旋转弹导航算法研究

首先仿真分析了传统导航算法对旋转弹的适应性,并对其局限性产生的原因进行了分析。基于此,提出了3种不同的思路,分别为基于弹体系、准弹体系和四元数运动学的四元数更新算法,并进行了仿真分析。结果表明,这3种思路对提高旋转弹导航精度都起到了有利的作用。     

Unscented粒子滤波算法在合成孔径声纳组合导航中的应用

研究了基于捷联惯导(SINS)、多普勒声速剖面仪(ADCP)的水下组合导航方法。建立了基于四元数的SINS/ADCP误差模型。针对一般粒子滤波算法中存在的粒子退化问题,对Unscented粒子滤波算法进行了研究,并应用于SAS导航模型。算法采用Unscented卡尔曼滤波(UKF)引入了最新观测量来产生粒子滤波(PF)的建议密度分布,提高了状态估计的性能。仿真结果表明:在SAS复杂的运动情况下,UPF算法比传统粒子滤波算法具有更高的精度。     

高超声速巡航飞行器中制导研究

通过分析目前应用较为普遍的几种组合导航方式,针对高超声速巡航飞行器,提出了采用捷联惯性导航系统(SINS)/GPS/天文导航系统(CNS)组合导航作为其中段制导方案,并利用四元数法进行捷联惯性导航计算,运用联邦滤波方法对组合导航进行了仿真,仿真结果表明该方案行之有效。     

鲁棒四元数无味卡尔曼滤波算法在组合导航姿态估计中的应用

针对SINS/GPS直接式组合导航姿态估计中,GPS信号易受外界干扰而引入污染观测量等问题,提出基于Huber的鲁棒化四元数无味卡尔曼滤波算法。通过研究在四元数无味卡尔曼滤波算法中引入Huber鲁棒化框架,对原算法的量测更新进行修正,增强滤波算法的鲁棒性与稳定性。以SINS/GPS位置松组合为应用背景,在不同仿真环境下,验证提出算法对姿态信息的估计效果。试验结果表明:与原算法相比,该算法具有更好的鲁棒性和稳定性。     

旋转弹侵彻钢板的数值模拟

利用LS-DYNA3D软件建立了弹靶几何模型,应用有限元程序对旋转弹侵彻钢板过程进行仿真计算,并通过与实验比较,验证了有限元方法的正确性。分析了转速对垂直侵彻和斜侵彻两种状况下性能的影响,通过比较不同转速情况下得到的速度、加速度等响应以及侵彻过程中弹体的质量损失情况,得出旋转对弹体垂直侵彻和斜侵彻具有一定的影响,为弹体结构的设计、改进和优化提供重要参考依据。     

一种基于和声搜索的改进粒子滤波算法及应用

针对传统粒子滤波算法在粒子生成阶段存在的粒子选取盲目性问题,提出了将和声搜索算法与粒子滤波算法相结合的设计思路,得到了一种改进型粒子滤波算法.随后,针对某载体的导航问题,将该算法应用于组合导航滤波并进行了仿真,仿真结果验证了所提出滤波算法的正确性和有效性.     

一种改进的扩展旋转矢量姿态算法

在分析扩展旋转矢量姿态算法的基础上,基于典型圆锥运动理论以及迭代算法的思想推导了一种面向四子样的改进扩展旋转矢量优化算法.给出了较为详细的算法推导过程和具体公式.为检验改进算法的有效性,先后采用传统的四元数法、扩展旋转矢量法以及改进算法,对载体的典型圆锥运动进行了计算机仿真研究.结果表明,该优化算法不仅改变了捷联惯性导航系统中陀螺子样的利用方式,而且提高了系统旋转矢量的计算精度以及姿态算法的实时性.     

