基于笛卡尔坐标系的高纬度惯性导航方法研究

针对地球经线的快速收敛而产生的高纬度地区的惯性导航定位精度降低问题,提出一种适用于高纬度地区的笛卡尔坐标系下的惯性导航方法。阐述了球面投影下的笛卡尔坐标系的建立方法,分析了笛卡尔坐标与准笛卡尔坐标之间的关系,阐述了新建立的笛卡尔坐标系下的惯性导航方法,对船舶的速度、位置和误差进行了推算。建立了高纬度导航模式与传统导航模式的切换模型。由理论推导可见,采用提出的笛卡尔坐标系进行惯导系统的导航能够提供船舶在高纬度地区的准确的位置及速度信息。     

RLG INS/GNSS极区组合导航方法

针对航空飞行器跨极区飞行,导航坐标系转换导致滤波器结构变化,进而影响导航精度的问题,提出了基于协方差变换的环形激光陀螺惯导/全球导航卫星系统算法(Ring Laser Gyroscope Inertial Navigation System/Global Navigation Satellite System,RLG INS/GNSS).通过建立地理坐标系、格网坐标系下系统误差状态及其协方差的转换关系,设计了具有全纬度适用性的组合导航滤波器,并通过跑车实验以及半实物仿真实验对算法的有效性进行了验证.实验结果表明,协方差变换算法可以有效解决导航坐标系转换导致的滤波不稳定问题,相较于无协方差变换,系统状态误差减小一个数量级.     

基于天通卫星的天线精确对星角度算法改进

基于板载惯导模块的高精确度接收机提供的定位信息和姿态信息,通过旋转坐标系的方法,推导出地理坐标系下天线对星角度,并对现有的天线对星数学模型进行改进,引入地球卯酉圈曲率半径和天线高度,提高了地理坐标系下天线指向角度的精确度。另外,引入姿态信息,建立载体坐标系下天线对星角度模型,减少载体姿态变化带来的影响。最后通过仿真实验表明,改进的算法在一定程度上提高了对星角度的精确度。     

主动雷达与惯导设备安装夹角的标校

针对主动雷达与惯导设备安装夹角引起的测角误差问题,提出了一种高效、高精度的标校方法。采用差分全球定位系统(Global Positioning System,GPS)分别测量目标和雷达在大地坐标系中的位置信息,并转换到目标地理坐标系中;同时通过雷达和惯导测量的雷达坐标系下的目标角度、距离信息,建立目标地理坐标系和雷达坐标系的转换方程,计算出雷达和惯导在目标地理坐标系下的安装夹角。性能分析和仿真结果表明,在确保差分GPS坐标、惯导输出姿态角和雷达测量角精度的条件下,所提方法能有效和高精度的测量出安装夹角。该方法通过了外场试验标定和机载试验验证,可推广到车载或机载雷达与惯导设备的安装夹角标校中。     

导弹制导飞行坐标系与载机惯导测量坐标系转换关系研究

为实现先进的复合制导、主动雷达型空对空导弹弹上捷联惯导在发射前的动基座对准和导弹发射后的制导飞行，要求建立一个导弹惯性坐标系；但载机的运动参数是由载机的惯导系统测量的，惯导系统的测量坐标系与导弹惯性坐标系是不相同的，因此运动参数要进行坐标系的转换。本文对这两者之间的转换关系作出了详尽的研究。     

惯性系下GPS/SINS紧组合导航算法研究

针对新一代远程空空导弹的特点,研究了在导弹发射惯性坐标系下,基于伪距/伪距率的GPS/SINS紧组合导航算法,推导了该坐标系下的惯导一阶误差传播方程,建立了该坐标系下GPS/SINS组合导航系统的状态方程和量测方程,并进行了相关数学仿真验证。仿真结果表明,在该坐标系中GPS/SINS紧组合导航算法有较高的导航精度。     

固定区域平滑及其在惯导初始对准确度评估中的应用

对紧急起动下的坦克车载捷联惯导系统对准精度进行评估,即利用卡尔曼滤波技术把导航坐标建立时刻的惯导导航坐标系偏开所要求的导航坐标系的误差角估计出来,这对于分析惯导系统的导航精度具有重要的意义。     

