导读:本文包含了空中对准论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:卡尔,炮弹,惯性,准线,协方差,姿态,垂线。
空中对准论文文献综述
徐博,王连钊,吴雯昊,李盛新,段腾辉[1]（2019）在《基于雷达测距与角位置辅助的SINS空中对准方法》一文中研究指出针对卫星导航受限条件下捷联惯性导航系统(SINS)空中初始对准问题,提出了一种基于雷达测量斜距-角位置匹配模型。推导了传统雷达位置匹配模型方案量测线性化过程,说明了线性化后量测噪声统计特性随斜距变化的缺陷,同时提出直接采用雷达测量的距离和角位置作为量测信息的对准方案。根据雷达与飞行器之间的相对位置关系,建立了雷达斜距与角位置信息辅助的捷联惯性导航系统初始对准量测方程,利用无迹卡尔曼滤波器(UKF)解决了量测方程非线性问题。最后通过200次蒙特卡洛分析仿真验证了算法的可行性,斜距大于50 km条件下,300 s时航向对准误差角统计均值为?0.0289°,统计标准差为0.0377°,同时有较高的水平对准精度,且明显优于传统位置匹配对准方案。(本文来源于《中国惯性技术学报》期刊2019年05期）
李小燕,李杰,冯凯强,鲁正隆,晁正正[2]（2019）在《制导炮弹用INS/GPS组合导航系统空中对准方法》一文中研究指出实时高精度导航信息对提高制导炮弹制导精度尤为重要,在制导炮弹发射过程中,由于高过载导致INS系统初始姿态角难以获取,导致后续空中二次对准无法完成.针对此问题,提出了GPS定位前,姿态角由弹道信息和加速度计输出获得,在GPS定位后根据速度信息提取初始俯仰、航向角,惯导初始速度、位置由GPS速度、位置给出,完成空中粗对准.由于粗对准信息高动态性能差,需要进行空中二次对准.传统INS/GPS速度+位置卡尔曼滤波利用GPS信息修正INS系统导航信息,在此基础上,将航向角、俯仰角加入观测量,提高姿态角可观测性.为验证算法的有效性,进行了跑车实验,在25s的实验过程中,证明了该算法的有效性,具有重要的工程应用价值.(本文来源于《测试技术学报》期刊2019年04期）
彭博,岑梦希[3]（2019）在《速度匹配加机动辅助的滚转弹滚转角空中对准法》一文中研究指出针对卫星与惯性速度匹配法对滚转角的空中对准精度不高这一问题,提出一种卫星与惯性速度匹配加机动辅助的方法。在卫星与惯性组合制导方式下,以可观测性分析为基础,机动辅助采取纵向比例导引加重力补偿制导律形式,结合卡尔曼滤波完成滚转角的空中对准,并分析机动辅助策略在不同导航比、重力补偿系数下对滚转角对准效果的影响,以及弹体名义转速拉偏、惯性组件误差拉偏对机动辅助策略的影响。仿真结果表明:在考虑卫星定速及惯性组件误差情况下,该方法能够在全弹道内实现滚转角的精对准,误差在2°以内,收敛时间10 s;可通过调节重力补偿系数改变对准的速度、精度,导航比用来保证制导稳定。卫星与惯性速度匹配加机动辅助的方法相比于卫星与惯性速度匹配法,对准效果更好;在弹体名义转速以及惯性组件误差存在拉偏情况下,对准效果受影响较小,抗干扰性较强。(本文来源于《兵工学报》期刊2019年07期）
李小燕[4]（2019）在《弹载SINS/GPS组合导航系统空中对准方法研究》一文中研究指出现代军事情况日趋复杂,精确制导武器已成为世界各国发展现代化军队不可或缺的标配型装备。随着卫星导航系统不断完善,而且惯性导航系统不受外界干扰,SINS/GPS组合制导成为现代制导武器主流制导方式。由于炮弹发射时存在高旋高过载等恶劣环境,导致捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,SINS)在炮弹发射前进行地面静基座对准无效,需进行空中对准。基于以上研究背景,本课题在XX项目的牵引下,针对制导炮弹高旋高过载等恶劣环境下初始姿态角,特别是滚转角难以获取的问题,设计一种基于弹载环境下,对准速度快、精度高的SINS/GPS组合导航系统空中对准方法,分别以滚转角空中初对准、航向角与俯仰角空中二次对准展开详细论述。传统滚转角空中初对准采用地磁传感器测量滚转角,但是该方法极易受到外界干扰,在强磁干扰环境下无法工作,导致导航信息无参考意义。考虑到弹体横截面内加速度计在高旋状态下存在跟随滚转角变化的重力投影输出,根据重力投影可获得滚转角信息,而通过低通滤波可以保留低频信号以及直流信号,加速度计原始输出与低通滤波结果相减得到重力投影,从而得到无累积误差的滚转角信息。加速度计测量滚转角虽无累积误差,由于其动态响应慢,导致滚转角测量信息不准确,而陀螺仪动态响应快,但是有累积误差,所以考虑采用卡尔曼滤波融合两轴加速计与单轴陀螺仪信息,实现滚转角对准,在提高动态响应的基础上,抑制了陀螺积分带来的累积误差。