长航时环境下高精度组合导航方法研究与仿真

研究了一种利用捷联惯导、星敏感器和北斗接收机进行长航时高精度组合导航的方法.对捷联惯导系统误差、星敏感器安装误差、北斗定位误差分别进行建模,将星敏感器输出的载体姿态角、北斗接收机输出的载体位置与捷联惯导输出的对应参数分别相减作为量测,推导获得组合导航量测方程.针对长航时环境下可能面临量测噪声统计特性的不确定问题,采用简化的Sage-Husa自适应滤波算法进行组合导航滤波设计.仿真结果表明,该组合导航方法的定位精度达到±11.86m,定姿精度达到±0.27′,并且对量测噪声统计特性的突变具有较强的鲁棒性.     

捷联惯导/星敏感器组合导航技术研究

针对在捷联惯导系统中陀螺的误差存在随着时间积累而逐渐增大的缺点,提出了捷联惯导系统+星敏感器的组合导航方案,并进行了仿真及结果分析。以Kalman滤波为基础,通过将捷联惯导系统和CCD光学传感器所测得的飞行器相关姿态信息进行数据融合,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。详细推导了捷联惯导+星敏感器组合导航的算法,并通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性。     

捷联惯性/大视场星光组合导航方法研究

近年来,使用星敏感器的导弹、火箭惯性组合导航成为国内外研究的热点.本文对捷联惯性/大视场星光组合导航方法进行了研究,建立了卡尔曼滤波方程,并利用SINS误差转移矩阵方法估计主动段导航误差.数学仿真表明:捷联惯性/大视场星光组合导航方法不仅可以修正姿态角偏差和陀螺常值漂移,还可以对主动段的速度、位置误差有很好的估计效果.     

星敏感器自主在轨标定算法

在星敏感器在轨测量的星像点偏移和星敏感器光学透镜焦距变化条件下研究了一种自主在轨标定算法.由最小二乘最优估计法在轨标定星敏感器星像点偏移和光学透镜焦距变化,以最小二乘最优估值为量测,用卡尔曼滤波算法设计了星敏感器在轨自主标定模型.仿真结果表明:该算法可准确标定星敏感器星像点偏移和透镜焦距变化.     

一种基于地标的星敏感器低频误差在轨校正方法

针对星敏感器低频误差影响卫星姿态确定精度的问题,根据有效载荷提供的地标信息,提出了一种星敏感器低频误差的实时在轨标定算法。文章给出了地标信息的测量误差模型并以其作为观测量,采用状态扩维的方式,建立了星敏感器低频误差的在轨校正系统模型。根据在轨校正系统模型的特点,推导了简化的平方根容积卡尔曼滤波(SRCKF)算法,有利于其在轨实时运行。仿真结果验证了文章提出算法的有效性,研究结果可为高精度的姿态确定系统设计提供参考。     

基于扩展卡尔曼滤波的星敏感器在轨几何标定

星敏感器在轨几何标定是消除其系统测量误差,提高姿态确定精度的有效手段之一。目前利用星对角距相等进行星敏感器在轨标定时,大多采用最小二乘求得全局最优的静态待标定参数,但没有完全反映出恒星相机工作期间受外太空环境变化导致内部参数发生的微小动态变化。为了进一步提高星敏感器参数的在轨标定精度,文章在对星图识别结果预处理的基础上,引入扩展卡尔曼滤波对当前星图时刻对应的相机参数进行实时标定,动态获取当前最优参数值。利用该文所提方法对"资源三号"01/02星国产星敏感器进行在轨标定,试验结果表明所提方法能够有效标定当前星敏感器的参数误差,其精度优于传统的最小二乘标定方法,验证了该方法具有更好的适应性和可靠性,为星敏感器的在轨几何标定提供了一种技术参考,可用于卫星在轨实时标定或地面卫星姿态后处理。     

基于陀螺和四元数的EKF卫星姿态确定算法

为保证卫星姿态确定的高精度，利用星敏感器提供的姿态四元数，结合扩展卡尔曼滤波（EKF）对陀螺漂移和安装误差进行实时补偿。建立了滤波器数学模型，并通过数学仿真获得了算法的理论精度，同时分析了星敏感器安装误差对姿态确定的影响。     

惯性敏感器与星敏感器之间在轨自主标定比较研究

惯性敏感器与星敏感器组合定姿是航天器高精度姿态确定的常用手段。通常将惯性敏感器的常值漂移作为扩展状态进行标定,而将星敏感器的常值偏差作为扩展状态进行估计也是可能的。本文对这两种方法的定姿精度进行了分析比较,给出了选用的准则。     

捷联惯导与星跟踪器组合导航算法研究

捷联惯导与小视场星跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,核心思想是利用星体跟踪器的高精度测角信息设计滤波修正算法对捷联惯导的导航姿态、方位和位置误差进行滤波估计并修正,以限制捷联惯导系统导航误差随时间的发散,最终提高系统长航时导航的导航精度。在分析小视场星体跟踪器量测量与SINS导航误差之间关系的基础上,设计了两种不同的组合导航算法：位置+方位修正算法和误差角组合导航修正算法。在此基础上对两种算法的导航精度进行了理论分析,并通过长航时仿真飞行数据进行了仿真验证。结果表明：位置+方位修正算法不受载体的位置误差的影响,更适用于星体跟踪器间断工作的情况;误差角组合算法不受载体姿态误差的影响,更适用于SINS初始位置误差得到有效修正的情况。     

