激光捷联惯导系统角增量输入姿态算法

在对经典理想角增量输入的圆锥算法分析总结基础上,提出并推导了更为合适的经典角增量输入圆锥算法通式.在对经典理想角增量与实际工程滤波角增量的圆锥响应对比分析基础上,推导了滤波角增量输入圆锥补偿算法的补偿系数和误差主项通式.最后,利用文中讨论的理想角增量输入和滤波角增量输入圆锥补偿算法,结合激光陀螺惯性导航系统的频谱特性进行了大量的仿真验证.仿真结果表明,文中讨论的角增量圆锥算法有效,能显著提高激光陀螺捷联惯性导航系统的姿态精度.     

一种改进的激光捷联旋转矢量姿态算法

激光陀螺最适合于构成捷联惯性导航系统，是当前捷联惯性导航系统的重要应用研究方向，其航姿算法精度对激光捷联惯性导航系统的精度影响很大。本应用激光陀螺当前迭代周期内及前两个迭代周期内的角增量输出，并根据在一个迭代周期内对陀螺仪采样的次数，提出了三种新的航姿算法表达式，并分析了此算法在典型圆锥运动输入下的漂移误差。仿真结果表明与传统的旋转矢量法比较，该新算法具有较高的精度，为改进旋转矢量算法提供了一种新的思路。     

基于三轴旋转的旋转光纤捷联惯性导航系统

介绍了基于旋转惯性器件的惯性导航系统的工作原理。根据该方案的思想对捷联惯性导航系统加以改进,设计了可绕三轴旋转的IMU机构,建立了旋转机构误差模型。仿真结果表明,该机构符合最初对它的设计要求,即提高了导航系统关于横滚、俯仰姿态的精度,同时也达到了通过三轴旋转提高航向角跟踪精度的目的,故弥补了目前研究的旋转惯导系统无法调制航向角精度的缺陷。此外。这该绕三轴旋转的惯导系统还可以根据六位置旋转法原理实现实时标定功能,从而进一步改善系统性能。     

基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统

当无人机机动飞行时,采用加速度计校正陀螺误差的测姿系统不能有效地修正陀螺漂移问题,为此提出了基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统.引入GPS速度信息、捷联加速度信息和角速率信息建立了基于欧拉角描述的融合测姿系统模型,采用强跟踪滤波器对姿态进行融合估计,有效地估计出陀螺的漂移误差,从而得到无人机准确可靠的姿态测量,同时可以修正无人机的运动速度.通过建立飞行仿真模型,在给定的飞行航迹段对所提出的多传感器姿态测量系统进行了仿真研究,结果表明:测姿系统能够有效地减小模型误差的影响,估计出陀螺的漂移误差,得到更加准确的姿态测量.     

遥感微纳卫星载荷平台高精度标定技术研究

遥感微纳卫星平台姿态测量数据与成像载荷实际姿态误差较大,因此在获得更高图像质量、高精度定量化应用方面面临巨大挑战。通过光学载荷在轨小孔成像的方式对恒星星点观测,以实现光学载荷自标定;通过星敏感器和光学载荷在轨分别对恒星星点观测,以实现光学载荷和星敏感器互标定,可对星敏感器和光学载荷安装误差进行修正。地面和在轨验证表明,典型遥感卫星自标定误差优于0.2″,光学载荷和星敏感器互标定误差优于2″, 自标定和互标定可有效地提高光学载荷在轨标定精度。     

捷联惯导姿态更新的六子样旋转矢量优化算法研究

本文分析了锥运动环境下捷联惯性导航系统数学平台的算法漂移,提出了通过求解方程组实现六子样旋转矢量算法优化处理的新方法.并对四子样、五子样、六子样的算法漂移作了对比计算.六子样旋转矢量优化算法可以明显地提高圆锥补偿精度.     

航姿系统内阻尼的模糊自适应滤波算法

平台式惯性航姿系统的内阻尼算法通过阻尼网络将自身的速度信息加到系统中,达到提高姿态精度的目的.本文将该思想引入到捷联式惯性航姿系统中,在系统加速度较小时,利用加速度计的输出估计系统姿态角,通过卡尔曼滤波的形式补偿姿态误差.由于内阻尼算法只有在系统加速度较小的情况下才能使用,本文设计了模糊自适应控制器,根据三轴加速度计的输出进行自适应判断内阻尼算法是否可用,调整内阻尼卡尔曼滤波器的量测误差方差阵,从而避免了滤波器的发散.仿真和实验表明,内阻尼的模糊自适应算法可明显抑制舒勒周期振荡和傅科周期振荡,避免了系统姿态漂移,有效提高了捷联惯性航姿系统的精度.     

