低成本的多普勒-捷联惯性组合导航系统

本文研究了一种采用低精度的惯性器件,应用卡尔曼滤波技术的多普勒捷联惯性组合导航系统。讨论了组合方案,推导了系统的动态方程,设计了一种最优和四种次优卡尔曼滤波器。对系统进行了协方差分析。分析结果表明,采用随机漂移为0.1°/h的陀螺仪,零位误差为10^-4g的加速度计,应用卡尔曼滤波技术可以实现1nmile/h的导航精度,成为一种低成本、中等精度的导航系统。     

INS/GNSS组合导航系统空中快速对准方法

针对机载惯性/全球导航卫星系统(INS/GNSS)组合导航系统地面静基座对准时间较长、航向对准精度较低以及惯导空中故障重启后无法快速得到精确姿态信息重新进入导航状态等问题,提出一种快速初始对准方法。该对准方法基于惯性导航比力方程,利用GNSS的定位、测速信息与惯性测量组件(IMU)的输出信息解算载体姿态信息,并结合遗传-牛顿算法与求和自回归滑动平均(ARIMA)模型卡尔曼滤波信号降噪技术提高姿态信息的解算精度。基于实测飞行数据的解算验证了该方法的有效性、对准精度以及在实际工程应用中的优越性。     

SINS/DVL水下组合导航系统的误差分析与改进技术

探讨了一种适用于SINS/DVL组合导航系统的滤波原理,通过分别建立捷联惯导系统误差模型和多普勒误差模型,利用间接卡尔曼滤波原理和反馈校正法,对系统进行仿真与分析,由惯性器件的误差方差通过导航系统的误差模型得出导航参数的误差方差,结果表明,该组合导航系统的定位精度要远远高于单纯捷联惯导系统。同时,针对SINS/DVL组合导航系统工作特点及特定情况下AUV的定位精度要求,提出了一种GPS辅助SINS/DVL组合导航系统导航定位的方案。     

惯性辅助的北斗导航故障自适应方法研究

北斗导航系统完好性是指北斗导航系统不能用于导航服务或导航精度超出给定范围时,具备及时发现故障并通知用户的能力.针对北斗导航完好性检测问题,为改善北斗导航定位系统的精度、连续性、完好性和可用性,研究了基于惯性辅助的北斗导航故障检测方法,设计了北斗导航系统的量测修正与故障检测实现方案,构建了基于新息正交性的自适应滤波北斗/SINS紧组合导航架构,根据滑动窗口内新息动态变化特性修正系统量测噪声方差,在北斗导航信号受到较大干扰、发生异常的情况下,对品质较差的卫星测量信号进行识别,并对检测超出一定阈值的突变卫星信号实现故障隔离,从而提高系统适应能力,增强北斗/SINS紧组合导航系统容错性.构建了北斗/SINS组合导航系统仿真验证模型,结果表明,基于惯性辅助的北斗导航方法能够有效检测出卫星信号故障,提高了系统的适应性和定位精度.     

基于地标信息的车载惯导姿态修正技术

惯导与速率计构成的组合系统是机动作战车辆较常使用的自主定位定向系统,其惯导姿态精度将直接影响组合定位精度。文章利用车辆运动途中的地标信息,讨论了车载惯导姿态误差估计与修正技术,通过仿真分析了地标位置与车辆零速信息在惯导姿态修正过程中的作用。结果表明：利用地标信息是进行车载惯导姿态修正较为实用的途径,在此基础上可以有效提高车载惯导／速率计组合定位系统的精度。     

平流层飞艇升降阶段BPNN惯性导航算法

软式平流层飞艇艇体在上升和下降时经常呈堆叠状态,GPS信号会被艇体间歇性遮挡,因而只能采用惯性导航。为保证在飞艇上升和下降过程中,INS/GPS组合导航系统在被艇体遮挡GPS时仍能够提供满足精度要求的导航信息,设计了一种改进的反向传播神经网络(Back Propagation Neural Network, BPNN）惯性导航算法。采用神经网络,根据惯性导航系统在1s内的速度均值和姿态变化量,预估其在1s末的位置误差和速度误差,并对惯性导航结果进行修正。仿真实验和跑车试验结果表明,在GPS失效的30s内,新算法使得位置误差低于15m,速度误差低于0.7m/s,误差相比纯惯性导航降低了85%。     

