车载捷联惯导与里程计组合导航技术研究

惯导的误差随着时间增长是积累的,可采用里程计辅助捷联惯导构成纯自主的车载组合导航系统.利用捷联惯导的速度和里程计测量的速度之差作为观测量,通过卡尔曼滤波技术校正惯导的导航参数,可以有效地抑制惯导误差的积累,提高导航参数的精度.本文推导了组合导航系统的模型,从理论上用特征值方法分析了系统的可观测度,进而设计轨迹进行了仿真...     

捷联惯导与里程计组合导航系统标定方法研究

捷联惯导/里程计组合导航系统中,里程计的刻度系数和相对惯组的安装误差角的标定是影响组合导航精度的关键因素.根据工程应用情况,提出经典标定方法和卡尔曼滤波标定方法,并对两种方法进行比较.在标定出刻度系数和安装误差角后,将该数据装订到惯组中进行车载试验验证,将里程计解算的速度和位置与GPS实测值进行比较.试验结果表明:跑车...     

弹道导弹捷联惯导/天文组合导航方案研究

通过分析捷联惯性导航和天文导航的特点,提出利用扩展卡尔曼滤波方法融合捷联惯导和星光测量信息以提高弹道导弹落点精度的可行方案。研究了捷联惯导系统误差模型,建立了滤波误差状态方程和星敏感器原始信息测量方程。星敏感器从发动机关机后开始工作,在滤波过程中对捷联惯导测量误差进行了反馈校正。仿真结果表明,星敏感器开始工作后导弹的位置、速度和姿态误差的方差立即减小,导弹的落点精度也大幅度提高。     

惯导/北斗/里程计一体化紧组合导航方法研究

当前,主要通过采用惯导/卫星导航组合或者惯导/里程计组合的方式来实现 车辆的定位定向;卫星信号良好时,惯导系统与卫星导航组合实现车辆定位定向,当卫 星导航信号不好甚至没有信号无法正常工作时,惯导系统与里程计组合实现车辆定位定 向。提出一种惯导/卫星导航/里程计三者的一体化组合方案,针对惯导、北斗、里程计 这三项测量设备构成的组合系统建立了统一的误差状态模型、组合量测模型以及反馈修 正模型,并通过卡尔曼滤波器来实现三者的一体化紧组合,这种惯导/北斗/里程计一体 化的紧组合方式,能更好地实现三者信号之间的充分交流与融合。将这种一体化紧组合 方法与传统的惯导/北斗组合、惯导/里程计组合方法进行了仿真比较,结果表明：惯导/ 北斗/里程计一体化的紧组合方法能更加快速、准确得到传感器误差（ 包含惯组误差、 北斗误差、里程计误差）的在线估计,更能有效提高各传感器的测量精度。     

车载捷联惯导双里程计组合导航方法研究

针对当前车载捷联惯导与里程计组合导航时，将里程计安装在车底盘左侧或右侧位置而造成的导航误差，以及里程计信息未能真实反映车体中心的实际运行状态，研究了一种车载捷联惯导/双里程计组合导航方法。该方法分别在车底盘左侧和右侧位置各安装了一个里程计，将双里程计信息作为量测量，设计了组合导航融合算法进行Kalman滤波组合导航。在导航过程中对双里程计信息进行χ２检测，以避免车体作大转弯运行或有外部干扰时引起的里程计信息异常。跑车试验结果表明，该融合算法能使定位结果得到最优融合，定位误差整体减小到20m以内，最大处减小6m，离线分析进一步证明了该融合算法的有效性。     

基于联邦滤波的惯导/北斗/里程计紧 组合导航算法研究

针对地面载体长时间复杂应用环境对导航系统精确性和可靠性的要求,提 出一种基于联邦滤波器的惯导/北斗/里程计紧组合导航算法。在分析惯导、北斗、里程 计导航系统特点的基础上,建立了组合导航系统的误差状态模型和量测模型,采用联邦 滤波器实现了三者的紧组合容错系统设计,分别对子系统无故障、北斗及里程计出现故 障情况下进行仿真验证。结果表明,将联邦滤波理论应用于惯导/北斗/里程计紧组合导 航系统可以提高导航性能和系统的容错能力。     

舰载光纤陀螺捷联惯导系统传递对准技术研究

本文提出了基于中高精度光纤陀螺捷联惯性导航系统传递对准设计方案,以"速度"+"姿态"为量测量,建立了卡尔曼滤波器误差模型和系统观测模型,完成了传递对准算法设计.通过仿真和船载动态试验,验证了传递对准方案可行性;船载试验结果表明光纤陀螺捷联惯导系统传递对准精度较高,技术指标满足工程应用要求.     