一种捷联惯导系统加速度计时间延迟参数标定方法

针对光学陀螺捷联惯导系统(SINS)中石英挠性加速度计相对光学陀螺仪低频输出相位特性不一致引起的时延问题，研究了一种加速度计时间延迟参数标定方法。在滚转角运动环境下，对影响导航速度的初始对准误差、加速度计测量误差和陀螺仪测量误差进行了详细分析，建立了各个误差源与导航速度误差的关系式；结合50型激光捷联惯导系统的精度指标和滚转轴“指北”条件，对导航速度误差方程进行优化，实现时间延迟参数的标定和补偿。通过数学仿真校验了标定方案的可行性，作为后续深入研究的基础。     

平台单星复合制导方法研究

为了提高武器命中精度,开展了平台单星复合制导方法研究。通过建立星敏感器观测量、平台失调角与落点偏差之间的联系,构建星光修正模型;同时利用数值寻优方法确定最佳星方位。仿真证实,平台单星制导方法能够有效降低制导工具误差,是提高导弹命中精度的有效手段。     

捷联惯导位置更新中的二子样涡卷补偿优化算法研究

研究了高动态环境下捷联惯导位置更新中的涡卷补偿算法。首先,给出了以地理坐标系为导航坐标系的位置更新算法;然后,基于曲线拟合的思想方法,推导了位置更新的二子样和三子样涡卷补偿算法,并且在划船运动(一种引起涡卷效应的典型高动态环境)下对二子样涡卷补偿算法进行优化,提出了位置更新的二子样涡卷补偿优化算法。仿真结果表明,二子样涡卷补偿优化算法的精度要比二子样涡卷补偿算法高,而其计算量与二子样涡卷补偿算法相当。     

一种新的SINS动基座误差模型及其应用研究

研究了一种新的捷联惯导系统（SINS）动基座误差模型及载体动基座对准时的最优机动方式问题。提出利用李雅普诺夫变换建立了一种易于进行分析的SINS动基座误差模型，同时论证了SINS与平台式惯导系统（GINS）模型的等价关系。应用分段定常系统可观测性分析理论和奇异值分析法，深入研究和详细分析了载体的不同机动方式对SINS可观测性的影响，定量地得到了各种机动方式下系统状态的可观测度。研究结果表明，在SINS动基座对准过程中，同时改变俯仰角、横滚角和航向角的俯冲转弯横滚角变化是一种最佳的机动方式，计算机仿真结果验证了该机动方式的有效性。这为进行SINS动基座快速精确对准方法研究提供了理论参考。     

一种地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法

针对传统捷联惯导算法模型为非线性,需要对姿态、速度和位置分步运算,且高动态下算法精度较低的问题,提出一种地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法。利用伪线性模型及其分析方法,将传统的地理系下捷联惯导方程各部分转换成伪线性形式,定义导航向量并建立其系统模型;再利用高阶数值积分算法提升导航向量更新精度,得到地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法。最后,用仿真评估算法精度,与传统捷联惯导算法相比,大机动条件仿真中伪线性捷联惯导算法的精度提升了两个量级;旋转弹飞行仿真中导航误差不到传统算法的1/5。提出的伪线性捷联惯导算法结构简单,采用一个更新回路即可完成导航向量更新,且在高动态大机动条件下具有更高的算法精度,因此,对于捷联惯导算法研究与工程应用有一定的参考价值。     

捷联系统姿态算法比较及研究

对捷联惯导系统的几种姿态解算算法和所需计算时间作了比较，提出了一种可在弹上计算机上执行的具有快速实时和滤波功能的算法，并给出了以圆锥运动学全的仿真结果。     

基于捷联惯导的船载新型阵列雷达阵面姿态测量系统设计

针对大型船载新型阵列雷达需重新考虑捷联惯导安装设计问题,简单介绍捷联惯导基本工作原理,设计单轴旋转机构激光陀螺捷联惯导新型阵列雷达阵面姿态测量系统,详细说明系统的组成结构,并通过仿真试验给出在组合导航模式下姿态测量结果,证明系统可满足船载新型阵列雷达阵面姿态的精确测量要求。     

基于北斗双星定位系统的组合导航滤波算法实现研究

捷联惯性导航系统的主要缺点是导航定位误差随时间增长。北斗双星定位系统是我国独立研制的一种区域性卫星导航定位系统,具有自主性强、定位精度较好的特点。因此捷联惯导与北斗双星定位的组合成为具有我国特殊意义的一种组合导航系统。论文针对北斗双星定位系统设计了一种低阶卡尔曼滤波器,建立了双星的量测噪声模型。首次提出了使用逐次逼近法来解决北斗双星系统中存在的位置滞后的问题,并且最后进行了实际的跑车验证。试验表明,该组合导航滤波算法实时性好,精度高,具有较好的工程应用价值。     

基于四元数法的舰载无人机回收系统测高技术研究

文章针对舰载无人机在着舰回收过程中,由于海浪颠簸对引导系统高度测量严重干扰的问题,利用四元数导航算法提出了一种新型的舰载无人机回收系统测高方法。首先采用捷联惯导测高系统设计方案,同时利用微机械的惯性测量组件,提高系统的可靠性和集成度;然后,利用四元数导航算法求取各个姿态方位参数,再用旋转矢量法补偿不可交换性误差,推导出舰船甲板的升沉高度实际值,为克服传统纯惯导测量算法的不稳定性,提出一种具有三阶阻尼特性的互补滤波器算法,并在测量系统输入端加入巴特沃斯滤波器去除杂波干扰,得到需要测量的高度变化值。最后,通过对比传统纯惯性方法下测高系统输出值、加入真实气压表互补滤波后测高系统输出值和加入零均值阻尼信号互补滤波测高系统输出值,三种不同情况下的仿真结果,验证了所提方案的有效性。