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针对当前大量优秀导航算法停留在理论仿真研究阶段,无法用极小的代价完成实际工程验证的不足,提出了一种面向工程应用的导航算法性能测试系统实现方案,通过对用户可任意配置时钟、多导航传感器数据接收与同步支持、全球导航卫星系统(GNSS)和捷联式惯性导航系统(SINS)软件模块设计,实现了全开放软硬件平台的低成本、多功能导航算法性能测试系统。实际测试与论证表明:该系统既可用于新的GNSS、SINS算法性能测试,也可满足多种不同组合模式下的数据融合算法验证需求,具有重要的理论指导意义和工程应用价值。 相似文献
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陆地导航中GNSS/陀螺仪组合实时测姿方法 总被引：2，自引：0，他引：2
在陆地导航系统中使用GNSS/INS组合导航会增加系统成本,多天线GNSS测姿精度受基线长度影响,且存在的模糊度固定问题。本文提出仅利用一个陀螺仪和单天线GNSS组合来进行实时测姿。先由单天线GNSS计算姿态角3参数,航向角为陆地导航的关键参数,为此将陀螺信息与GNSS导出的航向角进行融合。分析了单天线测姿在载体静止或低速运动时精度很差的原因,提出了在组合滤波中进行解决的方案。推导了GNSS和陀螺信息融合的滤波模型,将陀螺仪信息作为状态模型的控制输入,以GNSS航向为滤波观测值。实验结果表明,GNSS/陀螺仪组合计算的航向角精度和可靠性相对GNSS测姿结果均有很大提升。 相似文献
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在分析现有GNSS动态定位精度评估方法不足的基础上,提出区别于传统组合导航滤波算法的摄影/惯导组合定位技术。将多个摄影节点的位置观测量作为基准,利用最小二乘最优估计法统一解算捷联惯导误差参数。摄影/惯导组合定位方法的基本观测量、工作模式与卫星导航定位方法有本质区别;同时又具备高精度定位、高动态定位、高数据刷新率和差异数据观测量4个条件,十分适合作为GNSS动态定位性能测试的评估技术。通过在标志场内进行的摄影测量试验和摄影/惯导组合定位性能仿真试验,验证了摄影/惯导组合定位方法的可行性。该方法为首次提出,具有一定的科学价值。 相似文献
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针对GNSS/INS松组合导航系统观测信息无冗余,而且观测信息可能存在异常的情形,结合自适应滤波算法和神经网络算法,提出了两种GNSS/INS抗差自适应组合导航解算方案,根据观测信息和动力学模型信息异常情况,给出了4种GNSS/INS抗差自适应滤波算法。利用实测数据进行了验证,结果表明,4种抗差自适应滤波算法在观测信息不足的情况下,不但能够抑制动力学模型扰动异常对导航解的影响,而且能够较好地抑制异常观测信息对导航解的影响。 相似文献
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在飞行器进近过程中,为了提高组合系统的导航精度,针对传统联邦滤波器对非线性系统模型易导致滤波发散问题.分析了两种导航方式的优缺点,提出了基于卫星导航／惯性导航／摄影测量(GNSS／SINS／Photogrammetry)的组合导航联邦滤波算法,并推导了系统误差模型.该算法取长补短利用联邦无迹卡尔曼滤波器将GNSS定位和摄影定位、定姿精度高的优势对SINS进行在线误差估计.针对多传感器非等间隔数据采样问题,采用时间与量测更新分离的异步非等间隔联邦滤波算法进行信息融合,并对滤波器结构进行改进以减少算法复杂度.仿真实验证明基于联邦UKF的组合导航系统较传统联邦滤波算法位姿精度有明显的提高,且系统鲁棒性也有一定的增强. 相似文献
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在地面车载组合导航中,全球导航卫星系统（global navigation satellite system,GNSS）的观测值容易受地面复杂环境的干扰,导致其定位结果出现异常,严重影响GNSS/捷联惯性导航系统（strap-down inertial navigation system,SINS）组合的滤波解算。从惯导系统误差特性的角度,研究了一种基于加表零偏稳定性的组合导航异常探测新方法。该方法从加表零偏解算的异常来发现GNSS位置、速度等观测值中的粗差,并采取剔除和降权的抗差方法抵御粗差影响。通过一组车载数据的分析表明,观测粗差对加表零偏解算的影响十分显著,以此为判别条件能够准确地发现观测粗差。采用该方法后,位置误差、速度误差和姿态误差的均方根分别减小了70.8%、87.9%和77.7%,显著提高了组合导航的解算精度和鲁棒性,为组合导航数据的抗差处理提供了一种新思路。 相似文献
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主要研究了GNSS/INS组合导航在航空摄影中的应用.介绍了GNSS/INS组合导航的优点和应用理论,在此基础上,主要研究偏心分量、偏心角的测定,预处理POS数据,GNSS/INS数据联合处理,检校场空三解计算与EO文件的输出等整个GNSS/INS导航在航空摄影的应用,从中体现出该导航应用于航空摄影的优越性. 相似文献
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GNSS/SINS(global navigation satellite system/strapdown inertial navigation system)组合导航系统已得到广泛的应用与研究,当处于复杂环境时,GNSS输出容易出现误差均方差突变、误差均方差缓变、硬故障和软故障4种现象,进而影响组合导航系统滤波精度及载体的导航安全。为了解决上述问题,提出了一种改进的GNSS/SINS组合导航系统自适应滤波算法。首先,利用滤波过程中的观测异常检验统计量与滤波器门限值构建观测因子,然后,将变分贝叶斯原理与抗野值滤波方法结合,设计了改进的组合导航系统自适应滤波算法。仿真实验表明,相较于传统算法,当GNSS输出误差均方差发生变化时,所提算法可将位置精度及速度精度提高11.8%及13.7%;在GNSS输出发生硬故障时,所提算法可将位置精度及速度精度提高70.8%及69.6%。实验结果表明,所提算法具有较强的自适应性,可提升复杂环境下组合导航系统的精度和连续可用性。 相似文献
