高精度导航计算机实现技术研究

惯性导航系统是一种自主式导航系统,其核心部件是导航计算机。介绍了导航计算机实现的技术原理;分析了导航计算机实现的关键技术,包括高精度浮点处理技术、导航传感器功能集成技术、高精度导航技术、智能接口技术和集成化的软件开发调试环境;针对惯性导航系统对精度和实时性的要求,提出了一种高精度导航计算机的设计方案,其实现技术先进,具有广泛的应用前景。     

捷联惯性导航系统高精度动态仿真算法

由于飞行器动态模型航迹生成算法与惯性导航系统算法原理存在差异,无法直接仿真分析惯性传感器不同误差特性对惯性导航系统动态性能的影响.基于飞行器动态模型航迹数据,提出一种捷联惯性导航系统高精度动态仿真实现方法,设计了惯导参数动态计算误差并行补偿方案,实现了对导航系统动态仿真过程中导航参数计算误差的有效分离.在搭建的仿真平台上,有效验证了所提出仿真方法的性能,为实际惯性传感器选型和指标选择提供支撑.     

新一代飞行器导航制导与控制技术发展趋势

系统梳理了航空导航制导与控制技术的国内外发展现状,通过需求牵引、原理机理、产品实现、应用服务等方面的对比,分析了存在的差距并剖析了原因。在航空飞行器支撑体系化协同作战的大背景下,将网络化、体系化、智能化要求作为技术发展目标,在支撑新质作战概念、高精度自主导航、多体协同飞行器控制、新一代核心器件研发、下一代飞行器控制管理统一架构5个方面提出了导航制导与控制技术未来的发展重点和方案路线,最终在技术和管理2个层面提出行动建议,为引导中国优势创新资源有效联合,面向未来装备发展需要推进国防科技迈向高质量发展道路提供参考。     

微小型飞行器惯性组合姿态确定与航路导航研究

构建了微小型飞行器(MAV)导航、制导与控制(GNC)系统。研究了微惯性导航测量单元零偏的温度建模及非正交误差的多位置标定补偿方法,提出微小型飞行器导航、制导与控制系统闭环条件下,利用导航、制导与控制回路的飞行状态特征信息的微惯性组合导航系统滤波算法,根据微小型飞行器飞行状态实时调整卡尔曼滤波器的观测噪声方差,有效提高了动态过程中姿态测量精度和微小型飞行器的飞行平稳度。完成了组合导航系统滤波算法验证飞行试验及自主姿态稳定和航路飞行试验。飞行试验表明:微小型飞行器实现了自主姿态稳定与长距离超视距航路点导航飞行,航路点导航误差小于30 m,惯性组合姿态确定与航路导航系统及算法满足微小型飞行器自主飞行对导航系统的需求。     

无线电辅助捷联惯性导航系统的设计及工程实现

为确保飞行器在没有GPS（全球定位系统）信号的情况下仍能保持高精度导航能力,在SINS（捷联惯性导航系统）/GPS/Altimeter（高度表）组合系统的基础上,设计了Radio（无线电）辅助SINS组合导航系统。该系统通过一定的组合算法将SINS与无线电信息有效组合,不仅可以满足系统精度的要求,而且工作可靠、输出信息平滑稳定。本文介绍了该系统的原理、设计方案、组成以及工程技术难点。飞行试验结果显示该系统能够满足设计精度要求,为系统在恶劣条件下的应用提供了一个有效的解决方案。     

自主式水下无人潜航器导航系统的应用与展望

随着科技的进步,自主式水下无人潜航器(Autonomous Underwater Vehicle, AUV)发展迅猛,被应用于地质勘探、水下目标探测、战场监测及协同组网作战等军民领域中。从实际应用出发,梳理并总结了基于惯性导航系统(Inertial Navigation System, INS)的水下导航技术在AUV上的应用情况,并介绍了地球物理场导航、即时定位与构图(Simultaneous Localization and Mapping, SLAM)导航、视觉导航、仿生导航、协同导航、全源导航等新型导航技术的发展现状。基于未来AUV向多种类、深远海、长航时、智能化的发展趋势,研判了水下导航系统正在向高精度、集成化、小型化、智能化、体系化等方向加速发展。     

一种基于惯性/视觉信息融合的无人机自主着陆导航算法

无人机自主着陆过程中需要实时获得高精度的导航信息,对自主性、实时性的要求较高.现有的导航方式都存在各自的不足,且在室内等新型环境中不能使用.针对这一问题,提出了一种视觉/惯性组合导航算法.首先建立了世界坐标系下惯性导航的数学模型,随后通过Kalman滤波实现位置、姿态匹配,其中位置匹配完成速度误差、加表零偏的估计;姿态匹配完成安装误差角、陀螺漂移的估计,并利用估计得到的安装误差角和视觉导航系统输出的姿态信息对惯导姿态进行修正.仿真结果表明,该算法具有一定的工程应用价值.     

