新的导弹协同定位技术

导弹协同作战的关键技术之一是导弹的精确定位技术,针对在体系对抗条件下,如何提高导弹集群的导航定位精度问题,构建了以弹载数据链和惯导系统为核心的协同定位系统,提出了一种基于相互测距信息的导弹协同定位方法.该方法使用加权秩亏自由网平差的方法来估计导弹集群的惯导系统定位误差.仿真表明:该方法可以有效地延缓惯导位置误差的发散速度和提高惯导定位精度,随着导弹数量的增多,惯导定位精度不断提高,当导弹数量大于4时,惯导定位精度将提高2倍以上.     

机群组网定位的一种新途径

机群组网将成为体系对抗条件下空中行动的一种基本工作模式.提出的机群组网定位技术是基于飞行器相互测距信息优化惯导位置精度的一种新途径,可以明显提高网络节点间的时间同步水平.仿真结果表明:对一个由8架飞机组成的机群,当相互测距误差为20m(1 σ)时,经过1.5 min组网定位可将惯导水平位置误差校正到5m之内,同时将时间同步水平提高到1ms左右;经过15min组网定位可进一步估计每套惯导的误差模型参数,使纯惯导在校正后0.5 h内的定位精度提高约一个量级,达到30m(CEP,Circular Error Probability).周期性的组网定位不仅可以明显提高机群定位精度,还可识别出个别系统的软故障并加以隔离和重构.      

初始定位误差对SINS动基座对准的影响分析

初始定位误差对捷联式惯导系统水下初始对准有着重要影响。针对此问题,基于捷联式惯导系统非线性误差模型利用无迹卡尔曼滤波方法进行载体系测速辅助捷联式惯导系统精对准。首先在水下单应答器定位技术已有研究成果的基础上,对初始定位误差对捷联式惯导系统水下动基座初始对准结果的影响进行理论分析;而后基于船载实测数据对理论分析结果进行水下动基座对准半物理仿真试验验证。试验结果表明,当水下初始位置的定位误差在200m以内时,初始定位误差对捷联式惯导系统动基座精对准的姿态对准结果基本没有影响;会给精对准过程中的位置误差估计带来与初始定位误差相同大小的常值误差。     

双星定位系统/SINS深组合导航系统研究

以卫星模拟器为基础，介绍了一种双星定位系统定姿的基本原理，解决了双星定位系统存在的位置滞后即定位实时性较差的缺陷，把双星定位系统的位置与姿态信息和捷联惯导系统的位置、姿态信息进行组合后，可有效地提高系统的精度．     

基于地标图像信息的惯导系统误差校正方法

提出了一种基于地标图像信息的惯导系统误差校正方法,并进行了仿真实验研究.该方法利用飞机光电平台上的地标图像成像系统,通过地标图像探测、图像变换、匹配定位、坐标变换解算出飞机的空间三维坐标.该三维坐标与惯导系统所给出的坐标进行比较,得出飞机惯导系统的航迹误差,从而实现对惯导系统的误差校正.      

双星定位／SINS组合导航系统研究

双星定位系统是一种区域性定位系统。介绍了双星定位系统的定位原理，说明了其存在的定位实时性较差的不足。对此提出了利用惯导经卡尔曼滤波器校正后的输出速度信息来修正双星定位系统的输出水平位置信息，然后与惯导进行组合，建立了其状态方程与观测方程。仿真结果证明该方案切实可行，对双星定位系统的实际应用有重大的理论参考价值。     

捷联惯导/里程计组合导航方法

针对车载自主导航需求,基于卡尔曼滤波器,实现捷联惯导与里程计量测信息的组合导航.推导了里程计误差模型,结合捷联惯组误差模型与捷联系统误差模型,建立了捷联惯导/里程计自主组合导航系统误差状态模型.建立了捷联惯导/里程计组合导航量测模型,阐述了估计误差修正方法.采用仿真计算对此方法进行了验证,仿真结果表明:组合导航过程中,初始姿态误差能得到有效估计,姿态误差和位置误差均能控制在一定精度范围内,应用此组合导航方法相对于传统的航位推算方法能得到更高的导航精度,能有效实现自主高精度定位定向.     

一种新的惯导系统静基座快速初始对准方法

惯导系统中的一个十分重要的问题是其初始对准问题,提高其初始对准的速度和精度无论对军用或民用领域都具有十分重要的意义.由于惯导系统静基座对准时的可观测性很差,将卡尔曼滤波器用于解决惯导系统的初始对准问题时,方位失准角收敛很慢.提出一种快速估计方位失准角的方法,直接利用两水平失准角快速收敛的估计结果估计方位失准角,从而大大提高了整个惯导系统静基座对准的速度,计算机仿真结果验证了该方法的快速性和有效性.      

H∞滤波在惯导系统地面快速对准中的应用

阐述了H_∞滤波器的设计过程,并将H_∞滤波方法应用于惯导系统地面初始对准.文中建立了惯导系统的误差模型,并对其进行了可观性分析,利用H_∞滤波方法对可观子系统进行了滤波计算,给出了在噪声统计特性未知方差有界情况下惯导系统初始对准的仿真曲线,仿真结果表明该方法克服了卡尔曼滤波对噪声的苛刻要求,滤波效果能够满足工程需要,进一步说明H_∞滤波应用于惯导系统初始对准是有效的.为提高对准速度,文中给出了方位误差角的一种快速估计方法,结果表明该方法是可行的.     

