基于MEMS传感器的微惯性导航系统研究

针对惯性导航系统成本较高无法广泛使用,设计了一种利用电子罗盘进行自主式初始对准的低成本微惯性导航硬件系统,并对信号进行预处理;经过罗差修正后的电子罗盘精度达到±1°以内,可以满足捷联式导航系统初始对准要求,借助"四元数"理论编写导航解算算法,确定载体的姿态、速度、位置;实验结果表明,该系统短期精度较高,可以应用在普通导航控制系统中,且大大降低系统的体积、重量、成本等,具有广阔的市场应用前景。

机载天文/惯性位置组合导航

为解决机载天文导航系统(CNS)的水平基准约束,实现机载天文/惯性位置组合导航,首先利用捷联惯导系统(SINS)姿态阵将天文观测坐标系下的高度角和方位角转换为导航系下的相应观测角,从而利用高度差法实现机载天文定位;为确保高度通道的可观测性,设计了气压高度表辅助的天文/惯性位置组合导航系统方案,用SINS、CNS及气压高度表冗余量测信息构成量测方程,采用Kalman滤波实现对SINS位置信息的估计。仿真结果表明,由于天文导航具有较好的定位精度,通过采用气压高度表辅助的CNS/SINS位置组合系统,有效消除了陀螺和加速度累积误差,提高了导航系统的整体定位精度。速度和姿态的估计协方差曲线收敛情况表明,位置组合的卡尔曼滤波对速度和姿态的估计也有一定效果。

捷联惯导半实物仿真测试系统研究

根据当前某型防空导弹捷联惯导系统测试及仿真现状,提出了一种建立在自动测试基础之上的导弹稳定回路半物理仿真系统方案。在该方案中,采用工控机和分布式实时网络,并充分利用计算机仿真技术和虚拟仪器技术,有效地结合二者的功能,使这个系统平台既能够实现对捷联惯导系统综合测试,又能通过仿真来验证导弹控制律的优劣,成为一个高精度、多用途、具有实时自诊断功能的测试和仿真系统平台。由于系统基于模块化设计,因此具有良好的通用性和很强的可扩展性,能够通过更换适配器来完成不同型号导弹的测试和仿真任务。

基于小波和人工智能的舰载捷联系统动基座对准

将自适应神经模糊逻辑推理系统(ANFIS)应用于舰载捷联惯导系统初始对准中,为INS提供连续的位置、速度和航向信息修正量,提高系统精度并且保证鲁棒性。先利用小波做降噪处理,然后设定INS的位置、速度和航向信息为ANFIS的输入参数,经训练后输出相应修正量,样本的期望输出为经小波多分辨率分析后的结果。仿真结果表明,ANFIS方法水平对准误差在1′内,航向误差在2′内,优于同条件下卡尔曼和RBF的仿真结果。试验说明了该方法能保证舰载捷联惯导系统初始对准的有效性和可靠性。

捷联惯性制导系统的电路设计

本文通过对捷联惯性制导与平台惯性制导之间差异的分析,讨论了在进行捷联惯性制导系统的电路设计时所应注意的问题,在此基础上,用C32 DSP和可编程逻辑器件,设计了一个捷联惯性制导系统的电路。

基于有限时间收敛干扰观测器的探导控一体化设计

针对滚仰式半捷联寻的制导导弹,提出一种基于有限时间干扰观测器(finite time disturbance observer,FTDO)的探导控一体化滑模控制器设计方法。首先基于滚仰式半捷联导引头动力学模型和导弹制导控制模型,建立了全状态耦合探测、制导、控制一体化控制模型。在模型中将不确定项和误差视为干扰,通过有限时间收敛干扰观测器对干扰进行估计。对探导控一体化模型进行分块反演滑模控制律设计,并验证了控制器的稳定性。仿真结果表明,一体化控制方法提高了导弹对目标机动的响应能力和目标跟踪的稳定性,并实现了比传统级联控制方法更小的脱靶量。

基于DR/GIS组合导航的误差补偿研究

受初始对准偏差和里程仪系数误差等影响,航位推算导航误差随时间增加而变大。为此,提出一种地图匹配算法,用于精确匹配航位,利用定位误差进行车辆航向偏差角和里程仪误差补偿计算,采用反馈迭代的方法对误差进行补偿修正。实验结果表明,里程仪系数误差和动态对准精度主要受车辆行驶位移和定位精度影响,经过5次迭代修正后,里程仪系数误差得到明显降低,对准精度可达角分级,同时可以较好地抑制陀螺漂移对导航偏差的影响。

基于减空间搜索算法的IMU动态系数标定设计

为提高标定捷联惯组动态误差系数的速度,提出在惯性导航系统中建立动力学误差模型,利用卡尔曼滤波反映误差项的观测度,确定最优算法的目标函数。针对减空间搜索算法的罚函数采用遗传算法进行分析改进,在末端时,既摆脱了局部伪最优解对结果的干扰,又在接近最优解时提高辨识速度。与共轭梯度法的求解时长进行比较,验证了改进减空间搜索算法对动态系数标识的高效性,有效解决捷联惯组动态误差无法快速补偿的问题。