基于捷联惯导的航空矢量重力测量的降阶滤波算法

捷联惯导系统(SINS)在航空矢量重力测量中的基本功能是比力测量,但是纯惯导不能满足精度要求,因此通常采用卡尔曼滤波SINS/DGPS组合导航来提高比力测量的精度。通过误差状态可观性分析设计一种新的降阶滤波算法,该算法使得比力测量分系统的概念更加明晰,并通过仿真验证新算法的正确性。

基于SINS/GNSS的航空矢量重力测量数据处理方法研究

航空矢量重力测量是未来高效测定中高频地球重力场信息的先进技术,与地面重力测量、海洋重力测量和卫星重力测量技术相互补充。本文介绍了基于捷联惯性导航系统/全球卫星导航系统(SINS/GNSS)的航空矢量重力测量的原理,重点讨论了航空矢量重力测量的数据预处理、数据归算、带限地形影响、向下延拓及大地水准面确定等问题,为发展我国航空矢量重力测量技术提供参考。

SINS/DGPS矢量重力测量系统滤波技术研究

以单通道捷联惯性导航系统的速度误差和姿态误差方程为状态方程,以陀螺仪误差和垂线偏差为过程噪声,以DGPS的速度与捷联惯导的速度之差为观测量,建立Kalman滤波模型,经滤波得到高精度实时导航信息。从导航信息中提取水平重力信息,进而得到垂线偏差。对高精度惯性元件构建的惯导系统进行数值仿真,仿真结果表明,组合系统可以有效提高实时导航和姿态精度,经50s平均后,可以得到精度为2″的垂线偏差。

航空矢量重力测量中科里奥利加速度对测速精度要求分析

首先论述了航空矢量重力测量中科里奥利加速度的计算模型,给出了科里奥利加速度改正对水平、垂直速度要求的分析模型。数值表明,在低纬地区欲达到1mGal的科里奥利加速度的精度,要求速度的精度为5 cm/s左右;依据实测数据,目前GPS测得的载体速度精度为0.3mm/s,完全能够满足航空矢量重力测量对科里奥利加速度改正的要求。

航空矢量重力测量水平分量向下延拓的输入输出法

研究航空矢量重力水平分量向下延拓的输入输出法,并以EGM2008计算的东向分量为例进行仿真实验,在不同的噪声水平下对比分析单输入单输出法和双输入单输出法的向下延拓效果。实验结果表明,当东向分量的精度为1.5mGal时,单输入单输出法和双输入单输出法均能实现稳定向下延拓;当东向分量的精度为6mGal时,单输入单输出法的延拓效果不可靠,而双输入单输出法能实现稳定向下延拓。

航空矢量重力测量中的坐标转换

文章详细推导了航空矢量重力测量中飞机运动速度和加速度在载体坐标系、当地水平坐标系、地固坐标系和惯性坐标系之间的转换公式，公式表明飞机在惯性系中的加速度不仅包含飞机本身在当地水平坐标系中的运动加速度还包含飞机运动和地球自转引起的加速度。通过实际计算结果表明飞机以100m／s速度飞行时引起的加速度可达200mgal以上，地球自转引起的加速度达到2000mgal以上，因此在估计重力扰动时必须顾及这两项影响。

航空矢量重力测量中姿态误差的分析

本文首先给出了航空矢量重力测量的数学模型，并依此得出了扰动重力矢量的误差模型。重点研究了平台式和捷联式两种情况下姿态误差对扰动重力矢量的影响，并得到了一致的姿态指标。水平姿态误差应小于0．2″，垂直姿态误差应小于10″，对航空矢量重力测量的发展具有一定的指导意义。

矢量重力测量系统的仿真

基于矢量重力测量数学模型,仿真了一段5000s的飞行过程,模拟了其SINS/GPS数据。详细描述了捷联惯性导航系统(SINS)中加速度计和陀螺数据仿真的方法,并给出了求解扰动重力的算法。仿真结果显示卡尔曼滤波器能有效地抑制误差积累。仿真的SINS/GPS数据可用于航空矢量重力测量的算法研究。

航空矢量重力测量中载体加速度矢量的确定

首先推导了当采用相位时序差分法时利用双差观测量确定载体加速度的数学模型,理论上分析了加速度的确定精度。然后应用CHAGS的试验数据,分析出静态测量和动态测量时加速度矢量的确定精度可以达到亚毫伽级,与理论上的分析一致。可见,完全能够满足航空矢量重力测量的精度要求。

航空矢量重力测量水平分量的带限直接地形影响

基于第二类Helmert凝聚法的级数展开式,独立推导了航空矢量重力测量水平分量带限直接地形影响的计算公式。在中国西部山区选取了两条沿纬圈方向4000 m航线高度上的航线,采用3″×3″的数字高程模型基于解析核计算了水平分量的直接地形影响,经低通滤波后与基于带限公式计算的地形影响进行比较。数值计算结果表明,二者吻合较好,本文给出的带限地形影响公式可用于航空矢量重力测量水平分量的地形归算。