高动态条件下增量惯导信息辅助的空地红外弱小移动目标检测算法（特邀）

红外弱小移动目标检测技术是计算机视觉的研究热点和难点。针对机载高动态条件下的空地目标检测存在的场景变化动态、背景干扰强度大、目标运动规律未知等挑战,提出了一种新型的基于增量惯导信息辅助的空地红外弱小移动目标检测算法。为了解决传统惯导信息预测的漂移误差问题,提出了增量惯导信息概念,设计了增量惯导信息的位置预测模型,实现了对目标点的准确预测。构建了基于增量惯导信息辅助与背景差分的移动目标检测框架,通过增量惯导信息对不同位姿下的成像进行校正,引入基于爬山法互相关匹配算法计算校正后图像的平移参数,采用高斯加权对背景图像进行估计,最后通过图像分割检测弱小移动目标。仿真实验验证了文中设计检测算法的有效性和精确性。     

基于GPS基准点的航空吊舱垂直下视目标定位方法研究

传统的无人机目标定位技术要求在外场对惯导基准,减振器基座和光电平台坐标系之间进行复杂的标校,利用空间坐标系转换理论对地面目标进行定位。但由于各坐标系之间标校的偏差和飞机经纬度的误差,使得定位结果精度较低。航空吊舱采用惯导系统和光电转台固联的安装方式,可以彻底消除减振器带来的误差。光电转台在垂直下视状态下,利用飞机海拔高度和激光测距值就可以算出目标点海拔高度。同时利用目标点和GPS基准点之间的像素关系并结合基准点地理经纬度可以准确计算出目标点的GPS坐标。通过仿真实验可以看出航空吊舱在垂直下视模式下,基于GPS基准点进行地面目标定位的方法可以得到较高的精度。相比空间坐标变换的定位方法节省了复杂的系统标校过程,简化了算法公式,不仅提高了定位精度,还增加了解算的实时性。     

神经网络在地-地导弹惯导系统初始对准中的应用

以地-地导弹的惯导系统为研究对象,分析了传统方法在惯导系统初始对准方面的缺陷.针对惯导系统的非线性及实时性等方面的要求,考虑到神经网络所具有的函数逼近性能,扩展Kalman滤波(EKF)所具有的最优估计性能的特点,提出了基于扩展Kalman滤波的神经网络应用技术.应用扩展Kalman滤波对多层神经网络的非线性离散时间系统进行算法训练,在获得的所有观测数据中找到状态(权值)的最小方差估计.在假定的地理坐标系下,对地-地导弹的惯导系统地面自对准的非线性状态方程,应用Matlab对基于EKF的神经网络方法和传统的Kalman滤波方法进行了仿真,对仿真的结果进行了对比分析.     

舰船惯性导航系统试验方法研究

本文介绍了惯性导航方法试验的技术特点、试验需求以及试验方法,提出了试验中相关的关键技术问题,并进行了详细的分析说明与处理,对惯性导航系统试验具有重要的作用和意义。     

机载惯导系统减振设计

为了保证机载惯导系统的性能和可靠性,减振系统的设计至关重要。本文根据机载惯导系统的使用环境,提出了系统对减振系统的要求,并针对平台式惯导系统和捷联惯导系统, 建立了相应的系统振动动力学模型。在总结减振系统设计指标的基础上,提出了机载惯导减振系统的设计方法,包括减振系统结构形式的选取、减振器材料和结构的确定、减振系统固有频率的确定以及阻尼特性设计等。按照设计方法,给出了一个平台惯导减振系统设计实例,该减振系统满足系统需要。     

HRG旋转方位平台惯导系统频域导航算法

为提高HRG平台惯导系统的自主导航精度,提出在频域中对HRG旋转方位平台惯导系统进行导航解算,以解决其存在较大的旋转效应及划桨效应误差的问题。算法基于傅里叶变换对惯性仪表离散信号进行重构,经比力和坐标变换矩阵频域转换、频域卷积运算及傅里叶反变换后实现了用解析积分来代替数值积分,有效降低了常规时域导航算法速度求解中的时移影响。仿真结果表明,算法能够有效抑制旋转效应及划桨效应误差,提高系统的导航精度。     