利用实际飞行数据插值的INS/GNSS组合导航仿真轨迹发生器

针对INS/GNSS组合导航仿真中捷联惯导系统陀螺、加速度计信号高精度模拟问题,提出基于实际飞行数据插值的动态轨迹解析生成仿真算法。对转换到地心惯性坐标系中的载体姿态、位置和重力场数据进行关于时间的样条函数插值,得到载体坐标系下陀螺角速率、角增量以及加速度计比力积分增量的高精度分段解析表达式。使生成的陀螺、加速度计信号符合载体运动学和动力学特性,反映杆臂效应影响,同时与经事后处理的实测GNSS伪距、伪距率等数据特征保持一致。提出四元数约束插值算法,其可满足四元数解析插值时范数为1的约束限制条件。基于某实际无人机飞行数据,验证了所提算法的有效性,其完全满足组合导航动态仿真精度要求。该算法也适用于其他高精度高动态导航系统和刚体运动控制仿真中的角运动、线运动传感器信号模拟。     

高动态载体的捷联航姿算法仿真研究

在总结旋转四元数方法和旋转矢量三子样优化算法的基础上,以高动态栽体为对象,将2种航姿算法在Matlab环境下进行了仿真对比.仿真结果表明,在典型圆锥运动下,旋转四元数方法没有补偿不可交换误差,解算精度较低.旋转矢量优化算法在高动态栽体的航姿解算中的姿态描述是有效和适用的.     

基于实际飞行数据插值的INS/GNSS组合导航仿真轨迹发生器

针对INS/GNSS组合导航仿真中,捷联惯导系统陀螺、加速度计信号高精度模拟问题,提出了基于实际飞行数据插值的动态轨迹解析生成仿真算法。对转换到地心惯性坐标系中的载体姿态、位置和重力场数据进行关于时间的样条函数插值,得到载体坐标系下陀螺角速率、角增量以及加速度计比力积分增量的高精度分段解析表达式。使生成的陀螺、加速度计信号符合载体运动学和动力学特性,反映杆臂效应影响,同时与经事后处理的实测GNSS伪距、伪距率等数据特征保持一致。提出了四元数约束插值算法,可满足四元数解析插值时范数为1的约束限制条件。基于某实际无人机飞行数据,验证了所提出算法的有效性,完全满足组合导航动态仿真精度要求。该算法也适用于其他高精度高动态导航系统和刚体运动控制仿真中的角运动、线运动传感器信号模拟。     

CEC/SINS组合的相对导航与定位算法

针对协同作战中高动态机动平台,CEC中基本的相对导航算法会产生较大滞后误差、引起过冲现象以及惯导误差随时间累积等问题,研究了一种基于CEC/捷联惯导(SINs)组合的相对导航算法,分析并介绍了算法的基本思想和特点,并对其滤波器进行了设计.仿真结果表明:该算法弥补了惯导误差随时闱积累的不足,提高了其导航精度和稳定性.     

联邦滤波器的SINS/GNS/DVS水下组合导航

针对现有的水下导航系统不能全面满足AUV导航的需要,为了提高水下航行器组合导航系统长时间远航程的隐蔽性,可靠性及精度,提出了一种基于联邦滤波器的惯性导航系统、地磁导航、多普勒速度声纳的组合导航方案,并采用简化自适应卡尔曼算法对水下航行器组合导航系统进行误差估计,解决了传统卡尔曼滤波容易发散的问题.仿真结果表明,在SINS/GNS/DVS组合导航中采用该算法,提高了定位精度,保证了滤波的快速性,验证了该算法的可行性和正确性.     