一种用于舰船CNS/RLG-SINS组合导航系统校准的分段估计方法研究

分析了“天文测姿+惯性导航”组合导航滤波模型的可观测性问题,在状态不完全可观的条件下,提出采用分段滤波的方法可以分别对加速度计误差和陀螺漂移误差进行有效估计,此方法仅要求每段滤波开始前外部提供一次准确的初始位置和速度信息。结合舰载导航需求背景,设计仿真模型。仿真结果表明：采用分段滤波方法,加速度计常值偏置和陀螺常值漂移均可以得到充分估计;对惯性器件误差进行标校、补偿后,24小时的位置误差可由补偿前的3.6海里减小到补偿后的0.5海里。     

弹道导弹天文/惯性导航误差修正方法研究

通过分析导弹天文导航和惯性导航的导航原理和误差模型,在基于充分利用高精度天文导航参数的思想上,提出了组合导航的误差修正方法。首先对两种导航参数进行了归算,而后提出了利用多次的天文测量参数对惯性测量误差进行修正的方法。该方法能较为准确地分离出引起射程误差较大的关机点速度、位置等的误差值,从而为实现利用天文导航进行射程误差修正提供前提条件。仿真计算表明,该方法是行之有效的。     

陀螺RRW在惯导系统中的误差传播特性

角速率随机游走是高精度光纤陀螺的一项主要随机误差源,对惯性导航系统的误差有着较大影响。分析了角速率随机游走的统计特性,推导了角速率随机游走引起的惯性导航系统姿态、位置误差的解析表达式,研究了静基座环境下的惯性导航系统在长时间导航环境下的随机误差传播规律,对角速率随机游走作用下的惯性导航系统误差进行了仿真与实验,验证了所推导公式的正确性,对惯性导航系统的设计与误差分析具有一定的参考意义。     

高精度惯性导航系统动态基准设计方法研究

为了有效评估高精度惯性导航系统的动态精度,获取更高精度的动态基准导航参数是关键.提出了一种针对高精度惯性导航系统的动态基准设计方法,对固定区间平滑滤波的算法原理进行了研究,并在不改变外测信息采样周期的前提下,对算法进行了改进,以提高固定区间平滑滤波对导航系统误差估计的平滑度.经仿真数据和实测数据验证,改进后的固定区间平滑滤波算法能有效提高惯性导航系统导航精度,平滑后的导航参数可作为评价高精度惯性导航系统动态精度的基准.     

高精度多冗余捷联惯组配置优化设计与应用研究

为了满足远程飞行器对惯性导航系统高可靠、高精度的需求,研究了一种多冗余捷联惯组配置优化设计与应用方案。根据远程飞行器导航分析结果和多冗余配置优化准则,设计了高可靠冗余结构配置方案,优先提高X向加速度测量通道精度和可靠性。采用置信距离测度一致性检验方法,对惯性器件输出信息进行置信距离测度一致性检测,建立惯性器件测量关系矩阵,剔除误差较大或失效的惯性测量信息;采用惯性导航信息融合的方法,提升相应测量通道的稳定性和系统使用精度。数据处理结果表明,相对于无冗余捷联惯组,多冗余捷联惯组的惯性导航精度提升近1倍,角速度测量通道稳定性优于0.01(°)/h(3σ),加速度测量通道道稳定性优于1×10~(-5)g(3σ)。多冗余捷联惯组配置优化设计与应用方案能够满足远程飞行器高精度、高可靠惯性导航的需求,具有良好的工程应用参考价值。     

基于双ARM系统的MIMU航姿测量系统的 研究及实现

针对小型无人机武器平台对航姿系统小型化、低成本、集成化的设计要求,提出了一种基于双ARM系统的MIMU航姿测量系统,实现了单板集成所有惯性测量、初始对准、惯性导航、组合导航,以及航姿测量等功能.通过车载导航试验及飞行试验考核,该系统可以满足用户应用需求.     

