空中平台方位误差修正技术研究

平台方位误差的估计补偿是巡航导弹中制导组合导航的一项关键技术。通过短时机动飞行，采用惯性／位置组合导航卡尔曼滤波估计方法，实现对平台方位误差的空中估计修正。横向“Ｃ”形或“Ｓ”形转弯可增大方位误差的可观测程度，从而迅速估计出平台方位误差。文中首先建立组合导航系统机动飞行段的简化数学模型，讨论了简化条件，给出了相应的滤波算法（ＭＫＦ），不同类型的计算机模拟仿真证明平台方位误差修正精度可达到４～５＇。所得结论对巡航导弹惯导／地形匹配、惯导／ＧＰＳ组合导航技术研究有实用意义。     

GPS／DNS组合导航系统研究

通过误差分析的方法，给出了用卫星全球定位系统ＧＰＳ的位置、速度信息作为观测量的ＧＰＳ／ＤＮＳ组合导航系统的数学模型。在此模型的基础上应用卡尔曼滤波器，估计出导航参数误差并对系统进行校正，从而实现了ＧＰＳ与多普勒导航系统（ＤＮＳ）的组合。ＧＰＳ／ＤＮＳ组合导航系统克服了多普勒导航系统定位误差随时间发散的缺点，使得导航精度与时间无关，弥补了ＧＰＳ实时性的不足。仿真结果表明，该组合方案可获得高的导航定位精度。该系统丰富了组合导航系统内容，且体积小、成本低，便于工程实现，具有实用价值。     

GPS/IMU组合导航系统中杆臂效应分析(英文)

研究了组合导航系统中杆臂效应引起的干扰比力问题。文中给出了几种飞行状态下由杆臂效应引起的导航误差。分析表明 ,当飞机作机动飞行时 ,杆臂效应引起的干扰比力是主要的误差源之一 ,并且由干扰比力产生的导航误差随时间快速积累。因此 ,在组合导航系统中必需考虑在线的补偿方法 ,以便补偿由杆臂效应引起的导航误差。     

发射系下SINS/GPS/CNS组合导航系统联邦粒子滤波算法

传统的扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman filter, EKF)算法应用于未来高超、空天飞行器的组合导航系统时,因其模型线性化展开会导致模型不准确,从而引起导航精度下降;采用蒙特卡洛方法来实现递推贝叶斯估计问题的粒子滤波(Particle filter,PF)算法能有效避免引入线性化误差,具有一定的优势。据此,针对高超、空天飞行器在发射过程中通常需要直接获得发射惯性系下的高精度导航参数的需求,提高发射惯性系下弹载组合导航系统滤波算法的精确性就尤为重要,PF滤波算法无需对非线性系统进行线性化展开即可直接实现对非线性系统的状态误差估计。为此,本文将PF滤波算法引入空天飞行器SINS/GPS/CNS多信息融合组合导航系统,设计了发射系下基于联邦滤波器的PF滤波算法,实现了对组合导航系统状态参数的直接建模估计。算法仿真结果表明,相较于发射系下SINS/GPS/CNS组合导航系统联邦EKF滤波算法,PF滤波算法有效提高了组合导航系统滤波精度。     

INS/SAR组合导航量测信息不同步的滤波算法

在惯性导航系统/合成孔径雷达(Inertial navigation system/synthetic aperture radar,INS/SAR)组合导航系统中,传统的SAR只提供位置和航向角信息,本文引入SAR图像测速系统,实现对INS速度信息的补偿修正。同时,建立了该组合导航滤波的数学模型。针对图像匹配耗时较大、产生信息不同步的现象,本文利用INS信息增量来对SAR导航信息延迟、非等间隔以及SAR量测不在INS滤波离散间隔上所带来的误差进行修正,并进行了仿真。经过1 500s后,本导航系统导航信息没有出现发散,在飞行器出现加速、爬升、转弯等机动时,位置误差绝对值不超过36.8m,高度误差绝对值不超过18.1m,航向角误差绝对值不超过5.3′,速度误差绝对值不超过0.5m/s,并与曲线拟合法作对比,仿真结果表明本文算法能够有效提高INS/SAR组合导航系统的精度,并为其他组合导航系统提供参考。     

