卡尔曼滤波在某型组合导航系统模拟器中的应用

为提高某型GPS／INS组合导航系统模拟器模拟数据的真实性和飞行软件包、GPS模拟器、组合导航系统模拟器三者交联的有效性,在该模拟器中设计了卡尔曼滤波器。文中在介绍模拟器工作原理的基础上,建立了GPS／INS位置与速度组合方式下的卡尔曼滤波器的状态方程和量测方程,用U-D分解法建立了卡尔曼滤波方程,给出了纯惯导及组合后系统的位置与速度误差仿真曲线,并对仿真结果进行了系统测试,最后与其它模拟器进行了组网导航训练测试。     

动态传递对准与导航一体化半物理仿真研究

在机载设备惯导系统的工程实现过程中,研制半物理仿真系统具有重要的意义和实际应用价值。文章从机载设备惯导系统实际工程应用出发,研究了动基座下快速传递对准和高精度捷联姿态解算的实现方法,基于＂比力差积分＂匹配传递对准算法,及一种改进的四阶龙格库塔捷联姿态算法,设计并实现了基于DSP微型导航计算机的动态传递对准与导航一体化半物理仿真系统。半物理仿真结果表明：系统工作稳定可靠,传递对准和捷联解算精度能够满足低动态下机载设备惯导系统的性能指标。     

GPS/SINS全组合导航系统的姿态组合算法

利用卡尔曼滤波的GPS/SINS全组合导航系统中,将IMU量测的平台误差角简单的近似为姿态误差角,会带来较大的数学模型误差。文章通过分析姿态组合算法中平台误差角与姿态误差角物理意义的不同,得到了二者相互转换的关系式;从实际应用的角度出发,采用对观测向量预处理的方法,对姿态组合算法进行了改进,从而消除了数学模型误差,并且很容易进行工程实现。仿真结果表明使用改进后的姿态组合算法能够有效的提高全组合导航系统的精度。     

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。     

低成本无人机机载记录仪设计与应用

针对市场上现有记录仪采集串行口通道数少,采集速率低,且价格昂贵等问题,提出了基于PC104单板机为架构的INS/GPS组合导航设备数据采集系统设计方案,给出了设计原理、系统组成以及实现方法。飞行试验结果表明该记录仪具有存存储容量大、高采样率,多串口通道,体积小和成本低等特点,满足了对INS/GPS组合导航设备进行性能评估的需要。     

H∞滤波及其在惯导地面自对准中的应用

在理想条件下,卡尔曼滤波技术应用于惯性导航系统的地面初始对准可实现快速对准并且具有较精度,然而在系统模型和统计特存在不确定性的条件,Ｈ∞滤波可有效地解决卡尔曼滤波应用受到的限制,不仅估计精度高。     

多弱连接扇形超流体干涉栅陀螺的性能分析

针对传统超流体干涉栅陀螺中梯度热相位的引入使得角速度信息被无用信息淹没而不易提取的突出问题,提出了一种无梯度热相位的多弱连接扇形超流体干涉栅陀螺结构,并对该陀螺的精度和灵敏度性能进行了深入的研究。首先在明晰了干涉栅结构中梯度热相位形成机理的基础上,设计了无梯度热相位且相邻干涉环路面积相等的新型干涉栅陀螺结构。其次建立了该陀螺的数学模型,验证了陀螺敏感角速度的过程。最后对该系统的角速度检测范围和灵敏度进行了深入分析,探究了敏感面积、薄膜面积、约瑟夫森频率、微孔数目和弱连接数对超流体干涉栅陀螺检测角速度的影响,通过仿真对比分析,验证了该结构陀螺的超高精度、超高灵敏度性能。     

组合导航系统的可靠性分析

针对ＧＰＳ／ＩＮＳ／ＲＡ组合导航系统的组合方案，应用故障树分析法（ＦＴＡ）对该系统的可靠性进行分析。分别建立了以组合导航系统故障作为顶事件的故障树以及以高度通道故障作为顶事件的故障树，从而为分析组合导航系统的可靠性提供了直观而有效的分析方法。在所建立的故障树基础上推导系统可靠性数学模型，并应用马尔科夫过程理论分析可维修组合导航系统在组合传感器这一级的各种状态，建立了状态转移图，推导出这一级的有效度     

空中平台方位误差修正技术研究

平台方位误差的估计补偿是巡航导弹中制导组合导航的一项关键技术。通过短时机动飞行，采用惯性／位置组合导航卡尔曼滤波估计方法，实现对平台方位误差的空中估计修正。横向“Ｃ”形或“Ｓ”形转弯可增大方位误差的可观测程度，从而迅速估计出平台方位误差。文中首先建立组合导航系统机动飞行段的简化数学模型，讨论了简化条件，给出了相应的滤波算法（ＭＫＦ），不同类型的计算机模拟仿真证明平台方位误差修正精度可达到４～５＇。所得结论对巡航导弹惯导／地形匹配、惯导／ＧＰＳ组合导航技术研究有实用意义。     

GPS/IMU组合导航系统中杆臂效应分析

Disturbance specific force caused by the lever arm ef-fects in integration navigation system is investigated,Navigation errors eaused by the lever arm effects have been demonstrated under three flinght scenarios of the air-craft.Analytical under three flight scenarios of the ari-craft.Analytical results show that disturbance specific force resulted from lever arm effects may become one of the major error sources while an aircraft undertakes the maneuvers,and mavigation errors caused by the lever arm effects accumulate rapidly with time.Therefore,a com-pensation method must be taken into account to eliminate the disturbance specific force caused by the lever arm ef-fects in integration navigation system.