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介绍一种实现GPS中长基线实时动态(RTK)定位的方法,研究基于M-W组合搜索双频GPS载波相位模糊度的方法,最终使用消电离层LC载波相位组合观测量进行相对定位。车载试验结果表明,对于双频GPS接收机,流动站距离基准站50km以内,使用本方法RTK定位可以达到5cm(RMS)的点位精度。 相似文献
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GPS/速率陀螺组合Kalman滤波姿态确定算法研究 总被引:1,自引:1,他引:1
建立了GPS/速率陀螺组合姿态估计系统的模型,研究比较了三种典型的Kalman滤波姿态确定算法:状态扩充法、量测量求差法和时变噪声估计跟踪自适应滤波算法。给出了某航天器采用GPS/速率陀螺组合姿态确定的仿真计算结果,并对结果进行了分析。结果表明,与传统Kalman滤波算法比较,时变噪声跟踪自适应滤波算法和量测量求差滤波算法能较好地消除GPS测量中相关时变噪声的影响,提高姿态确定的精度;而且时变噪声跟踪自适应滤波算法能很好地消除由于噪声统计性能的不确定性对Kalman滤波的影响,提高姿态确定系统的性能。 相似文献
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研究了车载捷联惯性导航系统(SINS)行进中的动态对准技术。以磁力计和全球定位系统(GPS)为外部传感器,分析了SINS/GPS/磁力计组合导航原理,建立了车载SINS行进中的动态对准模型。基于该模型,讨论了动态对准技术研究及系统可观测性,用自适应扩展卡尔曼滤波(AEKF)方法进行状态的最优估计。仿真结果表明:当只有GPS提供外部参考信息时,系统不是完全可观测,而加入磁力计的信息后,系统变为无条件可观,保证了滤波的收敛性能和精度;改变车辆运行轨迹也能改善系统的可观测性,在特定的运行轨迹下系统为完全可观。 相似文献
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针对导弹主动防御应用中拦截导弹制导行为辨识问题,提出一种比例导引(PN)制导律多模型辨识滤波方法,对拦截导弹加速度和制导律导航常数进行辨识。采用非线性可观性理论对制导模型的可观性进行了分析。得出在拦截导弹使用PN制导律时,制导模型可观的充要条件。与以往工作相比,该方法考虑了拦截导弹末制导初期由于瞄准误差校正而引起的控制器饱和现象,在拦截导弹执行器处于饱和或退出饱和阶段都能精确对制导律进行辨识。另外,以往工作假定PN制导律常数已知,该方法将PN制导律常数当做制导模型的一个状态进行估计。仿真结果校验了所提方法的性能。 相似文献
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针对平流层飞艇的飞行特点,提出SINS/GPS/陆标组合导航方法,给出SINS/陆标组合导航的观测模型,并将状态与偏差分离的估计算法与联邦滤波相结合,应用于SINS/GPS/陆标组合导航系统.数学仿真结果表明:新组合导航系统相对于SINS/GPS组合导航系统可以有效改善平台误差角的估计精度,同时,提出的简化状态与偏差分离联邦滤波算法能在保持滤波精度基本不变的前提下减少计算量. 相似文献
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基于增强型DGPS高精度星间相对定位的样条方法 总被引:1,自引:0,他引:1
用传统的差分GPS(DGPS)方法确定分布式SAR的星间相对位置,可能存在:(1)卫星的高速运动可能导致GPS接收信号的信噪比过低,进而造成可用信号数目无法达到正常解算的要求;(2)传统状态估计方法的精度不能满足要求。为解决上述问题,提出了一种基于增强型DGPS的相对定位样条方法,即在GPS测量的基础上,增加星间伪距测量,并结合待估参数的连续特性,建立了相对定位的样条模型,最后利用最小二乘进行参数估计。仿真结果表明:该方法的相对定位精度比相对传统方法大约提高了3倍。最后的理论分析验证了仿真的正确性。 相似文献
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针对智能无人系统的定位与地图构建问题,提出一种基于粒子滤波的双目视觉惯导SLAM(即时定位与地图构建)方法。算法基于传统粒子滤波思想设计实现,后端处理时仅对位姿状态量进行滤波,有效解决了传统算法的维度爆炸问题,减少计算量的同时保证一定的精确度,兼顾SLAM算法精确性和即时性的要求。实验结果表明,方法整体定位精度相对误差低于5%,在光照条件适宜的小型场景效果更佳,误差低于3%,能够达到分米级精度,证明了SLAM方法能够完成SLAM系统的要求,实现即时定位与地图构建功能,具有一定的准确性、稳定性和鲁棒性。粒子滤波能够应用于视觉惯导SLAM领域并达到较高的精度要求。 相似文献
