只能探测跟踪目标(飞机)的热辐射中心,即发动机尾喷流中心。它离飞机质心有一段距离h,为了有效地杀伤目标,提高杀伤概率,必须使命中点前移一段距离h,为此我们对此进行了研究。本文导出了空间飞行时实现超前偏置的相对运动方程和导引律,并提出简化导引律方案,探讨了控制系统实现的方法。     

基于DFL的拦截导弹非线性导引律研究

在研究拦截导弹质心运动特点以及考虑一些实际因素的情况下，建立了一种拦截导弹系统的二维简化运动模型，并给出了该模型的状态方程一般表达式。根据这一状态方程的表达形式，应用非线性系统的直接反馈线性化（DFL）理论，得出了一个导弹加速度的线性补偿律，并根据该线性补偿律和PN导引律，设计出了一种基于I／O描述和PN导引律综合的变结构控制律。本文的末尾给出了应用该综合控制律的一些仿真结果，这些仿真结果表明：该控制是拦截导弹导引的一种有效处理方法，所设计的系统具有良好的跟踪性能，具有一定的研究应用前景。