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在地面车载组合导航GNSS/OD/SINS中,全球导航卫星系统（GNSS）信号容易受到环境的干扰甚至发生中断,将非完整性约束（NHC）应用于里程计（OD）/捷联惯性导航系统（SINS）组合,可以有效抑制GNSS信号中断期间组合导航系统的误差发散。通常NHC的噪声设定基于固定的经验值,然而在实际运动过程中,车辆运行轨迹复杂多变,其运动状态不能完全满足NHC前提假设,经验给定的噪声无法准确反映车辆实际运动情况。为此,本文分析了NHC噪声与车辆运动状态的关系,构建了一种基于车辆运动状态的NHC噪声自适应方法。通过所选场景的实测数据验证表明：采用噪声自适应的NHC/OD/SINS组合导航结果相比于固定噪声的NHC/OD/SINS组合,在GNSS信号中断110 s、车辆连续转弯的情况下,最大水平位置误差减小了68.4%;在GNSS信号中断74 s、车辆直线行驶的情况下,最大水平位置误差减小了87.3%;能较好地抑制GNSS中断期间组合导航系统的误差发散。 相似文献
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地籍测量中,单一系统无法满足定位要求,组合定位技术应运而生. 其中,捷联惯性导航系统(SINS)和GPS组合定位应用最为广泛.在卫星信号受到干扰失效区域,系统进入纯SINS解算,定位误差会逐渐累积,无法满足定位精度要求. 针对此问题,提出一种长短期记忆(LSTM)神经网络辅助的组合定位算法. 根据LSTM神经网络能够有效运用于长距离时间序列的特性,在GPS有效区域,用卡尔曼滤波(KF)算法对SINS/GPS信号进行数据融合得到精确定位信息,同时利用惯性测量单元(IMU)、GPS和SINS输出信息对神经网络进行训练;在GPS失效区域,利用训练好的神经网络预测GPS位置信息,使得系统能继续用卡尔曼滤波器滤波. 最后结合地籍测量特点,设计了仿真实验,证明了该算法在GPS信号失效时可以有效抑制系统误差发散、提高定位精度,在不同运动状态下依然可以满足定位精度要求、鲁棒性强. 相似文献
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提出了基于载波相位时间差分与捷联惯导紧组合的方法对高轨飞行器进行自主导航,其中捷联惯导主要在飞行器进行轨道机动时使用,分析了载波相位观测方程中的误差因素,通过SRUKF建立了组合导航非线性滤波模型,研究了周跳检测与修复策略。研究表明,提出的导航方法避免了整周模糊度的求解和周跳的影响,因而可使导航系统具有高精度和高可靠性... 相似文献
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为了满足高动态用户及强干扰条件下的应用需求,提出了一种基于卫星信号矢量跟踪的SINS/GPS深组合导航方法,设计了基于FPGA硬件平台的实施方案。利用组合卡尔曼滤波器反馈回路取代了传统接收机中独立、并行的跟踪环路,能够同时完成所有可视卫星信号的跟踪和导航信息处理;通过矢量跟踪算法对所有可视卫星信号进行集中处理,能够增强跟踪通道对信号载噪比变化的适应能力,从而提高接收机在强干扰或信号中断条件下的跟踪性能;根据SINS导航参数和星历信息推测GPS伪码相位和多普勒频移等参数,用以辅助卫星信号的捕获和跟踪,能够大大缩短接收机的搜索捕获时间,并增强接收机在高动态条件下的跟踪性能。基于矢量跟踪的深组合方法不仅在GPS信号短暂中断期间,能够保证系统的导航精度和可靠性,而且在强干扰环境中能够维持较好的伪码相位和载波频率跟踪性能。 相似文献
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A CE-5T1 spacecraft completed a high-speed skip re-entry to the earth after a circumlunar flight on October 31, 2014. In addition to the strapdown inertial navigation system (SINS), a lightweight GPS receiver with rapid acquisition was developed as a navigation sensor in the re-entry capsule. The GPS receiver effectively solved the poor accuracy problem of long-term navigation using only the SINS. In contrast to ground users and low-earth-orbit spacecraft, numerous factors, including high altitude and kinetic characteristics in high-speed skip re-entry, are important for GPS positioning feasibility and were presented in accordance with the flight data. GPS solutions started at nearly 4900 km orbital altitude during the phases of re-entry process. These solutions were combined by an inertial measurement unit in a loosely coupled integrated navigation method and SINS navigation initialization. A simplified GPS/SINS navigation filter for limited resources was effectively developed and implemented on board for spacecraft application. Flight data estimation analyses, including trajectory, attitude, position distribution of GPS satellite, and navigation accuracy, were presented. The estimated accuracy of position was better than 42 m, and the accuracy of velocity was better than 0.1 m/s. 相似文献