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共有20条相似文献,以下是第1-20项 搜索用时 91 毫秒

1.  捷联惯导与星敏感器组合导航算法研究  
   王鹏  张迎春  强文义  张荣林《中国空间科学技术》,2005年第25卷第6期
   以Kalman滤波为基础,通过将捷联惯导系统和星敏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与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。    

2.  捷联惯导/星敏感器组合导航技术研究  
   王鹏  张迎春  强文义  张荣林《航天控制》,2005年第23卷第5期
   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。    

3.  基于X射线脉冲星的深空探测器自主导航方案  
   乔黎  刘建业  熊智  郑广楼《中国空间科学技术》,2007年第27卷第6期
   X射线脉冲星自主导航系统可以为深空探测器提供位置、速度、时间和姿态等丰富且自主的导航信息,以X射线脉冲星测得的信息作为量测量,结合轨道动力学方程,对航天器的轨道进行自主估计确定。论文阐述了该方案的导航原理,在借鉴现有航天器导航系统的基础上,提出了基于X射线脉冲星导航的方案,介绍了方案的硬件组成、系统结构,并针对方案中导航敏感器多冗余的特征,给出了基于多传感器组合导航技术的结构,最后用仿真资料对方案做了性能概算和精度估计。    

4.  网络瞄准中的异步传感器空间配准算法  
   雍霄驹  方洋旺  张登福  刁兴华《北京航空航天大学学报》,2014年第40卷第12期
   针对现有异步空间配准算法在目标机动时无法准确估计传感器系统误差的问题,研究了一种基于内插外推时间配准的异步传感器空间配准算法.该算法首先采用内插外推时间配准算法实现两传感器的数据同步,随后根据时间配准结果构建伪量测方程.不同于其他文献根据目标状态向量和时间差求解加权系数,从而构造与目标运动状态无关的伪量测方程的方法,该算法的伪量测方程构建过程与目标状态向量无关,且可以证明由时间配准结果构造的伪量测也与目标状态无关.因此该算法可有效解决目标机动条件下的异步传感器空间配准问题.仿真实验验证了该算法在目标作蛇形机动的条件下仍然可准确地对传感器的系统误差进行估计.    

5.  一种基于信息融合的深空巡航段自主导航算法  
   常晓华  崔平远  崔祜涛《上海航天》,2010年第27卷第3期
   针对自主光学导航在深空巡航段应用中的问题,提出了一种基于信息融合的自主导航算法。由太阳敏感器测量获得太阳相对探测器的视线矢量,由分光计测量获得探测器相对太阳的径向速度,构建自主导航系统的两种信息观测方程;由基于状态估计误差协方差阵奇异值动态确定信息分配因子,用信息融合技术和扩展卡尔曼滤波算法实时估计探测器的位置与速度。对深度撞击任务的实际飞行数据的数值仿真结果表明:自主导航算法的轨道确定精度满足深空巡航段要求。    

6.  基于测速测角敏感器的火星探测器自主导航方法研究  
   刘瑞霞  张剑桥《深空探测学报》,2016年第3卷第3期
   提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比,优势明显:一是无需太复杂的轨道动力学模型,简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息,无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差,可以实现精确天文自主导航,满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法,首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作,然后根据模型的非线性特点,分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后,对该方法进行仿真验证,通过对仿真结果的分析可以发现,测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。    

7.  基于脉冲星和紫外敏感器的自主定轨定姿授时研究  
   杨成伟  郑建华  高东《空间科学学报》,2013年第33卷第2期
   为提高深空探测器的自主导航能力,利用脉冲星导航的脉冲到达时间和脉冲星角位置测量值、紫外敏感器中心天体质心相对于探测器的方向矢量和距离测量值以及紫外敏感器输出的航天器姿态角,以探测器在惯性坐标系下的位置和速度、探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角、星载时钟钟差为系统状态变量,通过联邦扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统的系统状态,并利用火星环绕段轨道数据进行仿真实验.仿真结果表明,该组合导航方法能够使火星轨道器在环绕段飞行中同时进行定轨、定姿和授时,且具有较高的导航精度和授时能力.    

8.  SINS辅助的星敏感器在线标定方法  
   谷丛  刘洋  吴成智  肖波  林建华《导航与控制》,2020年第3期
   航天器在飞行过程中,星敏感器受到外界温度、地面标定精度等因素影响存在较大的安装误差,这将严重影响星敏感器的定姿精度。为提高星敏感器精度,对其安装误差进行严格的在轨实时标定与修正是确保星敏感器测量精度的关键。提出了一种SINS辅助的在线标定方法,将SINS/星敏感器输出的姿态信息进行配准,构建了组合导航系统的Kalman滤波模型。该方法只需航天器在飞行过程中做简单的机动,即可对星敏感器的安装误差角进行实时在线标定。仿真结果表明,采用该标定方法可使星敏感器和惯导的安装误差角的总体估计率达到95%以上,具有较高的工程应用价值。    

