简介：针对系统误差的不确定性可能会引起滤波精度降低或发散的问题，提出一种新的基于模型预测滤波的前向神经网络算法。首先，采用模型预测滤波估计网络在正向传递过程中的模型误差，并对其进行修正，以弥补模型误差对隐含层权值更新的影响；然后，利用模型预测滤波为神经网络提供精确的训练样本，学习待估计系统的非线性关系。将提出的算法应用于SINS/CNS/BDS组合导航系统，并与扩展卡尔曼滤波进行比较，仿真结果表明，提出的算法得到的姿态误差、速度误差和位置误差分别在[-0.25′,+0.25′]、[-0.05m/s,+0.05m/s]和[-5m,+5m]以内，滤波性能明显优于扩展卡尔曼滤波算法，表明该算法能提高组合导航定位的解算精度。

简介：传统地形辅助导航适配区选择主要根据某一个地形特征参数的大小决定,因此不可避免地存在对地形适配性评判的不全面性。为了克服传统方法的缺点,提出了一种基于熵值法赋权灰色关联决策的地形辅助导航适配区选择方法,该方法综合考虑了地形标准差、粗糙度、地形高度熵及相关系数对适配区选择的影响。首先,利用计算得到的各特征参数值构建灰色决策矩阵;其次,对决策矩阵进行极差变换以及归一化处理得到灰色关联判断矩阵;最后,采用熵值赋权法客观计算各决策属性的权重,得到地形适配性综合评价指标。仿真结果表明,在评价值高的区域进行地形辅助导航,其匹配误差将更小。

简介：在基于DSP的低成本MINS/GPS组合导航系统中,针对DSP的实型变量位数不足的缺点,在卡尔曼滤波器的设计中同时运用了状态与偏差解耦算法和平方根算法,并推导出状态与偏差解耦-平方根算法的具体公式,既能减少计算量,又能增强滤波的数值稳定性.

简介：针对GPS/SINS组合导航系统的滤波算法误差较大,对常用的卡尔曼滤波算法进行了总结和分析,在此基础上,提出一种将H∞后置滤波和H∞前置滤波相结合的方法,形成H∞双滤波算法.以GPS/SINS组合导航系统为例进行了仿真,结果表明此方法既能抑制滤波发散,又能提高滤波精度.

简介：针对CNS/INS组合导航系统中缩短初始对准时间的问题,设计了一种CNS/INS组合导航系统组合对准新方法。在CNS/INS姿态四元数组合算法的基础上,推导CNS/INS组合系统线性化状态方程,分析了INS和CNS姿态四元数差值构建量测方程。利用递推最小二乘原理实现了对该组合系统的信息融合,设计了基于该估计原理的组合导航系统初始对准方法,考虑到大气层内动基座条件下对于星敏感器造成的干扰因素增加了加权处理环节,最后通过仿真实验验证了递推加权最小二乘法在处理组合导航系统初始对准中的有效性。仿真结果表明在微晃基座条件下,与传统的滤波方法相比较该估计方法能够有效地缩短约25%的对准时间。

简介：针对传统天文导航方法和GNSS导航方法应用于中高轨道航天器尤其是大椭圆轨道机动航天器自主导航的缺陷，提出一种基于低轨道天基平台实时跟踪观测的轨道机动航天器在轨绝对导航方法。其具体实施过程为布置于低轨道的天基平台利用其自带观测敏感器对轨道机动航天器进行全程实时跟踪测量，并将测量所得的星光角距信息和测距信息发送至轨道机动航天器，航天器根据接收得的量测信息结合自身状态预估信息通过最优滤波估计算法实现导航解算。仿真结果表明该方案具备较强的可行性，且该导航系统具有较高的导航估计精度，能够弥补传统天文导航和GNSS导航方法的不足之处，当天基平台自主定轨精度为80m时轨道机动航天器导航位置估计误差在120m以内。

简介：常规惯性／天文组合导航方法难以直接应用于高超声速飞行器机载环境下以载体系为基准进行星光测量的情况，且在可见星只有一颗时无法连续组合。为此，构建了高超声速飞行器惯性／卫星／天文紧组合导航系统方案，通过分析载体系下星光仰角、方位角与惯导误差之间的转换关系，建立了载体系下惯性／天文角度组合模型。理论分析表明，该系统在只有一颗导航星时仍能辅助惯导工作，且可使观测噪声特性保持稳定，从而提高了天文对惯导辅助的连续性和组合滤波估计精度。仿真结果表明，在高超声速飞行器导航系统采用天文角度辅助后，姿态误差较无天文辅助情况的降低60％～70％。