光纤惯导系统连续旋转对准技术研究

初始对准是惯性导航的关键技术之一,对准结果会直接影响系统的导航精度.针对光纤陀螺惯导系统,缩短对准时间、提高系统对准精度等技术难点,开展了高精度光纤惯导系统连续旋转对准技术研究,深入分析了常值陀螺漂移、随时间变化的陀螺漂移、陀螺标度因数常值误差、陀螺标度因数不对称误差、陀螺安装误差、陀螺随机游走等误差项对系统对准精度的影响,对比了现有旋转方案的优点与不足,提出了一种改进的单轴二位置旋转方案.试验结果表明,在采用该旋转方案的情况下,对准时间8min方位角对准精度可达到30"(1σ),具有重要的工程应用价值.     

基于星光导航分离陀螺仪漂移误差方法研究

星光/惯性组合制导方式集中了两种方式的优点,可在导弹飞出大气层后通过对导航星的观测校正陀螺仪误差系数。在研究了星光导航的特点和陀螺仪误差特性的基础上,提出了通过旋转弹体观测特定位置的导航星,利用星光导航系统分离陀螺仪漂移误差系数的方法。结果表明:利用导航恒星高精度基准可以分离陀螺仪漂移误差系数,准确地确定陀螺仪漂移误差模型,对于提高导弹的精度具有重要意义。     

捷联惯性导航系统动静态误差特性分析研究

捷联惯性导航系统动静态误差特性是基于惯性的组合导航系统的主要误差来源。为此,根据捷联惯性导航系统的误差状态方程,本文分析了不同动静态情况下的捷联惯导系统的误差漂移特性。针对静基座和动基座的不同特点,分别采用了特征根和基于数值仿真分析的方法,并建立了相应的误差特性分析模型。重点研究了陀螺常值漂移、加速度计零位偏置和随机性误差对惯性导航系统误差漂移特性的影响;全面分析验证了惯性导航系统的动静态误差特性。本文的研究工作将为惯性组合导航系统误差分析建模提供了有益的参考。     

低成本惯性器件与卫星导航组合新方法

用卫星导航辅助惯性导航的经典方法是从其它的无线电导航慢速校正惯性导航系统的基本概念发展起来的。同时,当算法中的计算结果有一些重要限制条件时,这种开发研究才有成效。当时所考虑的惯性器件主要是高精度类型的。     

ECEF坐标定位下极区格网惯导误差算法研究

极区飞行格网惯性导航方式能够较好地解决由于极区子午线在极点汇聚收敛所导致的传统惯导系统定向丢失、定位误差剧增的问题,但其以经纬度及高度的定位方式在极区高纬度地区依然存在过极点时刻明显跳变误差的现象,推导并采用的基于地心地固(ECEF)坐标系表示的极区格网惯性导航误差模型旨在解决此类跳变现象,提高导航定位精度,且模型可方便用于组合导航算法设计;通过仿真验证,忽略惯性器件误差条件下,基于ECEF坐标定位的导航误差规律同常规力学编排误差一致合理,可满足导航需求。     

未来的GPS-Galileo组合导航卫星系统

随着卫星导航定位技术的发展,用户对卫星导航系统提供的服务性能提出了更高的要求,希望能得到高精度、高可靠性、高动态实时的导航定位服务。而目前存在的卫星导航系统已逐渐不能满足这些需求,如果GPS-Galileo组合系统能够很好兼容,则是一个很好的解决途径。     

航天器惯性及其组合导航技术发展现状

航天器是在地球大气层以外运动的飞行器,也包括部分从宇宙空间返回地球的飞行器。在航天器的飞行过程中,惯性敏感器是实现航天器姿态确定、速度变化测量的关键敏感器之一。随着航天器任务的不断扩展,航天器对惯性器件的使用日趋复杂,高精度定姿、惯性导航、组合导航等技术在应用深度和广度上不断发展。以此为背景,对航天器惯性技术的发展脉络进行了全面的梳理和总结,包括惯性技术的使用方式、技术现状以及未来发展等几个方面的内容。