性能基导航中对称面内飞行技术误差模型(英文)

飞行技术误差(FTE)与导航系统误差(NSE)是性能基导航(PBN)中总系统误差(TSE)的主要组成部分。性能基导航的实施需要对总系统误差进行航前预测以及航行中的短期动态预测。当飞行技术误差预测值与导航系统误差预测值的和大于PBN导航的规定值时,将无法运行PBN导航。因此,对于总系统误差的两个主要误差分量需要精确建模和透彻分析。采用LQG/LTR方法针对ARIC模型设计了多输入多输出纵向飞行控制系统,分析了在湍流扰动下进近飞行器对称面内的飞行技术误差。基于奇异值理论提出了对称面内飞行技术误差的映射函数以及边界估计模型。模型是基于对对称面内飞行技术误差成型机理的分析提出的,提供了一种基于成型机理的分析和估计方法,从而避免了昂贵试飞和单纯的数据拟合。基于真实数据的仿真验证了对称面内飞行技术误差的理论分析。研究同时揭示了当自动飞行控制系统(AFCS)接通时性能基导航中对称面内飞行技术误差部分由湍流扰动引致,且随湍流强度的增强而增大。     

GPS组合系统在飞机进场着陆中的应用

本文研究了用全球定位系统/捷联惯导/无线电高度表(GPS/SINS/RA)组合导航系统进行飞机精密进场着陆的可行性。提出了系统的组合方案。建立了组合系统的数学模型,应用组合卡尔曼滤波技术,按18颗导航星的布置方案,应用GPS仿真器,在考虑飞机沿3°倾斜角下滑线进行着陆飞行时,对组合系统进行了计算机仿真。仿真结果表明,当GPS接收机采用P码,或采用C/A码再使用差分和伪卫星技术时,组合导航系统能够达到国际民航组织(ICAO)提出的精密进场着陆时的定位精度要求。     

SINS/Two-Antenna GPS组合导航系统设计及实现

对SINS／two—antenna GPS全组合导航系统进行了研究，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。提出了一种扩展的卡尔曼滤波方法，并进行了系统硬件集成设计。仿真结果表明：该设计改善了系统性能，提高了导航定位的精度、可靠性和实用性。     

翼型叶片腹支／尾支对大飞机全机及部件的干扰──大飞机全模试验技术及支撑干扰研究之三

在研究了翼型叶片腹支（前、后位）／尾支对大展弦比飞机全机及部件的纵向干扰特性，尾支对全机横向干扰特性，并分析了各种支撑对飞机各部件干扰的影响之后表明：对于不同平尾位置的大飞机，前位叶片腹支是三种支撑中干扰最小的，其纵向干扰量均小于风洞试验最大误差。利用前位腹支－尾支组合进行大飞机纵、横向试验具有明显的优越性。     

GPS-AHRS组合导航系统

本文研究了采用低精度陀螺的航向姿态基准系统(AHRS),应用卡尔曼滤波技术与全球定位系统(GPS)组合所构成的导航系统。文中推导了组合导航系统的动态方程,给出了该系统在航空应用中,采用S形机动飞行实施空中对准的协方差模拟结果。分析结果表明,该组合系统能提供较高精度的导航与姿态信息,具有较大的实用价值。     

基于Kalman滤波的SINS／GPS组合导航系统的误差分析

本文对SINS／GPS系统误差模型进行了推导,在失准角小角度情况下惯性系统误差模型的基础上提出了一种基于Kalman滤波的SINS／GPs组合导航系统的二维误差分析方法。采用工程上较易实现的松耦合的组合方式,建立了位置、速度组合导航模型,并对速度组合、位置组合、速度位置组合方式进行了仿真对比分析。     

余度MEMS-IMU/GPS组合导航系统

对采用余度配置的MEMS-IMU/GPS组合导航系统进行了研究。分析了微小型组合导航系统的特点和误差模型,针对惯性/GPS伪距组合导航模式下,卡尔曼滤波器需要对量测方程线性化的缺点,提出了基于改进平淡粒子滤波的滤波算法。该算法采用权值控制参数决定粒子是否进入平淡卡尔曼滤波器,有效降低了滤波计算量,并和UPF算法精度相当。研究表明,改进平淡粒子滤波算法对系统性能有明显提高,在GPS信号受到遮挡、暂时不可用的情况下,具有较好的抑制误差作用,适合余度微惯性/GPS组合导航系统的应用。     