简介：针对空地精确制导武器对低成本、高精度、高可靠性导航系统的需求，设计了基于MEMS技术的组合导航系统。该系统基于低成本的微惯性测量组合与GPS接收机，并针对空地制导武器的飞行特点建立了准确的数学模型；利用速度、位置综合模式，采用先进的Kalman滤波理论进行数据融合；最后对该组合导航系统进行了数学仿真试验和数据分析。结果表明，这种低成本、可靠性好、体积小的组合导航系统的导航精度不大于5m，即使在丢星长达30S，导航精度也不大于12m，完全能够满足空地精确制导武器的导航要求。

简介：由于北斗卫星所处轨道远离地球,无源北斗接收机输出伪距的误差较大,影响了与惯导进行伪距组合时的滤波定位效果。考虑到无源北斗伪距误差建模复杂,且Kalman滤波要求误差模型准确,作者研究了采用单机伪距差分的方法减少滤波量测值误差,通过理论分析建立了基于伪距差分的三星无源北斗/SINS组合模型。跑车试验表明,该组合导航算法可有效提高系统的定位精度,并具有滤波参数调整简单的优点。

简介：针对SAR图像匹配及定位需要耗用不等的计算时间而造成的量测不等间隔输出和量测信息滞后问题，提出一种新的SAR时延补偿算法。该算法在标准卡尔曼滤波（KF）基础上，当SAR有量测信息生成时，根据多模型方法进行量测预测，利用预测值修正SINS状态；而SAR无量测信息输出时，通过插值方法生成量测信息来改善系统滤波精度。仿真结果表明，采用基于多模型量测预测的KF算法可以将位置误差由45m减小到10m以内，航向角稳态误差值小于5.8＂；而在此基础上叠加插值预测算法可以将位置误差进一步控制在6m以内，航向角稳态误差小于4.7＂，证明了本文提出的算法能够有效补偿SAR的随机时延并提高组合导航系统的解算精度。

简介：北斗双星定位系统(简称双星定位)是我国自行建立的一种定位系统.根据北斗双星定位系统采用有源定位的特点,介绍了北斗双星与SINS组合的最优预测模型,该方法利用了双星定位系统提供的滞后定位信息对组合系统进行最优预测,进而校正惯导;同时为验证该滤波方法对状态估计的一致性,文中重点研究了滤波器一致性的准则,并给出了检验的统计量.理论研究和试验仿真证明,文中介绍的滤波器与系统是匹配的,具有较高的滤波性能和精度.

简介：对于目前的级联式SINS/GNSS组合导航系统来说,其卡尔曼滤波器的输出校正方式不能深入到捷联解算内部,无法抑制平台姿态误差的发散,也无法校正惯性器件误差,因而在该方式长时间运行不能控制滤波发散,导航精度随时间下降.为此设计了一种SINS/GNSS级联闭环反馈式组合导航系统,该系统能对SINS的位置、速度误差、平台误差及惯性器件误差作出最优估计并实施反馈.通过仿真证明:该系统不仅能提高导航解的精度,还在校准的同时具有动机座对准能力,满足了长时间导航定位的稳定性.

简介：挠性平台式惯导系统是精密的机电一体化的自主式导航设备，从研制、小批量生产到设计定型和产品交付用户，我们开展了以可靠性为中心的全面质量控制。本文从工程实践出发探讨惯导研制中的可靠性分配，环境应力筛选和可靠性工程措施等

简介：针对自主驾驶车辆长时间导航精度要求难以满足的问题,建立了GPS与微惯性导航系统的组合导航滤波模型,在位置观测的同时引入姿态信息,提高了导航精度。在此基础上提出了基于权值矩阵的模糊自适应卡尔曼滤波算法,该算法通过模糊控制器自适应地改变每个观测量的权值,得到权值矩阵引入卡尔曼滤波器实现自适应滤波。仿真和实验结果表明,所提出的权值矩阵模糊卡尔曼滤波性能优于衰减因子自适应卡尔曼滤波,特别是在GPS信号失真及噪声先验统计特性不可知的情况下,其定位精度能够保证在1m之内。