传统空中对准方法,采用速度+位置匹配的对准方法,由于炮弹飞行时间短,该方法对准速度慢,而且东向与天向陀螺可观测性很低,导致姿态角对准精度低。考虑到炮弹飞行速度快,GPS速度信息可以提供高精度航向、俯仰角信息,由于GPS更新频率低,不能反映高动态环境下完整的姿态信息。所以在传统速度+位置匹配的空中对准方法的基础上,加入航向角与俯仰角量测信息,增加姿态角可观测度,加快姿态角对准速度,提高姿态角对准精度。最后将滚转角空中初对准方法与加速度计测量滚转角、陀螺仪测量滚转角方法进行弹道仿真分析以及半物理仿真验证,实验结果表明滚转角空中初对准方法有效的提高了滚转角精度。同时对文中提到的传统方法与增加航向角、俯仰角量测信息的两种空中二次对准方法进行了仿真分析,验证本课题提出的空中二次对准方法具有对准速度快,对准精度高的特点,具有重要工程应用价值。(本文来源于《中北大学》期刊2019-05-30）
徐云,洪榛,罗志航,朱欣华,苏岩[5]（2018）在《一种变加速度的弹用双矢量空中对准方法》一文中研究指出针对制导炮弹空中飞行时间短、难以实现有目的航向机动的问题,提出一种变加速度的弹用双矢量空中对准方法。首先,利用速度微分方程推导了空中对准用双矢量。然后,根据双矢量定姿的原理,采用Request算法对弹载微机械捷联惯导系统(MINS)的初始姿态进行估计,并分析了对准误差,在此基础上提出基于变加速度的弹用双矢量空中对准方法来实现弹载MINS初始姿态的最优估计。数值仿真实验结果表明:该对准方案可快速实现弹用MINS初始姿态的最优估计,其中航向角对准误差接近0.3°,俯仰角和横滚角对准误差小于0.2°,满足制导炮弹用MINS空中快速对准的要求。(本文来源于《中国惯性技术学报》期刊2018年06期）
王聪[6]（2018）在《滑翔增程炮弹GPS/SINS组合导航空中对准方法研究》一文中研究指出精确制导炮弹在现代战争中扮演着越来越重要的作用,目前较多采用滑翔增程技术以提高制导炮弹射程,采用GPS/SINS组合导航技术以实现精确制导,然而捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,SINS)的初始对准问题一直是严重制约其打击精确性的重点和难点。由于制导炮弹刚出膛时具有较高的旋转速度,包含的惯性器件工作条件较为恶劣,这导致传统基于地面静基座对准后再发射的方式失效。基于以上研究背景,本课题设计滑翔增程制导炮弹组合导航系统空中对准方案,分别在失准角模型、可观测性分析、非线性滤波器设计叁个方面展开详细论述,在量测噪声统计信息不确定的环境下,着重研究能够估计量测噪声的非线性滤波器,以实现其空中对准。SINS大失准角误差模型的建立。传统欧拉角误差模型多基于小姿态误差角假设条件进行推导,然而由于炮弹出膛到惯导模块开始工作期间,姿态误差角具有较大的不确定性,使得失准角的初值会很大,进而使得常规推导出的欧拉角误差模型难以应用。为改进以上建模问题,本文建立一种加性四元数误差模型,可适用于具有任意初始姿态误差角的系统模型建立。GPS/SINS组合导航系统的可观测性分析。利用全球定位系统(Global Positioning System,GPS)测得的速度和位置信息作为量测信息,建立组合导航系统的观测模型。考虑到可观测度的大小与机动方式有关,但是制导炮弹的机动方式一般固定不可变,因此这里只讨论制导炮弹常规机动方式的可观测度。利用PWCS可观测性分析理论和基于奇异值分解的可观测度分析方法,进而实现GPS/SINS模型可观测性分析。基于扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)算法进行失准角估计。在惯导模块工作前,粗对准更订失准角,将更订后的结果作为SINS系统导航的初始值;在此基础上,针对四元数误差模型的非线性,利用GPS测得信息作为量测量,双子样算法实现SINS更新,进而利用EKF算法估算出失准角。研究几种适用于强非线性系统的非线性滤波算法。EKF具有算法简单,容易实现等优点,因此在工程上应用较广泛,然而制导炮弹处于高动态、高速旋转的运动状态中,惯导系统误差模型是强非线性的,这时EKF算法估计精度严重下降,甚至发散,而且Jacobi矩阵的计算较为复杂。针对这种情况,研究了几种适用于强非线性模型的滤波算法,包括基于UT变换的无迹卡尔曼滤波算法(Unscented Kalman Filter,UKF)、基于spherical-radial cubature准则的容积卡尔曼滤波算法(Cubature Kalman filter,CKF)以及基于Sage-Husa极大后验估值器的自适应容积卡尔曼滤波算法(Adaptive cubature Kalman filter,ACKF)。最后将几种滤波方法应用到GPS/SINS组合系统对准模型中,并且进行了数值仿真,通过对仿真结果的分析与比较从而验证算法的有效性,因此本文的研究对工程实践具有一定的指导作用。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