捷联惯导系统算法新动态

本文介绍捷联惯导系统算法新动态以及国外最新报告的有关资料。     

无陀螺捷联惯导系统

阐述了无陀螺捷联惯导系统的原理,推导了其力学编排方程,提出并论证了提高载体角速度的计算值精度的方法。从而得到了适于工程应用的无陀螺捷联惯导系统方案,对该方案进行了计算机仿真计算。得到了满意的结果。     

捷联惯导系统发展及其军事应用

从20世纪80年代开始,以激光陀螺和光纤陀螺为代表的捷联惯导系统逐步进入实用阶段,为高新技术武器装备的革新改造打下了坚实技术基础。本文主要介绍捷联惯导系统的组成、原理、特点、发展趋势及其在航空军事领域中的主要应用。     

无线电辅助捷联惯性导航系统的设计及工程实现

为确保飞行器在没有GPS（全球定位系统）信号的情况下仍能保持高精度导航能力,在SINS（捷联惯性导航系统）/GPS/Altimeter（高度表）组合系统的基础上,设计了Radio（无线电）辅助SINS组合导航系统。该系统通过一定的组合算法将SINS与无线电信息有效组合,不仅可以满足系统精度的要求,而且工作可靠、输出信息平滑稳定。本文介绍了该系统的原理、设计方案、组成以及工程技术难点。飞行试验结果显示该系统能够满足设计精度要求,为系统在恶劣条件下的应用提供了一个有效的解决方案。     

车载高精度里程计辅助捷联惯性组合导航系统设计与实验

GPS导航系统虽然精度高、成本低,但易受到工作环境的限制。针对特殊应用环境(如煤矿)提出了一种可工作于复杂环境下的高精度里程计组合导航系统。经过分析、仿真、实验验证,结果表明在无GNSS信号的情况下,所设计的里程计组合导航系统可完成长时间(>1h)、长距离(300m)且高精度(相对误差仅为0.526%)的导航。     

高空长航时无人机SINS/CNS组合导航系统仿真研究

根据高空长航时无人机的特点研究了SINS/CNS组合导航系统并进行了仿真。研究了分段定常系统(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问题,并提出了一种改进的状态可观测度分析方法,在求状态变量的可观测度时,抛开了观测量,只利用可观测矩阵进行分析,然后将该理论应用到SINS/CNS组合导航系统中,证明了其合理性与可行性,进一步根据可观测度分析的结果对系统进行反馈校正,通过仿真结果证明导航精度得到了提高。     

一种激光多普勒测速仪辅助捷联惯导在线标定方法

针对惯组长期贮存过程中陀螺和加速度计零偏漂移的问题, 提出了一种利 用激光多普勒测速仪辅助捷联惯导的在线标定方案。给出了包括激光多普勒测速仪安装 误差角和惯组安装误差角的航位推算误差方程。基于航位推算误差方程建立了闭环卡尔 曼滤波器,对惯组零偏误差、激光多普勒测速仪安装误差角和惯组方位安装误差角进行 在线标定。仿真结果表明,加速后激光多普勒测速仪安装误差角和惯组方位安装误差角 得到估计;方位角改变后惯组零偏误差也得到估计。该方法允许跑车前不用综合标定, 直接装订前一次的安装角参数,缩短了准备时间。     

捷联/星敏感器组合导航系统标定

本文基于捷联/星敏感器组合导航系统,分析了组合系统的误差标定原理,重点分析了星光敏感器安装误差的补偿原理,并设计了相应的标定方法、标定试验,给出了标定试验数据。本方法原理简单,所用仪器比较常用,方案可行性很强,不失为一种标定星光敏感器安装误差的好方法。     

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。     

基于GPS／DR的车辆导航系统研究

本文研究了GPS和航位推算系统的组合导航技术，给出了GPS／DR组合导航系统的设计方案。由GPS接收机、压电陀螺仪和车载里程仪组成的多传感器系统通过卡尔曼滤波器实现信息融合，以提高GPS／DR组合系统导航精度。同时也对GPS／DR系统的MAP图像处理、软件流程和工程实现做了简要说明。     

CNS/SINS姿态组合导航系统仿真

针对大部分飞行器导航采用地理坐标系导航,天文导航在地理坐标系下姿态解算依赖导航位置而容易发生精度发散的问题,文章研究了地理坐标系下,天文,质性姿态组合导航系统滤波算法,以有效提高导航系统的精度。首先,对天文愤性组合导航系统数学模型进行分析;然后,用Matlab软件根据实际情况设定参数并获得仿真数据,在仿真数据的基础上进行标准的卡尔曼滤波的仿真研究。仿真结果表明,当惯导与天文导航进行姿态组合后,各导航参数精度明显提高,在短期内可认为是收敛的,但仿真时间较长后,各导航参数出现缓慢的发散趋势。