简介：为了解决传统足部航姿参考系统中航向信息可观性较差的问题,提出了一种采用足部航姿参考系统和肩部电子罗盘的室内个人导航方法。在这种模式下,肩部电子罗盘测量得到的航向信息被直接用于计算足部航姿参考系统的姿态转移矩阵。在此基础上,通过在行人在行走过程中足部处于静止状态时采用卡尔曼滤波器被用来限制惯性导航系统的误差漂移。实验结果显示,本文提出的方法平均位置误差与不使用肩部电子罗盘的方法相比降低了30%左右。

简介：TNNS（真航向导航系统）由MS860接收机、INS及处理数据的PC／104架构的嵌入式工控机构成．针对TNNS推导了INS（惯性导航系统）的误差模型，提出了适合于TNNS的降阶扩展卡尔曼滤波算法组合GPS和INS。系统在东海作了三次海试，软件及滤波算法平台由C／C＋＋编制．海上试验表明，组合滤波后，INS的位置误差由i00m降低到40m以下；进行最优化滤波后的航向误差α由原来的0．105°减小为0．034°，纵横摇的误差也大幅减小．整个海试结果表明，在TNNS中组合GPS／INS采用的降阶扩展卡尔曼滤波算法，大幅提高了系统精度和可靠性．

简介：基于微喷三维打印机制造压力传感器,用于可穿戴的个人导航系统中。在基底表面不规则或者使用中经常被折弯的情况下,微喷打印工艺制备的MEMS器件精度更高,性能更好。研究了器件的可打印模型和工艺,给出压力传感器可打印的分层物理结构;研究了平面结构投影到三维基底上的投影空间,基于Terzopoulos弹性模型使用材料弹性度和结构弹性度模型给出投影空间;使用射线投影NURBS曲线来拟合边界轮廓,给出分层切片模型。为验证打印PZT膜的压电性能以及设计的压力传感器件的功能,使用不同的机械负荷测试其刚度,使用不同的直流偏置来测试耗损因数、品质因数等。通过比较实验对象的测量值和理论预测值之间的关系可以看出,打印的压力传感器薄膜具有很好的机械和电气性能。

简介：直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法，该方法简单可靠，易于实现，但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限，地球敏感器精度较低，因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备，当航天器在轨运行时，星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合上述两种方法的特点，提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道动力学模型基础上，引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分，并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型，将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法，通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析，结果表明所设计方法提高了系统定位精度62．8％和速度精度63．9％，增强了系统可靠性。

简介：为了提高标准Cubature卡尔曼滤波（CKF）的稳定性和鲁棒性，提出一种改进的多重渐消H∞滤波cubamre卡尔曼滤波算法。首先基于系统状态的可观测性给出多重渐消因子矩阵求解过程，提高滤波算法的稳定性，抑制滤波发散；其次，引入H∞鲁棒思想，构造多重渐消H∞滤波Cubature卡尔曼滤波器；最后，提出采用一种奇异值分解的矩阵分解策略代替标准Cubature卡尔曼滤波中的Cholesky分解，进一步提高算法的数值稳定性。实际GPS／INS组合导航实验表明，改进的多重渐消H∞滤波Cubature卡尔曼滤波算法不仅能有效抑制滤波发散提高算法的稳定性，而且对观测野值具有更高的鲁棒性；提出的新算法与标准CKF算法相比，XYZ三个方向的位置精度分别提高了55．8％，46．6％和39．7％。

简介：随着用户对惯导设备温度环境适应范围的要求越来越高,对惯导设备温控技术水平也提出了更高要求.通过分析明确半导体自循环水冷系统是提升惯导设备温度环境适应能力的强有力手段之一.结合半导体制冷技术、水循环冷却技术以及有限元温度场仿真技术,给出了惯导设备半导体自循环水冷系统的结构方案形式和温度控制方案措施.结合实际惯导设备进行分析计算,验证了半导体自循环水冷系统在55℃的高环境温度下能对惯导设备内部核心部位的温度起到10℃以上的降温作用.