基于渐消卡尔曼滤波器的定位系统设计

针对无人机捷联式惯性导航系统(Strap-down inertial navigation system,SINS)定位精度低、全球卫星定位系统(Global position system,GPS)定位的非自主性,建立了一种无人机SINS/GPS定位信息融合系统。采用渐消Kalman滤波技术,有效防止了SINS/GPS组合导航系统的滤波发散。采用自适应运算法则,从理论上证明了渐消卡尔曼滤波器的稳定性,得到了滤波器稳定要求的新的条件,与以往研究比较,条件更为宽泛。分别进行了SINS/GPS常规卡尔曼滤波仿真和渐消卡尔曼滤波仿真,结果表明:采用渐消卡尔曼滤波技术在工程实践上可以有效提高无人机的导航定位精度,并且易于工程实现。     

分布式卡尔曼滤波器在GPS/INS组合导航系统中的应用研究

本文研究了分布式卡尔曼滤波器在GPS/INS组合导航系统中的应用。给出了系统的结构框图和动态方程,设计一个分布式卡尔曼滤波器,并进行了计算机误差模拟分析。结果表明;采用分布式卡尔曼滤波器的组合系统可减少计算时间,且导航位置误差小于15m。     

基于X射线脉冲星的新型卫星天文导航

基于X射线脉冲星导航（XNAV）是一种新型的卫星自主导航技术。使用卫星上的相位测量值和脉冲星钟预报的相位值,可以确定卫星的位置和速度。由探测到的脉冲相位,计算出沿着脉冲星视线方向的卫星相对于地心的距离。同时测量三颗脉冲星,就可以计算出卫星在惯性系下的位置。结合距离测量方程和轨道动力学,设计了广义卡尔曼滤波算法。仿真验证表明,该导航算法能实现卫星的精确导航,定轨精度在百米以内。此外还分析了影响导航性能的因素。     

基于天文观测技术的惯性导航系统的空中对准

提出了一种基于CCD星敏感器的捷联惯性导航系统的空中对准方法.应用双线性方程求解被观测星在星敏感器坐标系中的坐标值及传统最小二乘微分校正法求解捷联惯性导航的姿态,该姿态值与捷联惯性导航解算姿态的差值就是惯性导航系统的失准角.作为Kalman滤波器的观测量,计算机仿真结果表明,天文姿态信息有效地校正了陀螺漂移和初始失准角引起的位置和速度误差.     

基于最小偏度采样的卫星自主导航SRUKF算法

针对航天器自主导航系统对可靠性、精确性和实时性的要求,将最小偏度采样策略和平方根Unscented卡尔曼滤波(SRUKF)算法相结合,提出了一种改进型SRUKF算法,该算法在保证滤波精度和标准Unscented卡尔曼滤波(UKF)算法相当的条件下,通过引入最小偏度采样减少了采样点数,提高了计算速度,以协方差阵的平方根代替协方差阵参加递推运算,减少了计算机舍入误差.将该算法应用于磁强计/雷达高度计组合导航系统中,仿真结果表明:该算法保证了估计精度,较大地减轻了计算负担,具有算法简单、计算效率较高的特点,能够满足卫星自主导航系统的要求.     

惯性速度辅助下GPS／捷联惯导组合系统性能研究

ＧＰＳ／惯性导航组合系统目前正得到越来越广泛的应用，但ＧＰＳ接收机载波环失锁时，码环的速率辅助信息来自惯导系统，由于惯性速度的不精确性及伪距测量误差和它之间的相关性，将可能导致组合系统工作的不稳定，本文根据码环的工作特性，在组合卡尔曼滤波器中考虑了码环的跟踪误差，利用ＧＰＳ／捷联惯导组合系统的导航性能，结果表明，ＧＰＳ／捷联惯导组合系统中，若消除了伪距测量误差与惯性速度误差之间的相关性，将可较显著