Drag derived altitude aided navigation method

The navigation problem of the lifting reentry vehicles has attracted much research interest in the past decade.This paper researches the navigation in the blackout zone during the reentry phase of the aircraft,when the communication signals are attenuated and even interrupted by the blackout zone.However,when calculating altitude,a pure classic inertial navigation algorithm appears imprecise and divergent.In order to obtain a more precise aircraft altitude,this paper applies an integrated navigation method based on inertial navigation algorithms,which uses drag derived altitude to aid the inertial navigation during the blackout zone.This method can overcome the shortcomings of the inertial navigation system and improve the navigation accuracy.To further improve the navigation accuracy,the applicable condition and the main error factors,such as the atmospheric coefficient error and drag coefficient error are analyzed in detail.Then the damping circuit design of the navigation control system and the damping coefficients determination is introduced.The feasibility of the method is verified by the typical reentry trajectory simulation,and the influence of the iterative times on the accuracy is analyzed.Simulation results show that iterative three times achieves the best effect.     

基于奇异值分解的组合导航可观测度计算

以捷联惯组为主惯导的组合导航系统具有短时定位精度高、可靠性强等优点,但其依然存在长时间导航精度不高、运算量大、组合效率不高等问题。为更好地完善组合导航系统的误差补偿和抑制技术,对SINS/DVL组合导航系统的可观测性能进行了研究。在分段定常系统(Piece-wise Constant System,PWCS)的可观测性分析方法及基于奇异值分解的系统状态可观测度分析方法基础上,结合可观测性矩阵的遗传特性,提出了一种简化的状态量可观测性分析方法,并对该方法进行了理论仿真。为方便比较状态量的可观测程度,对各状态的可观测度进行了归一化处理。最后,通过湖面跑船实验设计了不同的航迹机动方式,计算了关键导航参数的可观测性能。实验证明,该方法可以实时计算组合导航参数的可观测度,根据可观测度设计的航迹可以有效提高导航精度,定位精度可提高1个量级,收敛速度也获得了明显提高。     

基于注意力模型的视觉/惯性组合里程计算法研究

由于外界环境的干扰和传感器精度的限制,视觉/惯性组合里程计的输入数据存在一定的噪声,这会增加里程计的解算误差,而且误差会随着时间积累。针对以上问题,设计了一种基于注意力模型的视觉/惯性组合里程计算法。该算法使用卷积神经网络和长短时记忆网络分别构建了视觉特征提取器与惯导信息特征提取器,同时引入了两种注意力模型:加权组合网络以及开关组合网络,对视觉特征信息和惯导特征信息的融合噪声进行降噪处理。通过在组合里程计算法中添加闭环校正环节,有效地抑制了里程计误差随时间的积累。对比实验结果表明,设计的组合里程计算法与其他算法相比,无论在性能上还是在精度上都有明显的提升。     

基于铱星/INS组合定位技术在船舶中的应用研究

GNSS拒止环境下惯性/GNSS组合导航系统的性能会严重恶化,通过利用并提取机会信号中的有用观测量,可以实现机会信号和惯性系统的联合动态定位。提出了利用铱星/INS组合定位技术实现船舶的动态定位。首先深入研究了铱星的信号体制,建立了利用铱星瞬时多普勒频移进行定位的算法模型;然后,提出了利用基于扩展卡尔曼滤波(EKF)技术的铱星机会信号与INS组合定位算法;最后,通过船舶航行实测数据对所提算法进行了试验验证。结果表明,提出的利用铱星机会信号和INS组合定位方法可以有效改善无GNSS信号条件下的INS定位精度,在GNSS信号拒止环境下解决了船舶定位问题,具有重要的研究意义和实用价值。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