9.  基于UKF和信息融合的航天器自主导航方法  被引次数:1
   罗楠  许录平  张华《中国空间科学技术》,2012年第32卷第2期
   X射线脉冲星导航利用X射线辐射脉冲到达时间(Time of Arrival,TOA)作为信息输入,星敏感器导航利用星光角距等作为信息输入,是两种不同机理的天文导航方法.提出一种将脉冲星TOA和星敏感器星光角距测量结合的信息融合天文自主导航方法,设计了一种利用激光光量子模拟脉冲星X射线辐射光子的半物理仿真系统用于算法验证,并基于无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)使用真轨道参数做了仿真试验.结果表明,基于UKF的信息融合方法比基于EKF (Extended Kalman Filter)的信息融合方法性能更好,与仅使用脉冲星或星敏感器的导航方法相比,能将位置估计精度分别提高52.7%和43.6%,速度估计精度分别提高82.2%和70.5%.    

10.  基于MLR的机动平台传感器误差配准算法  
   崔亚奇  熊伟  何友《航空学报》,2012年第33卷第1期
    基于固定平台传感器误差极大似然配准(MLR)算法,针对机动平台存在姿态角系统误差的问题,提出了对机动平台传感器系统误差和目标状态进行批处理离线估计的机动极大似然配准(MLRM)算法.该算法利用所有传感器对目标的量测值,通过把传感器量测向目标状态进行投影、对传感器系统误差和目标状态进行期望最大化迭代以及对目标的状态进行融合估计,最终实现量测、姿态角系统误差和目标状态的有效估计.仿真结果表明,该算法迭代收敛速度快,对系统误差估计精度高,对系统误差可观测性较低的配准环境的适应性强并且对传感器姿态角的相关性不敏感,具有很强的工程实用性.    

11.  含钟差修正的脉冲星和太阳观测组合导航  
   杨成伟  邓新坪  郑建华  高东《北京航空航天大学学报》,2012年第38卷第11期
   为提高深空探测器巡航段的导航定位精度和钟差修正能力,提出一种利用X射线脉冲星和太阳观测信息的组合导航方法.利用脉冲星导航的脉冲到达时间测量值,同时利用太阳敏感器、分光计分别测量太阳视线矢量和探测器相对于太阳的径向速度,并将星载时钟钟差增广为状态变量,构建组合导航系统,利用基于扩展卡尔曼滤波的UD(Upper triangular matrix-Diagonal matrix)分解信息融合算法进行状态估计.仿真结果表明,该方法能有效解决因钟差漂移引起的导航滤波发散问题,同脉冲星导航相比,该方法提高了定位精度和钟差修正能力.    

12.  深空自主着陆导航技术研究与展望  
   杜亚玲  高晓颖  钟颖  王知非《遥测遥控》,2012年第3期
   随着深空探测活动范围的快速扩大,探测器需要在天体实施着陆与返回,因此对导航技术的自主性和精度要求越来越高。提出一种基于视觉/惯性的组合导航系统,该系统的计算机视觉模块采用SURF算法,不仅可以实时地确定探测器的位置,而且能够确定探测器的姿态;惯性导航模块实时获取探测器的位置、速度和姿态信息;组合导航系统采用Kalman滤波技术,将计算机视觉模块和惯性导航模块获取的位置、姿态信息进行组合。该组合导航系统将惯导系统与视觉系统信息融合,通过引入计算机视觉系统所获得的位置和姿态信息,可以有效减小惯导系统误差。仿真结果证明,这种组合导航系统能够有效提高系统导航精度。文中还展望了深空探测器天体着陆导航技术未来的发展趋势。    

13.  高精度SINS/CCD/GPS组合导航系统研究与仿真  
   杨波  秦永元  柴艳  彭辉煌《中国空间科学技术》,2008年第28卷第2期
   选取捷联惯导系统误差作为系统状态,利用捷联惯导系统(SINS)与电荷耦合器件(CCD)星敏感器各自的姿态矩阵输出构造量测,设计SINS/CCD组合导航算法;利用SINS与全球定位系统(GPS)各自的速度、位置输出构造量测,设计SINS/GPS组合导航算法。然后,利用联邦型卡尔曼滤波技术,将各子滤波器输出的系统状态局部最优估计值送入主滤波器,通过全局最优融合算法计算得到系统状态的全局最优估计值。仿真结果表明,基于SINS/CCD/GPS的组合导航系统具有很高的导航精度,达到了3.5m的定位精度和9″的航向精度,非常适用于飞行器的高精度导航定位。    

14.  星敏感器安装误差标定技术研究  
   王欣  蔡善军  吴亮华  胡奇林《导航定位于授时》,2019年第6卷第3期
   星敏感器是一类具有自主高精度姿态测量能力的仪器,输出姿态精度可达到角秒级。但实际组合导航应用中,星敏感器安装误差往往可达角分级,远远大于仪器本身误差,影响其使用品质,因此有必要在使用前对星敏感器安装误差进行建模标定。研究发现,星敏感器安装误差与惯导姿态误差存在耦合关系,难于分离。设计了一种快速标定方法,利用惯导输出姿态、位置信息以及星敏感器姿态输出构造观测量,建立卡尔曼滤波模型,通过滤波估计实现安装误差的地面标定。仿真结果表明,载体需要进行2个轴向上的机动才能将星敏感器三轴安装误差估计出来。相较于依靠外部基准姿态进行标定的方案,本方法具有快速高效、可操作性强等优点。    