自动几何校正中摄像机的自动校正方法

为了解决多投影仪拼接显示系统自动几何校正中摄像机的自动校正问题,提出了一种基于图像识别的自动校正方法.首先对采集的图像进行分析,识别出目标区域,控制云台对摄像机进行定向,然后计算目标区域角点集的凸包,利用凸包的最小外接矩形判断出目标区域的姿态,并控制云台对摄像机姿态做出实时调整,实现了自动几何校正工作中摄像机的自动校正功能.     

基于PSD的模型姿态角和振动测量技术原理性研究

为了适应风洞发展的需要,满足风洞测量技术精细化、多样化的要求,开展了基于位置敏感器件(PSD)技术的模型姿态角测量系统的原理性研究.对PSD探测头进行了详细设计,完成了姿态角测量试验平台和数据采集处理系统,并开展了初步的测量试验.通过原理性试验证明,测量系统的测量范围为-10°~10°,测量准确度为0.036°,测量精度为0.016°.还对系统应用于振动的测量进行了原理性的研究,获得了初步的研究数据.随着进一步的细化和精确度的进一步提高,基于PSD技术的模型姿态角测量系统在风洞模型的姿态和振动测量、姿态角测量机构的标定和检定、视频测量系统的相互验证等领域具有非常大的应用潜力.     

振动环境中相机位置坐标与姿态角解算的实验研究

我国高速暂冲式风洞洞体振动较大,故振动环境中的相机位置坐标与姿态角解算技术对模型变形视频测量(VMD)至关重要.为此,建立振动模拟实验平台,研究相机位置坐标与姿态角求解方法,结果表明:基于蒙特-卡洛法的相机位置坐标与姿态角求解法最适于振动环境中VMD测量的相机位置坐标与姿态角求解.     

用于弹道导弹的GPS/SST/SINS组合导航滤波算法实现

针对目前国内弹道导弹导航系统单一的情况,文中提出一种滤波算法.该算法将捷联星光跟踪仪(Strapdown star tracker, SST)的姿态信息、高速GPS的位置、速度信息与捷联惯导进行组合滤波,全面提高了导航的姿态、速度和位置精度.最后以该算法为核心,设计并实现了用于弹道导弹的GPS/SST/SINS组合导航系统实时仿真平台.仿真结果表明,该滤波算法稳定可靠,系统精度达到国外同等水平.     

基于图像位移的低轨卫星自主导航技术

利用高速相机测得的地面图形相对卫星的位移,结合星敏感器测得的姿态信息,基于卫星相对地面的速度是一个非线性变化过程这一事实,实现低轨卫星的自主导航.相对于传统的陆标识别自主导航,该方法不需识别地面物体或景象,只需利用图像之间的位移关系,经相关性分析后,便可获得卫星相对于地面的速度信息.因此,不需要存储地面物体或景象的先验信息,故减轻了存储负担.文中还构建了系统的状态方程和量测方程,采用卡尔曼滤波器进行信息滤波.仿真分析显示,该系统具有较好的自主导航精度,可以应用于低轨卫星的自主导航.     

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。     

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。     

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。     

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。     

多波束勘测中航向姿态系统研究

由于风、水流等因素的影响，使得用多波束测得的水深及水下地形存在误差，为此需要进行船姿补偿。文中介绍了利用GPS进行姿态求解的方法，阐述了利用GPS姿态、位置以及速度作为观测量进行GPS／SINS全状态组合的原理。叙述了基于MEMS IMU的GPS／SINS组合系统的工程实现。实验结果表明，GPS／SINS全状态组合能够提供较高精度的船体航偏角、横摇角、纵摇角以及位置、速度信息，满足了多波束勘测中进行船姿补偿的要求。     

结合天文观测角量测的机载惯性/天文深度组合算法

针对姿态误差对天文观测角度量测的影响,提出结合天文观测角度量测的机载惯性/天文深度组合算法.在位置误差小角度关系分析的基础上,进一步分析惯导姿态误差引入的计算地理水平坐标系与当地地理坐标系之间的姿态误差小角度关系,推导并建立基于天文高度角和方位角量测的深组合惯性/天文量测方程,针对天文观测量测对高度通道不可观,增加气压高度为量测量,设计相应组合滤波方法.该方法充分考虑了姿态误差对于天文观测的影响,仿真验证表明所设计方案可以有效消除惯导系统陀螺累积误差,提高惯导系统的姿态精度,验证了其可行性.     

GPS／捷联惯性组合导航的半物理仿真算法

讨论了ＧＰＳ／捷联惯性组合导航的原理和特点，针对其理论仿真和工程实现中的衔接问题，提出了一种半物理算法，该算法既继承了理论仿真方便，直接的优点，又充分利用的实测数据，可脱离实时环境对各种结构和参数进行设计和调试，一旦系统调试成功，就可以将全套核心软件直接转移到导航计算机中，因此本算法具有简便，经济，省时，可操作性和可比较性强等优点。本文给出了半物理算法的原理和方案，讨论了组合卡尔曼滤波器的设计和Ｇ