舰艇惯性导航技术应用与展望

惯性导航系统是舰艇导航系统的核心装备，是舰艇实现自主安全航行和舰载武器系统对敌方进行精确打击的主要手段。以惯性导航技术的发展历程为基础，简述了以激光惯导为代表的惯性导航系统的原理与需求，综合阐述了国外舰艇惯性导航技术的发展和应用概况，并对国外发展应用情况进行了对比分析，对舰艇惯性导航技术及系统的未来发展方向予以展望。     

激光陀螺捷联惯性导航系统IMU误差标定

针对激光陀螺捷联惯性导航系统惯性测量单元(IMU)误差标定对转台精度、基座对北和调平要求较高,以及系统工作时激光陀螺抖动、长时间工作温度升高、算法复杂等因素,提出了以速度为观测量,采用以最小二乘拟合法的系统级标定法。通过三轴转台多位置测量：静止 转动 静止,快速辨识三轴激光陀螺和三轴加速度计正交安装误差、传感器零偏、刻度因子等24个误差参数,整个标定过程时间约2 h,多位置对准航向、横滚、俯仰测试精度优于0.012°。实验表明,采用该方法算法简单,操作过程便捷,可以有效提高激光陀螺捷联惯性导航系统IMU精度。     

基于自适应阈值的行人惯性导航零速检测算法

在基于微机电系统(MEMS)的行人惯性导航中零速区间检测算法是制约导航位置解算误差增长的重要因素。针对利用固定阈值实现零速检测算法在不同运动状态下存在检测适应性差的问题,根据行人步态特征以及周期性零速规律,以合加速度和合角速度为检测数据,提出了一种基于自适应阈值的零速检测算法。利用检测数据在运动状态下的动态特点及统计特征,根据获得的运动状态信息更新零速区间检测阈值,以适应在不同运动状态下实现准确的零速区间检测。实验表明,自适应阈值算法对零速区间可以进行精确检测,零速检测准确率达到98%。检测结果用于导航定位解算的误差率小于1.5%。     

火箭弹MEMS陀螺捷联惯导系统

火箭弹正朝着远程化、精确制导化方向发展,制导装置是其中的核心.该文采用微机电系统(MEMS)陀螺、石英挠性加速度计、高动态GPS接收机、高速导航计算机等硬件及捷联惯性导航和卡尔曼滤波算法,研制了小型捷联惯性/GPS组合导航系统.该组合导航系统具有体积小,精度高,成本低等特点,试验表明该惯导系统可以满足增程火箭弹制导要求.     

Mesh自组网与惯导组合的班组协同定位算法研究

采用单一低精度惯性传感终端完成定位解算将导致定位精度发散,定位信息回传覆盖范围小,且传输易受干扰,因此,该文提出了一种Mesh自组网与惯导组合的班组协同定位方法。该方法建立的一种基于线性化卡尔曼滤波的班组协同定位算法模型,以高、低精度惯导组合的班组协同为基础,结合Mesh网络的通信传输功能,可抑制单一低精度惯性传感终端的短期累积误差,提高长航时定位精度。实验结果表明,采用班组协同定位算法,低精度惯性班组人员定位的闭环轨迹误差分别降低3.28%和3.2%,30 min累积定位平均误差分别降低5.82%和643%,有效抑制了单一低精度惯性定位成员的短期累积误差,提升了班组整体的定位精度。     

惯导系统转位条件下的误差特性分析

捷联惯导传感器不像平台惯导传感器,固定在选定的坐标系中,需要承受运载体在其全程飞行轨迹上产生的航向和姿态变化,因此捷联惯导性能在很大程度上取决于运载体的动态激励。本文重点分析了捷联惯导方位转位条件下的误差传播特性,并从时域和频域两个角度阐述了捷联惯性导航系统性能与此类运动的相关性,具体说明了捷联惯导舒拉蹦效应与旋转调制误差抵消效应的内在关系。