15.  光纤陀螺/GPS组合导航系统中的信息融合技术  
   张小跃  张春熹《北京航空航天大学学报》,2008年第34卷第4期
   光纤陀螺捷联惯导系统用于导航定位具有自主性的优点,但系统误差随时间累积.全球定位系统(GPS,Global Position System)用于导航定位精度很高,误差不随时间积累,但抗干扰性能很差,没有自主性.运用信息融合技术将光纤陀螺捷联系统和GPS进行组合,将GPS的高度信息引入惯导高度反馈通道,设定反馈系数,抑制高度发散,将GPS经度、纬度、地速信息作为系统卡尔曼滤波器量测信息,消除惯导积累误差.提出的信息融合方案运用于某中精度光纤陀螺/GPS组合导航系统并进行路试,导航系统输出3个方向位置数据与定位基准相比,误差不随时间积累,路试结果表明此信息融合方案的有效性及工程的实用性.    

16.  多姿态敏感器测量的信息融合定姿方法研究  
   王炯琦  周海银  赵德勇  吴翊《上海航天》,2009年第26卷第6期
   基于最优融合估计理论,给出并证明了多敏感器组合姿态确定系统状态最优融合估计形式。设计了基于信息分配的多信息融合联合滤波器结构和算法,分析估计性能,讨论了决定联合滤波器融合的性能信息分配因子选择方法,提出了一种基于协方差阵特征值平方分解的动态自适应信息分配因子确定方法。以某卫星多姿态敏感器组合测量为例,推导了卫星姿态确定的误差状态方程和各子系统的量测方程及观测阵。仿真结果表明:采用联合滤波器对多敏感器卫星姿态确定系统进行信息融合能改善定姿精度,有效抑制滤波发散,并提高整个系统的运算与收敛速度。    

17.  INS/SAR组合导航量测信息不同步的滤波算法  
   茹江涛 冷雪飞 巩哲《南京航空航天大学学报》,2017年第49卷第2期
   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 1 500 s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36.8 m,高度误差绝对值不超过18.1 m,航向角误差绝对值不超过5.3′,速度误差绝对值不超过0.5 m/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。    

18.  地面防天组网异构多源目标信息融合  
   曾安里  杨春雷  张健康  韩崇昭  陈怀新《飞行器测控学报》,2010年第5期
   时间空间配准(也称时间空间一致化),是数据链的关键基础技术之一。为解决作战平台和武器平台基于数据链的多传感器目标信息融合的高精度估计,实现传感器信息为其他运动平台用户所共享,数据链的用户需要统一时间和位置参考点。基于美军LINK16数据链应用的研究,我们主要在算法和工程环境中对实现数据链系统空间配准优化算法进行深入研究,通过半实物仿真环境验证,能够达到工程实用程度。而一般通信系统不考虑时间基准与空间位置的关系,对于高速移动的空中作战平台必然产生很大误差,但对于地面和海面移动平台影响较小。空中作战平台依靠数据链时空配准成为关键技术难点。    

19.  弹道导弹的捷联惯性/天文组合导航方法  
   钱华明  郎希开  钱林琛  彭宇  王海涌《北京航空航天大学学报》,2017年第43卷第5期
   针对传统的捷联惯性/天文 (SINS/CNS)组合导航系统不能精确估计加速度计偏置而导致导航误差发散的问题,提出一种基于星光折射间接敏感地平的捷联惯性/天文 (SINS/RCNS)组合导航方法。利用星敏感器测量星光折射角,结合大气折射模型得到的折射视高度来抑制位置误差的发散。推导了基于星光折射新的量测方程,分析了折射星数目与导航精度的关系,当使用多颗折射星时能够精确估计加速计偏置,从而能够完全抑制位置误差的发散,并对系统进行可观测性分析。通过卡尔曼滤波实现了状态估计。仿真结果表明:本文方法的导航精度优于传统方法,有效抑制了位置误差的发散,验证了本文方法的有效性。    

20.  一种基于外推信息的惯导/陆基单站导航修正方案  
   王勋  左启耀  陈亮  马超  任鹏《导航定位于授时》,2018年第5卷第6期
   提出了一种基于外推信息的陆基单站测距信息惯导修正方案,该方案一方面利用陆基测距系统融合捷联惯导系统(SINS)的导航信息进行惯导误差修正,充分发挥惯导系统和陆基导航系统各自的优点,进行系统间的取长补短,有效地减小导航误差;另一方面将陆基/SINS修正结果送入状态估计器求解法向速度,解算实时载体轨迹的待修正量,进而执行载体速度和方向修正,进一步提高了导弹命中精度。    

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