摇摆基座SINS快速精确传递对准方法

动基座对准时,系统模型的精确性及状态的可观测性和可观测度是决定动态系统卡尔曼滤波效果的重要因素.建立了考虑主-子惯导匹配信息时间延迟问题的摇摆基座捷联惯导系统SINS(Strapdown Inertial Naviagtion System)精确传递对准模型,将PWCS(Piece-Wise Constant System)可观测性与奇异值分解可观测度分析方法相结合,对基座在不同摇摆方式下舰载武器SINS状态的可观测度进行了定量分析,得到了基座在三轴摇摆运动时SINS的状态变量具有最佳的可估计性能,从而使SINS可获得最优的对准速度和精度.该方法为舰载武器初始对准时舰船最佳机动方案及传递对准匹配模式的选择提供了依据,仿真结果表明了该方法的正确性和有效性.     

基于状态量扩维的旋转式捷联惯导系统精对准方法

初始对准是旋转式捷联惯导系统（SINS）的关键技术之一。传统旋转式捷联惯导精对准方法多采用10维模型,该模型的精对准精度不能满足导航精度要求。针对此问题,提出了一种基于状态量扩维的旋转式捷联惯导系统精对准方法。首先,将陀螺和加速度计标度因数误差、安装误差扩展为状态变量,建立了28维的精对准模型;然后,对旋转过程中各状态量的可观测度进行分析,根据分析结果将模型优化为13维;最后,采用卡尔曼滤波实现了旋转式捷联惯导系统的精对准。仿真结果表明,与传统初始对准方法相比,该方法能有效提高姿态对准精度,并估计出更多陀螺误差项。      

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.     

惯导系统初始对准的次优滤波算法

分析了惯导系统(INS)初始对准的动态误差向量方程及其动态误差向量的可观性问题,并研究了按动态误差向量的可观度划分观测子空间.在惯导系统初始对准问题中通过使用变量可观度的概念构造次优卡尔曼估计算法.并用C语言编程实现了初始对准的最优及次优卡尔曼滤波算法.从仿真结果可见次优卡尔曼滤波算法可用于INS初始对准的实用计算中.     

GPS/SINS超紧组合导航系统可观测性分析

系统状态的可观测性决定了系统的滤波精度.目前,分析系统状态可观测性的主要方法是针对线性系统的,其中奇异值分解(SVD,Singular Value Decomposition)法可以对系统进行事前分析,并且计算简单,成为广泛使用的方法之一.然而集中滤波结构的全球定位系统/捷联惯性导航系统(GPS/SINS,Global Positioning System/Strapdown Inertial Navigation System)超紧组合模型的量测方程是非线性的,对非线性系统进行可观测性分析是非常困难的.针对这个问题,推导出了超紧组合模型线性的量测方程,并证明了该模型满足分段定常系统(PWCS,Piece-Wise Constant System)定理;使用奇异值分解法对其做可观测性仿真,并对实验结果做了全面分析.结果表明:系统状态的可观测性受载体运动状态影响,载体机动性越强,可观测的状态越多,可观测性越高.     

GPS/SINS组合导航系统状态的可观测度分析方法

系统状态的可观测度是检验所设计的Kalman滤波器的收敛精度和速度的重要指标。首先，分别论述分段式定常系统(PWCS)的可观测性分析方法和基于奇异值分解的系统状态可观测度分析方法。然后，证明GPS／SINS组合导航系统满足PWCS分析定理要求，并进一步提出改进的线性时变系统状态的可观测度分析方法，以适用于分析全弹道过程系统状态的可观测度。最后，通过仿真算例说明该方法的合理性和可行性。     

捷联惯导与星敏感器组合导航算法研究

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。     

混合式惯导系统姿态四元数连续自标定模型

混合式惯导系统作为一种新型惯导系统,具有三轴全姿态物理平台、捷联姿态算法和系统装机自标定等特点。针对以上特点,为提高其导航定位精度,在混合式惯导系统框架角约束方程的基础上,利用姿态四元数代替欧拉角描述混合式惯导系统中三轴物理平台的转动,建立了一种混合式惯导系统姿态四元数连续自标定模型对其进行误差系数标定。针对该模型的特点,对传统的无迹卡尔曼滤波（UKF）算法进行改进,提出了一种基于奇异值分解的四元数无迹卡尔曼滤波（SVD-QUKF）算法进行模型误差系数辨识。仿真和试验结果表明,基于SVD-QUKF算法,四元数连续自标定模型能够以低于1%的相对误差标定出混合式惯导系统所有的误差系数,在标定精度和计算速度上相比基于传统UKF算法的框架角自标定模型都具有一定优势。      

基于相互测距信息的机群组网协同定位技术

在网络中心战条件下,针对无GPS(Global Positioning System)时如何提高机群的导航定位精度问题,构建了以机载数据链和惯导系统为核心的协同定位系统,设计了协同定位系统的测距方案,分析了协同定位过程中的时间同步问题,提出了一种基于机间相互测距信息的机群组网协同定位方法.该方法利用几何图形平移旋转来估计机群各飞机的惯导系统定位误差.仿真表明:该方法可以用于长时间估计惯导位置误差,有效延缓惯导位置误差的发散速度,当5架飞机协同定位时,机群惯导位置精度将提高2倍左右.     