航空矢量重力测量中有限冲激响应低通数字滤波器的设计

基于窗函数法和切比雪夫逼近法设计了两类适用于航空矢量重力测量的有限冲激响应（FIR）低通数字滤波器。先采用模拟高度数据验证了滤波器的性能,然后对实测静态GPS数据进行了低通滤波处理,并详细分析了滤波器的相位延迟和边界效应等影响。结果表明：①在相同的设计指标下,依照切比雪夫逼近法所设计的滤波器比采用窗函数法设计的滤波器具有更好的低通滤波效果;②对于静态GPS测量数据,依照切比雪夫逼近法所设计的滤波器能以±（1-2）mGal（1 mGal=10^-5 m/s^2）的精度确定垂直加速度,以优于±1mGal的精度确定水平加速度。

基于重力矢量测量的惯性平台摇摆动态精度测试方法研究

为了准确高效地评估高精度惯性平台的摇摆动态精度,提出了一种基于重力矢量测量的惯性平台摇摆动态精度测试方法。惯性平台台体在摇摆过程中稳定在惯性空间,通过安装在平台台体上的3个正交方向的石英加速度计测量重力矢量,重力矢量在台体上的投影角直接反映平台台体的姿态变化,根据测量方法误差及石英加速度计输出特性进行姿态解算,并通过计算惯性平台动静漂移率之差得到惯性平台的摇摆动态精度。惯性平台的摇摆试验结果表明,基于重力矢量测量的惯性平台摇摆动态精度测试方法稳定性好、可信度高,并在误差控制方面明显优于传统的摇摆测试方法。

捷联式航空重力矢量测量低频误差机理和修正

捷联式航空重力仪除了可以实现对重力标量的测量,还可以测量重力的矢量信息。但是在捷联式航空重力仪测量得到的水平分量中存在较大的低频误差。从理论上分析了捷联式航空重力仪水平分量中低频误差的产生机理,并利用地球重力场模型计算值来代替存在误差的低频部分。试验结果表明,在测量空间分辨率4.8 km的条件下,捷联式航空重力仪测量得到的重复测线北向分量的均方差由16.95 mGal改进为2.53 mGal,东向分量的均方差由5.43 mGal改进为2.99 mGal。

航空重力测量数学模型及其测量精度分析

基于数学和分析力学角度分别推导了航空矢量重力测量的数学模型,得到了一致的模型公式;给出了矢量模型的3个分量形式,其中垂直方向的分量就是标量重力测量的数学模型;简要介绍了我国研制成功的航空标量重力测量系统CHAGS的数据处理的过程,分析了标量重力测量中测线交叉点和重复测线的重力异常的精度;根据实测数据计算的结果表明:测线交叉点重力异常不符值的标准差约为5×10-5ms-2左右,重复测线的内符合精度优于5×10-5ms-2,达到了预期的要求。

捷联式航空重力扰动矢量解算及误差补偿

介绍捷联式航空重力矢量测量的基本原理,利用波数相关滤波(WCF)、比力线性校正的方法对重力扰动的水平和垂向分量进行误差补偿,评定内符合精度。对国产捷联式航空重力矢量仪的某次试验数据进行处理,以验证和评估航空重力矢量仪的性能。结果表明,在半波长分辨率为7.5km时,6条重复测线的重力扰动水平分量经波数相关滤波处理后,东、北向分量的平均内符合精度分别从9.77mGal、9.18mGal提高到5.95mGal、3.83mGal;对比力的垂向分量线性校正后,将解算的重力扰动垂向分量再用WCF方法处理,其平均内符合精度从1.27mGal提高到0.59mGal。

航空重力矢量测量数据的外符合精度评估

推导了斯托克斯函数非奇异的严密直接赋值模型,在此基础上,采用某物理大地测量试验区的实测地面重力数据,实现了对我国首套航空重力矢量测量系统的外符合精度评估.实验结果表明:新推导模型的积分核函数离散化误差明显小于经典赋值模型,利用该模型评估的航空重力矢量测量数据的外符合精度,水平分量优于8.5 mGal,垂直分量优于3 mGal.

利用B样条确定航空重力载体加速度的方法研究

介绍了B样条最小二乘法的基本原理,利用3阶B样条最小二乘法给出了包含拟合、数值微分、平滑等功能的计算方案。利用该计算方案对航空重力测量的GPS速度数据以及构造的模拟速度数据进行处理得到平滑后的加速度值。经分析,该计算方案能够简捷地去除高频噪声影响,有着良好的平滑效果。