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为了提高组合导航的精度和抗干扰性,采用了直接利用GPS接收机原始测量信息(伪距、伪距率)的紧组合方式,详细推导了该组合导航系统的模型,根据全球定位系统(GPS)的误差模型及惯性导航系统(INS)在地固系中的误差方程,以伪距差为量测输入,设计了GPS/INS组合导航系统的卡尔曼滤波器。仿真结果表明,该组合方法可以充分利用GPS的信息修正INS的导航误差,与此同时,INS可以辅助GPS重新快速捕获卫星信号,满足一定的导航精度需求。提高了组合导航系统的容错性,对各种载体的精确导航与制导具有一定的现实意义。 相似文献
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本文全面介绍了GPS在航天器导航和姿态确定领域应用的现状。首先概述GPS的系统组成及其运行现状,接着阐明GPS伪距导航的原理,介绍了差分GPS导航的发展及目前水平,总结了GPS导航的误差源。文中重点介绍了国外在GPS定姿这一重要航天应用领域中取得的进展,分析了影响GPS定委性能的主要因素──多路径效应、整数模糊解和载噪比,综述了降低或消除上述误差源的各种技术途径,在此基础上给出了GPS定姿的性能包络曲线。 相似文献
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本文针对SINS/DGPS/Magnetometer全组合系统进行了研究,建立了相应的误差模型和系统观测模型。应用扩展卡尔曼滤波算法将GPS测量方程和SINS动态线性化,进行SINS验前状态估计及其误差协方差时间更新。仿真结果表明:本文提出的组合导航系统能够给出载体的高精度姿态信息,位置误差和速度误差也较小。 相似文献
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针对目前应用于SINS/GPS组合导航系统中的扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman
Filter, EKF)存在精度低、实时性差的缺点,提出一种基于模型误差预测(Model Error
Prediction, MEP)的Unscented 卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,
UKF)。MEP-UKF滤波算法将惯性器件测量误差作为模型误差使用MEP进行实时预测的同时,采 用UKF估计载体的姿态、速度及位置等误差信息,并反馈给SINS系统来校正导航参数。MEP-U KF不仅克服了UKF必须假设惯性器件误差为高斯白噪声的局限性,而且降低了SINS/GPS组合 导航系统状态变量的维数,大大缩短了导航解算的时间。仿真结果表明,MEP-UKF的收敛速 度和滤波精度均明显优于EKF,更好地满足了工程应用中对导航精度和实时性的要求。 相似文献
Filter, EKF)存在精度低、实时性差的缺点,提出一种基于模型误差预测(Model Error
Prediction, MEP)的Unscented 卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,
UKF)。MEP-UKF滤波算法将惯性器件测量误差作为模型误差使用MEP进行实时预测的同时,采 用UKF估计载体的姿态、速度及位置等误差信息,并反馈给SINS系统来校正导航参数。MEP-U KF不仅克服了UKF必须假设惯性器件误差为高斯白噪声的局限性,而且降低了SINS/GPS组合 导航系统状态变量的维数,大大缩短了导航解算的时间。仿真结果表明,MEP-UKF的收敛速 度和滤波精度均明显优于EKF,更好地满足了工程应用中对导航精度和实时性的要求。 相似文献
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姿态确定是GPS在航天器上应用的一个重要方面。采用广义卡尔曼滤波(EKF)方法利用GPS进行航天器姿态确定,建立了GPS载波相位观测和航天器姿态运动的线性误差方程,并进行了仿真计算。 相似文献
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传统制导拦截模型可用一组方程来描述,由于该方程是耦合的,对其进行制导律的设计时,往往假定导弹在瞄准线方向不可控,但这样必然产生较大的模型误差。文中将传统制导方程进行变换得到其状态空间形式,根据导弹和目标各自加速度沿瞄准线(LOS)方向及其垂直方向的分量之间的物理关系对状态方程降维,然后通过引入有界参数变量,得到含有控制不确定性和外部干扰的描述形式,进而按照不确定系统变结构控制原理设计了制导律。由于制导律设计时考虑了导弹法向加速度分量的相关性、不同状态对拦截模型不确定性影响和外部干扰,所以具有强鲁棒特性.仿真结果表明这种制导律在合理参数选取下其抗目标机动能力强、脱靶量小、过载要求低、无控制抖动问题。
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