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.     

机载武器传递对准的可观测性分析

采用"速度+姿态"量测匹配法设计了机载武器传递对准系统,建立了系统的动态误差模型和量测模型,并在这些模型的基础上设计了卡尔曼滤波器.介绍了基于可观测性矩阵奇异值分解的分段定常系统(PWCS, Piece-Wise Constant System)可观测性分析法,并通过该方法分析了机载武器传递对准系统各个状态变量的可观测性.在可观测性分析的基础上忽略不可观测状态变量,实现系统滤波器降维.设计了摇摆机动,在该机动基础上对降维前后滤波器性能和传递对准精度进行了对比,证明了可观测性分析的必要性和正确性.     

一种惯导系统快速对准模型和方法

从控制论的观点探讨了实现惯性导航系统(INS)快速对准及标定的途径及方法.通过引入李雅普诺夫变换,论证了SINS(Strapdown Inertial Navigation System)模型与GINS(Gimbaled Inertial Navigation System)模型的等价关系;通过基于物理本质的相似变换,提出了用伪状态来代替真实状态,从而使INS的可观测状态和不可观测状态之间动态解耦,得到了INS的最佳完全可观测子系统模型;通过对INS可观测子系统模型的简化,提出了一种快速估计方位失准角和标定陀螺仪漂移误差的方法,该算法表明方位失准角和陀螺仪的漂移误差完全可从水平失准角速率中快速估计出来,而不必使用陀螺的输出信号.      

On the observability of Mars entry navigation using radiometric measurements

A thorough observability analysis of the Mars entry navigation using radiometric measurements from ground based beacons is performed. This analysis involves the evaluation of the Fisher information matrix which is derived from the maximum likelihood estimation. A series of navigation cases with multiple beacons are investigated, and both range and range-rate measurements are considered. The determinant of Fisher information matrix is used to quantify the observability of navigation system, while the trace of Fisher information matrix is used to determine the lower-bound of estimation errors. For one and two beacon cases, the navigation system is unobservable. However, the eigenvectors of Fisher information matrix give the observable and unobservable component. When three or more beacon measurements are employed, the states of entry vehicle become observable. Some valuable analytic conclusions on the relationship between the geometric configuration of beacons and observability are obtained consequently. Finally, simulation results from two navigation examples indicate that our effort is useful for understanding and assessing the observability of the Mars entry navigation using radiometric measurements.     

局部可观测理论在INS/GPS机动对准中的应用

从研究INS/GPS(Inertial Navigation System/Global Positioning System)组合系统的姿态角误差可观测性出发,首次将局部可观测性理论应用于INS/GPS组合系统,定量地计算出各种不同机动方式的局部可观测矩阵的条件数,找到了提高姿态角误差可观测性的最佳机动方式.研究结果表明,通过载体做正弦水平机动飞行可以提高姿态角误差局部可观测性,使空中对准时间明显减少,姿态角误差大大降低.当对准时间为120 s时,东北天向姿态角误差的均值分别为12.34″,12.19″和-28.31″,它们的均方根值分别为0.97″,1.05″和0.62″.      

PINS静基座对准中的理论与算法的研究

分析了平台式惯导系统(PINS)静基座条件下的可观测性,采用系统可观测矩阵的条件数来定量计算PINS静基座可观测性能,找出该条件下的可观测矩阵条件数最小的3个不可观测变量.采用了自适应Kalman算法和常规Kalman算法对简化模型进行了仿真比较.仿真结果表明前者比后者滤波收敛快.进而提出了一种基于Elman神经网络的快速对准方法.     

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.      

新型快速传递对准方法

针对惯性导航系统的动基座传递对准问题,提出了速度加姿态加角速率组合匹配法.用来自主、子惯导的3组参数信息作观测量,通过卡尔曼滤波法迅速准确地估计出失准角及安装误差角等状态量,以便精确地对子惯导系统进行初始化.根据传递对准的基本原理,设计了载体结构挠曲运动统计模型,建立了状态方程及量测方程.同条件仿真结果表明:这种方法与速度加姿态匹配和速度加角速率匹配的对准精度相当,但估计速度约为这两种方法的2倍.可用于机载或舰载战术导弹武器系统,有效减小导航误差和制导误差.