基于凸优化技术的多目标鲁棒滤波组合导航方法

Kalman滤波在组合导航中的应用已很广泛,但是,在系统不确定情况下,误差出现发散,精度下降,采用的基于Riccati方程的H∞滤波技术对系统噪声的不确定性则具有一定的鲁棒性,但性能参数选取仅能凭经验而无系统的方法,给工程实践带来一定困难.根据现代控制理论最优控制理论思想,使用凸优化技术设计鲁棒混合H2/H∞滤波器融合高精度的GPS和CNS量测信息,解决系统不确定性问题,通过在惯性/卫星/天文组合系统中的半物理数据仿真进一步对混合H2/H∞滤波和H∞滤波算法进行了比较.仿真结果表明,真实器件噪声情况下,鲁棒混合H2/H∞滤波算法明显具有良好的精度.     

GPS星间链路技术及自主导航算法分析

介绍和分析了美国GPS系统星间链路设备配置和链路协议,并阐述了星间链路工作模式,同时,描述了GPS卫星采用的基本自主导航算法,给出了线性化卡尔曼滤波器状态向量和导出的距离测量公式,可为进一步开展仿真验证工作提供参考。     

基于卫星导航定位应用的高空气象探测系统

高空气象探测系统是人们获取地球大气层内气象信息的不可缺少的常规手段,由于受到常规手段本身的制约,探测精度、机动能力等重要指标难以得到进一步的提高;通过发展在常规手段上集成基于卫星导航定位应用模块的空间应用技术,可以极大地改善其探测精度,提高其机动应用效能,同时,也拓展了卫星导航定位应用的新的领域,促进了卫星导航定位应用产业的发展。     

波音737自动捷联惯导系统建模与仿真

分析了真实飞机上惯性导航系统的基本原理,加速度计和陀螺仪工作原理及其测量输出参数。结合航空仿真技术发展和全任务飞行模拟器样机的任务需求,在MATLAB/SIMULINK平台上构建捷联惯性导航仿真模型;利用RT-LAB平台构建分布式飞行仿真系统,实现导航外部特性的半实物仿真;建立导航数据库,用于导航计算以确定飞机即时位置以及导航台自动调谐管理。将导航系统仿真模块作为整个系统仿真中的一个节点,实现与模拟机自动驾驶仪系统进行信息交互,从而实现自动导航。     

Inner Attitude Integration Algorithm Based on Fault Detection for Strapdown Inertial Attitude and Heading Reference System

This article proposes a new inner attitude integration algorithm to improve attitude accuracy of the strapdown inertial attitude and heading reference system(SIAHRS), which, by means of a Kalman filter, integrates the calculated attitude from the accelerometers in inertial measuring unit(IMU), called damping attitudes, with those from the conventional IMU. As vehicle's acceleration could produce damping attitude errors, the horizontal outputs from accelerometers are firstly used to judge the vehicle's motion so as to determine whether the damping attitudes could be reasonably applied. This article also analyzes the limitation of this approach. Furthermore, it suggests a residual chi-square test to judge the validity of damping attitude measurement in real time, and accordingly puts forward proper information fusion strategy. Finally, the effectiveness of the proposed algorithm is proved through the experiments on a real system in dynamic and static states.     

Radio/FADS/IMU integrated navigation for Mars entry

Supposing future orbiting and landing collaborative exploration mission as the potential project background, this paper addresses the issue of Mars entry integrated navigation using radio beacon, flush air data sensing system (FADS), and inertial measurement unit (IMU). The range and Doppler information sensed from an orbiting radio beacon, the dynamic pressure and heating data sensed from flush air data sensing system, and acceleration and attitude angular rate outputs from an inertial measurement unit are integrated in an unscented Kalman filter to perform state estimation and suppress the system and measurement noise. Computer simulations show that the proposed integrated navigation scheme can enhance the navigation accuracy, which enables precise entry guidance for the given Mars orbiting and landing collaborative exploration mission.     

星间相对测量自主导航的改进容积卡尔曼滤波

针对仅利用星间相对位置测量的双星自主导航系统，提出一种基于可观度的改进容积卡尔曼滤波算法。该算法从系统可观度的物理意义出发，通过对预测协方差阵进行在线调整改善标准容积卡尔曼滤波算法对系统可观度敏感和不满足滤波拟一致性等问题。对具体算例进行数值仿真，校验了该改进容积卡尔曼滤波算法在基于星间相对位置测量的双星自主导航系统中的有效性，与标准容积卡尔曼滤波相比趋稳更快，精度更高。     

末修火箭弹抛物线比例导引的特性

基于抛物线比例导引原理,详细分析了弹道修正所需求的脉冲数。结合抛物线比例导引特性,对规定落角进行了理论分析与仿真。结果表明,规定落角越大,脉冲需求数越小,对规定落角的敏感性越大,落点修正距离会越小。提出了确定规定落角的基本原则:弹道修正段前期,规定落角主要由目标点位置决定,可根据火箭结构特点和使用环境特性,采用非线性控制系统确定;弹道修正段末期,规定落角对落点影响较小,可结合战技指标中毁伤效能要求确定。     

大气偏振光导航技术

为克服现有导航技术在战场应用中存在的不足,借鉴生物光学导航机理,开发新的导航方式,是未来导航技术研究的一个重要发展趋势。本文对自然界中的昆虫光学导航机理进行了介绍和分析,并对大气偏振光导航的发展趋势进行了探讨,提出了大气振光导航技术发展过程中需要解决的关键问题。     

无人机机载导弹落角和时间控制导引律研究

改进了一种能同时控制命中角和命中时间的修正比例导引律,将其用到无人机机载空对地导弹中,将其中的剩余时间估计加入了命中角约束的影响,旨在保证无人机机载导弹垂直命中目标的同时,使命中时间更为准确.通过对此导引律和一种仅考虑垂直命中角约束的修正比例导引律以及和改进前导引律的比较,仿真表明,此导引律使无人机机载导弹能在保证垂直...