衰减因子自适应滤波及在组合导航中的应用

从卡尔曼滤波技术的稳定性出发,分析了卡尔曼滤波算法发散的原因,提出了一组衰减记忆卡尔曼滤波中衰减因子的自适应估计方法,并在GPS/SINS组合导航系统中进行了计算机仿真.在计算衰减因子时,利用滤波残差序列在最优估计时为零均值白噪声的性质,构造了服从χ2分布的变量,并分别检验滤波残差每一个分量得出衰减因子值.仿真结果表明,该组算法能够自适应地估计出衰减因子的大小,有效地抑制滤波发散,且计算量较其它方法小.      

捷联惯导系统动基座对准的可观测性分析

建立了SINS(捷联惯导系统)动基座对准的误差模型,首次应用PWCS(分段定常系统)可观测性分析理论对SINS动基座对准过程中的可观测性进行了全面研究.将载体的运动分解为平动和姿态变化两大类情形,深入研究和详细分析了载体的各种运动对系统可观测性的影响,指出在SINS动基座对准过程,无论载体的线运动还是角运动在一定条件下都能提高SINS的可观测性.定性地得出了不同运动对系统可观测性的影响结果,这为研究SINS的快速精确对准方法奠定了理论基础.      

一种新的动基座快速传递对准方案及其仿真研究

针对捷联惯导系统的动基座初始对准问题,提出了一种新的动基座快速传递对准方案。该方案采用速度 姿态变化量匹配,直接对主、子惯导导航坐标系之间的失准角进行估计,可以使航向失准角快速收敛。通过仿真,研究了注入噪声和测量噪声水平、机动运动强度和幅度、复合机动运动、载机运动方向等六个因素对对准性能的影响。结果表明:其对准性能取决于水平失准角的估计精度和速度;失准角的估计精度和速度与注入噪声水平和测量噪声水平、机动运动的强度和幅度有关;复合机动运动对对准性能有正反两方面的影响。     

直接对准算法及遗传算法在SINS初始对准中的应用研究

分析了捷联惯性导航系统（SINS）应用直接对准算法进行初始对准的基本原理，并验证了基于中等精度惯性器件的量测值进行静基座直接对准的可行性。简要介绍了遗传算法（GA）及其搜索过程，提出了根据静基座直接埘准的结果，确定GA遗传空间的方法，并构造了GA的适应度函数。仿真结果表明，与常规滤波算法相比，结合使用直接对准和遗传算法两种方法进行SINS静基座初始对准，不仅大大缩短了对准时间，精度也与其相当。     

GPS/INS组合系统空中对准方法研究

针对单天线的GPS与捷联惯性导航组合系统,提出了一种空中对准方案,不同于传统的传递对准方法,仅依靠GPS测量信息进行速度匹配,完成空中初始对准。该方案采用扩展卡尔曼滤波方法解决对准过程中的非线性问题。仿真结果表明该方案的对准精度(1σ)可以达到水平姿态误差0.07,°方位误差0.3°。     

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角（FOV）约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。     

挠性捷联惯性系统惯性器件两种模型的研究

本文提出了挠性捷联惯性系统惯性器件的两种常用的稳态模型，并指出它们之间的换算关系。这两种模型在标定，对准，导航和参数补偿过程都有一定的区别，文章根据实际经验指出了模型应用的范围。     

捷联惯性测量组合的一种新型测试方法

针对某型号导弹的单元测试提出了一种新型测试方法，并建立陀螺和加速度计的数学模型方程，根据工程应用对模型方程进行简化，推导出模型方程的各个系数，提供给控制系统进行实时补偿。该方法已成功地应用于某型号导弹的单元测试。     

一种捷联惯导系统多位置往复旋转初始对准方法

为了更好地实现捷联惯导系统初始对准的快速性和精确性,提出了一种单轴多位置往复旋转的对准方案.粗对准阶段采用一种抗晃动的粗对准算法以获得初始姿态;精对准阶段采用惯性系下的闭环Kalman滤波方法.仿真与实验均证实,该方案简单易行,能够在短时间内获得高对准精度,具有很好的工程实用性.实验结果表明,300s的初始对准,可使水平对准精度优于8″(RMS),方位对准精度优于33″(RMS).