惯性卫星紧组合导航系统自主完好性算法研究

为保证组合导航系统运行的可靠性和输出导航参数的准确性,结合组合导航系统的自主完好性检测的基本算法,基于气压高度辅助下的卫星导航接收机最小二乘检测法和组合导航卡尔曼卡方检验法,提出了一种能够识别突变故障和缓变故障的组合导航系统自主完好性检测的算法,充分利用导航系统中高精度惯导系统的导航信息,实现了组合导航系统的自主完好性检测算法,提高了组合导航系统在复杂环境下的导航信息可靠性。     

惯性+星光折射定位组合导航技术研究

由于现有惯性器件精度水平有限,纯惯性导航误差较大,因此需要采用组合导航的方式来提高导航精度。目前,全自主组合导航方式中传统的惯性+星光定姿组合导航方法只能实现定姿,不能实现定位,无法修正加速度表测量误差引起的惯性导航误差,故在精度上可提升空间有限。为此,提出了一种惯性+星光折射定位组合导航方法,重点从星光折射定位原理、大气折射模型、非线性滤波和选星策略几个方面进行论证及分析。通过理论分析与数学仿真相结合的手段,验证了星光折射定位原理的正确性及工程可行性,可将自主导航精度提升至100m,从而为进一步提高自主导航精度提供了一种技术途径。     

基于对偶四元数的INS/GPS组合导航算法研究

在基于对偶四元数的捷联惯导解算方法的基础上,推导了以惯性系作为导航系的惯导误差方程,在此基础上设计了卡尔曼滤波组合导航算法。通过激光惯导跑车采集数据,进行了仿真分析,试验结果表明,该组合导航算法能有效的消除惯导累积的速度误差和位置误差,相比于目前广泛应用的INS/GPS组合导航算法,本文描述了INS/GPS组合导航的另一种实现方式,获得了相当的精度,具有一定的工程应用价值。     

基于惯性/偏振光/光流的六足步行机器人自主导航方法研究

针对惯性/卫星组合导航系统易受干扰或自主性不足等问题，引入偏振光传感器和光流传感器，分别建立航向角和速度量测方程，以辅助惯性导航系统，提出了一种基于惯性/偏振光/光流的自主导航方法。同时，为实现惯性传感器、偏振光传感器和光流传感器等多传感器的融合，设计了无迹Kalman滤波器。为验证该方法的有效性，以六足步行机器人为对象开展仿真和实验验证。结果表明，在没有卫星信号源的情况下，仅依靠机器人自身感知，可实现较高精度的机器人位姿估计，实现了不依赖于卫星导航信号的自主导航，提升了导航系统的自主性。     

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。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

仿真飞行轨迹的设计及应用

由于全面真实的飞行轨迹数据很难获取,而捷联惯导系统性能测试又必须要有飞行轨迹数据和惯性器件的输出作为基础,为此,介绍了一种仿真飞行轨迹的设计方法,将飞机飞行过程分解为若干基本运动状态,并建立了相应的模型,可根据实际需要组合各种基本运动状态构成一条完整的飞行轨迹.据此设计了一条仿真飞行轨迹并对该轨迹进行了应用仿真.结果表明,此法不仅能够较好地模拟飞机的实际飞行状态,更能有效地测试捷联惯导算法的精确性和可靠性,应用效果令人满意     

一种长航时惯导定位误差评估的新方法

针对长航时惯导传统定位误差评估中存在的问题,提出了一种新的基于惯导误差传播函数拟合的定位误差评价新方法。基于长航时惯导系统定位误差传播模型的特点,采用三角函数建立了误差传播拟合函数,主要包含舒拉周期、地球周期和傅科周期,反映了惯导的长期误差特性。提出了惯导误差契合度的定义和计算方法,实现了对长航时惯导系统定位误差的量化评估。对两套精度大致相同的长航时惯导舰载实验数据进行了对比分析,结果表明新的评估方法能够给出更合理的定位性能优劣判断。最后,针对长航时自主导航需求提出了综合导航技术的改进建议。