基于光学辅助标定的机载惯导初始对准关键技术

针对当前航空兵部队飞机执行作战、训练任务出动快速,急需提升机载惯导系统初始对准时间和精度的需求,提出一套适合机载惯导系统快速对准的新体系结构方法,包括基于光学辅助标定的载机航向角测量基本原理、工作流程、测量算法及算法误差分析。基于上述技术与方法,从算法实现精度角度,对算法涉及的关键指标进行仿真验证,为光学辅助系统设计与系统部队使用精度提升提供了技术支撑。

光学辅助机载惯导航向测量系统设计

针对当前作战飞机惯导静基座初始对准时间较长的问题,提出一种飞机机载惯导系统初始对准新方法,在不改变惯导系统、机体结构的基础上,设计一套基于光学辅助标定的机载惯导航向测量系统,该系统经过实验室验证,可快速实现飞机航向角的初始对准,缩短机载惯导初始对准时间,提升机载惯导对准精度,对于提升飞机快速出动能力具有重大意义;同时,系统体积小、构造简单、操作方便、易于携带,可推广应用到飞机机务惯导初始对准工作,军事和经济效益显著。

惯导系统校正对机载雷达性能指标的要求

针对用机载雷达校正飞机惯导系统的方案，研究为满足校正精度应对雷达性能指标提出的要求。重点推导了雷达主要测量参数对校正精度影响的数学关系，为雷达研制方案和性能指标的确定提供了理论依据。

机载捷联惯导传递对准可视化仿真平台设计

设计机载捷联惯导传递对准效果及性能的仿真平台。通过研究传递对准惯导理论,分析各组成模块,提出用Visual c++与Matlab混合编程技术实现平台的搭建和仿真解算。种设计方案避免了用VC++建立传递对准数学模型,简化了编程的难度,同时避免了Matlab运行速度慢的缺点。仿真结果证明平台可以分析机载捷联惯导传递对准效果及性能,并能够设置惯导系统的各项仿真参数,适应不同精度的惯导系统的仿真要求,并能够规划多种航迹,用于传递对准方案的精度评估,为实际飞行中的动基座快速对准提供参考,并大大降低了传递对准仿真的工作量。

长航时机载SINS定位精度评估方法

仿真对比不同轨迹条件下的CEP计算方法,提出了长航时条件下机载SINS定位精度的评估方法。仿真长航时轨迹并进行20次纯惯性导航,对得到的水平定位误差进行独立性检验;采用依据可信度的评估法和概率圆精度评估法,对比分析简便计算法、根据径向误差率的计算法和最大值计算法;通过仿真长航时南/北轨迹和三角轨迹得到结论:最大值计算法的CEP值可信度在95%以上,且研制方风险和使用方风险的差值最小,确定适用于评估长航时SINS定位精度评估方法。

基于最大熵Kalman滤波的机载SINS自标定技术

针对在机载捷联惯导系统(SINS)自标定过程中,量测噪声呈非高斯分布,导致经典Kalman滤波性能降低的问题,该文提出了基于最大熵Kalman滤波(MCKF)的机载SINS自标定技术。该方法采用最大相关熵准则(MCC)替代经典Kalman滤波的最小均方误差准则,有效利用信号的高阶矩信息,并将其应用于机载SINS自标定系统中。仿真结果表明,在非高斯噪声条件下,该方法能够估计出机载SINS待标定参数,且算法的鲁棒性和误差项估计精度均优于经典Kalman滤波,具有一定的工程应用价值。

INS/CNS/GNSS机载高性能空中对准技术研究

为提升机载惯导空中对准精度、缩短对准时间,提出了一种基于广义序贯滤波的卫星天文辅助高性能空中对准方法。广义序贯滤波用来解决因卫星导航系统与天文导航系统输出频率不同带来的异步信息融合问题,同时增强了算法可重构性,在天文信息不可用时依然可利用卫星信息完成对准。整个对准过程分为两个阶段:一是卫星辅助大失准角修正阶段,用时90s;二是卫星天文辅助精对准阶段,用时30s。在真实飞行轨迹条件下对该算法进行了验证,结果表明:对准时间可缩短为2min,同时航向角对准精度可提升到0.004°,所提空中对准方法在很大程度上提升了武器装备的快速反应能力和精确打击能力,具有一定的工程意义。

光导航漫谈

人类的文明史是同导航技术的发展密切联系的。在20世纪30年代无线电导航技术问世前的2000多年里,天文导航一直是人们唯一可用的导航手段。我国明代著名航海家郑和"七下西洋",就是使用了简单的测角仪,测量从水平线到星体的仰角,从而来为自己的船队定位,这种导航方法在历史上被称为"牵星过洋术"。顾名思义,天文导航就是借助观测仪器来观测星光,确定取观测星体的高度角和方位角,经计算得到航行体的位置与航向,最终实现导航。天文导航也被称为星光导航,最早被用于航海,以后逐步用于远程超音速飞机、核潜艇与潜射导弹以及进入空气稀溥的高空或飞出大气层的飞行器等。