一种组合导航系统快速滤波方法及半物理仿真

在利用卡尔曼滤波器对数据进行处理时,协方差矩阵的预报运算过程需要的计算量最大,每一步迭代的计算量与n3(n为状态矢量维数)成正比,约占整个卡尔曼滤波过程70%的CPU时间.协方差阵预报计算过程中,数据输入输出所需要的传递工作量也最大.由于微小型飞行器导航系统采用小体积、低功耗、低成本的微处理器作为导航计算机,为了保证导航实时性的要求,提出了一种降维滤波器加矩阵外积法的快速滤波方法来减少MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)/GPS(Global Positioning System)/MMC(Micro Magnetic Compass)组合导航滤波算法的计算量,以提高算法的实时性.半物理仿真试验结果表明:此种算法不仅可以提供较为满意的导航精度,而且大大减小了计算量,提高了系统的实时性.      

基于SINS/RFID的隧道列车高精度定位方法

为了获取高速铁路列车在隧道这种导航卫星不可见环境下的定位信息,提出一种基于捷联惯性导航系统（SINS）和射频识别技术（RFID）的组合定位方法。通过响应时间模型来计算标签的定位精度,依据实际轨道环境增加标签对列车姿态校准的能力,同时结合惯性导航系统解算得到连续的定位数据。仿真结果表明:在30 km长的隧道利用射频识别标签位置信息进行校准,可以很大程度地减小惯性导航系统的误差积累,提高定位精度。引入姿态信息后,可以在陀螺仪性能与标签间隔的多种组合中保持隧道全线定位精度在米级,最高能够达到0.5 m。      

蒙皮柔性夹持数控切边的工艺设计方法

针对可重构柔性工装配合五轴铣床实现蒙皮数控切边这一新技术,进行了工艺设计方法研究.首先介绍了数控可重构柔性工装的定位原理、结构原理以及基准传递协调原理.针对新技术应用中合理布局、精确定位和稳定夹持等3个问题,进行了工艺分析研究.突破了曲面零件装夹姿态定位算法、支撑立柱升程计算、自动化布局设计和装夹过程仿真等关键技术,开发了面向新装备新技术的工艺设计仿真系统.应用任意拉格朗日-欧拉法实现了蒙皮切边过程的有限元仿真,给出了仿真实例.选择某型号飞机镜面蒙皮零件,应用所提出的工艺设计方法进行了工艺试验,对试验结果进行了误差分析,结果表明加工精度满足制造要求.     

基于双轴旋转的惯导系统误差自补偿技术

针对陀螺漂移影响惯导系统长时间导航精度的问题,提出了一种基于双单元体结构的误差自补偿方案.通过单元体的连续正反旋转,可以实现对所有方向上陀螺常值漂移的调制,从而大幅提高惯导系统的精度.对常值漂移、刻度系数误差、安装误差和角度随机游走等主要误差源的误差特性进行了分析,同时讨论了旋转机构精度对系统调制性能的影响.利用自行研制的双轴旋转调制式激光捷联惯导系统进行了多次海上试验,试验结果表明该方案可行,在不改变惯性器件精度的前提下,可提高系统精度一个量级以上.     

一种顾及厄特沃思效应的水下重力辅助导航方法

水下相对于水面环境,准确估计厄特沃思效应更为困难,进而影响重力测量精度。由于传统重力匹配算法未考虑水下厄特沃思估计误差对重力辅助导航定位性能的影响,根据不同导航参数对厄特沃思估计误差的影响程度,构建了水下惯导系统/计程仪/重力仪组合导航框架,采用UKF非线性滤波算法,分析了不同导航模式下厄特沃思估计误差特性,并评估了有无厄特沃思估计误差时重力辅助导航性能的差异。半物理仿真结果表明采用DVL的辅助导航方式可有效抑制惯导误差积累,INS/DVL/Gravimeter三者信息融合导航模式定位性能得到了进一步提高,即使在考虑厄特沃思估计误差的情况下,与仅采用DVL作为辅助信息源相比,水平径向误差定位精度依然提升了17.02%。     

用真实IMU/GPS数据进行机载SAR运动补偿处理

分析了机载SAR(Synthetic Aperture Radar)条带成像模式的运动补偿技术原理,通过对激光IMU/GPS(Inertial Measurement Units/Global Positioning System)组合提供的位置参数进行分析,表明Y12载机平台具有很大的运动误差,在此基础上利用高精度激光IMU/GPS组合提供的天线相位中心精确位置参数,结合距离-多普勒成像算法进行了机载SAR数据的运动补偿处理,试验表明利用此IMU/GPS提供的运动参数进行对具有很大运动误差的SAR数据运动补偿后,已不需要计算负担沉重的自聚焦类算法进行残留运动误差补偿,就能得到高质量的高分辨率SAR图像.     

基于光电导航的伪卫星空中基站定位算法

由于具有抗干扰能力强和布置灵活机动的特点,伪卫星在增强卫星系统和独立组网为用户提供更高精度导航定位信息方面具有广阔的应用前景。伪卫星空中基站的精确定位是构建伪卫星区域定位系统的一个关键问题。为此,研究了一种基于光电导航的定位算法,综合利用光电探测成像信息和惯性导航信息,根据伪卫星空中基站的特点建立了相应的误差模型,并采用最小二乘法估计位置误差。计算机仿真结果表明所提算法简单,具有较大的实用价值。     

高精度SINS/CCD/GPS组合导航系统研究与仿真

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。