全球卫星导航系统自主导航完好性隔离算法

全球卫星导航系统在自主导航工作模式下,为了保持星座系统的稳定,保证系统的完好性,需要对故障卫星进行及时可靠的隔离。因此提出一种基于星间链路的全球卫星导航系统(GNSS)自主完好性隔离算法,分析全球卫星导航系统故障判别方式,设计了基于星间链路的故障隔离流程,提出了基于星间测距误差和判别的故障检测及隔离算法。仿真结果表明,基于星间链路的GNSS自主完好性隔离算法,可以有效隔离故障卫星,保持星座自主导航精度,并且算法实现复杂度较小,易于工程实现。     

单轴旋转航位推算系统姿态误差补偿方法

针对水下载体在航行过程中由于旋转引起导航定位误差问题,对旋转航位推算导航系统进行误差分析,采用姿态四元数法推导了姿态误差方程,并提出将加速度计信号周期性变化提取的姿态角作为量测的姿态误差补偿方法,利用Sage-Husa自适应滤波器估计姿态误差并进行补偿,从而抑制陀螺漂移的影响.通过不同路径下的仿真研究,表明该算法能够提高单轴旋转航位推算系统姿态解算精度,在400 s时,姿态角精度可提高40％以上,定位精度提高49％.     

基于对偶四元数的单目视觉/惯性组合导航算法

提出一种适用于结构化道路的单目视觉/惯性组合导航定位算法.针对点特征匹配和连续多帧追踪受车速和相机视野制约的不足,提取道路上车道线的直线特征,引入对偶四元数描述直线特征.在基于对偶四元数的相对位姿估计算法的基础上,推导了图像特征增量与相机位姿增量的表达式.通过配准和时间同步,用惯导系统和相机分别解算的载体速度之差作为组合导航的观测量,建立kalman滤波修正组合导航系统的误差,包括相机测速标度因数误差.车载实验结果表明在结构化道路上算法是有效的.     

基于脉冲星观测的导航星座自主导航数据融合方法

为解决完全依赖基于星间观测的导航星座长期自主导航的基准秩亏问题,提出基于脉冲星和星间链路的组合导航方法。给出了该方法的基本原理。为合理分散计算,采用简化和改进后的广义联邦滤波算法来对两种观测数据进行融合。仿真试验对该方法的合理性和可行性进行了验证。     

基于MEMS器件的弹载组合导航技术

卫星/微惯导组合导航是目前弹载导航系统领域的研究热点。在深入研究弹载卫星/微惯导组合导航体系架构的基础上,分析了弹载导航的关键技术以及各关键技术的解决方案;采用适应高过载环境的微惯性元件及电路模块的缓冲保护措施,提高组合导航系统的抗高过载性能;提出卫星辅助MEMS测量信息的姿态角估计技术解决了空中对准问题,采用基于加性四元数的差量卡尔曼滤波技术,实现了卫星定位与微惯导的高精度组合。试验结果表明,该技术可有效解决制导弹药的导航问题。     

一种改进的高动态SINS姿态更新算法

为了提高捷联惯导姿态解算的精度,介绍了捷联惯导姿态更新的流程及常用方法,并提出了一种改进的等效旋转矢量姿态解算算法。对改进算法的姿态解算算法在低动态条件和高动态条件下分别进行了仿真实验,结果表明改进算法在低动态条件下的姿态解算精度和毕卡四元数法相当,在高动态条件下的姿态解算精度远高于传统毕卡四元数法。     

火箭弹载惯导误差分析

在对火箭弹载惯导进行射前标定时考虑的误差主要包括零偏误差、标度因素误差、安装误差。标定的误差参数越多,难度越大,如果能抓住影响弹丸制导精度的主要误差,将可简化标定算法,简化标定过程,提高标定效率。基于这样的思路,将飞行中的弹丸类比为旋转惯导,从误差方程入手,采用提取误差直流分量的方法对飞行中的弹载惯导进行误差分析,得出影响导航精度的主要误差参数,并仿真验证了所得结论的正确性,为后续简化标定方案提供了理论依据。     

INS/GPS/CNS组合导航系统仿真

在分析INS、GPS、CNS导航系统特点的基础上,建立了组合导航系统的误差模型,提出了一种基于联邦滤波器的INS/GPS/CNS的组合导航算法,采用平台失准角、INS与GPS的位置之差和速度之差作为观测量,对算法进行了仿真研究。仿真结果表明:通过校正惯导平台、消除导航参数误差,可以大大提高系统的导航精度。