祝佳芳,王新龙,李群生,王盾[7]（2017）在《基于天文辅助的弹载双惯组空中传递对准方案》一文中研究指出提出一种基于天文辅助的弹载双惯组空中传递对准方案。针对弹道导弹大部分时间飞行在大气层外的特点,引入天文导航系统对主INS进行辅助,使得主INS能长时间保持在较高精度;在充分考虑弹体挠曲变形的情况下,建立了双惯组空中传递对准模型。根据模型中各状态量的可观测程度分析结果,得到原有传递对准模型的降阶模型。采用"姿态+速度"匹配算法,估算和补偿了子INS导航参数误差以及器件误差。仿真结果表明,提出的对准方案不仅能长时间保证主INS精度,还可以有效改善子INS的对准精度。(本文来源于《航空兵器》期刊2017年04期）
夏家和,成果达,吉翠萍[8]（2017）在《垂线偏差对空中对准航向误差的影响研究》一文中研究指出针对性分析了垂线偏差变化对空中对准航向精度的影响。首先给出了常用空中对准降阶滤波模型,分析了垂线偏差变化影响空中对准航向误差的机理。然后通过实测离线数据测试验证了垂线偏差对空中对准航向误差的影响。最后通过误差协方差分析方法仿真了降阶滤波模型在真实世界中的滤波性能。离线测试及仿真结果表明:在给定条件下垂线偏差变化率对航向误差的影响相对其他未建模惯性测量组件误差是主要的,对航向对准误差影响较大,可达0.15°。在中高精度应用中为保证在不同空域内空中对准航向精度考虑采用高精度重力场模型对垂线偏差进行补偿是必要的。(本文来源于《传感技术学报》期刊2017年04期）
任延超,尹文,周建军,刘彪[9]（2017）在《MEMS捷联惯导系统空中快速传递对准研究》一文中研究指出研究了一种MEMS捷联导航系统弹载条件下的快速传递对准方法,构建了速度+姿态匹配传递对准误差模型,提出了一种便于工程实时性应用的连续系统离散化方法。采用载机振翼机动方式提高方位角估计精度,同时针对MEMS器件零偏漂移大的问题,将陀螺残余零偏作为滤波器状态进行实时估计及补偿,并通过姿态、速度实时反馈修正,有效提高了传递对准精度。飞行试验结果表明,采用该方法导航系统60 s传递对准姿态精度优于0.15°,方位对准精度优于0.2°,达到了战术级武器的使用要求。(本文来源于《电光与控制》期刊2017年09期）
梅春波,秦永元[10]（2016）在《弹载SINS四元数模约束下滤波空中对准》一文中研究指出针对弹载SINS/GPS系统的空中对准,提出一种四元数模约束条件下的非线性滤波初始对准算法。首先,利用坐标变换和四元数姿态描述,将传统的强非线性滤波对准问题转化为一个二阶弱非线性滤波问题;其次,采用二阶扩展卡尔曼滤波(EKF)对二阶非线性部分进行处理,得到一种简洁的滤波对准方案;最后,推导了四元数模约束条件下滤波算法的最优实现,及反馈四元数估计结果时的闭环滤波形式。利用车载MEMS IMU/GPS系统,进行了初始对准的地面试验,结果表明,在车辆弱机动条件下,对准算法能够实现姿态和惯性器件误差的快速估计,实现惯导系统的对准。(本文来源于《宇航学报》期刊2016年09期）
空中对准论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
实时高精度导航信息对提高制导炮弹制导精度尤为重要,在制导炮弹发射过程中,由于高过载导致INS系统初始姿态角难以获取,导致后续空中二次对准无法完成.针对此问题,提出了GPS定位前,姿态角由弹道信息和加速度计输出获得,在GPS定位后根据速度信息提取初始俯仰、航向角,惯导初始速度、位置由GPS速度、位置给出,完成空中粗对准.由于粗对准信息高动态性能差,需要进行空中二次对准.传统INS/GPS速度+位置卡尔曼滤波利用GPS信息修正INS系统导航信息,在此基础上,将航向角、俯仰角加入观测量,提高姿态角可观测性.为验证算法的有效性,进行了跑车实验,在25s的实验过程中,证明了该算法的有效性,具有重要的工程应用价值.
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
空中对准论文参考文献
[1].徐博,王连钊,吴雯昊,李盛新,段腾辉.基于雷达测距与角位置辅助的SINS空中对准方法[J].中国惯性技术学报.2019
[2].李小燕,李杰,冯凯强,鲁正隆,晁正正.制导炮弹用INS/GPS组合导航系统空中对准方法[J].测试技术学报.2019
[3].彭博,岑梦希.速度匹配加机动辅助的滚转弹滚转角空中对准法[J].兵工学报.2019
[4].李小燕.弹载SINS/GPS组合导航系统空中对准方法研究[D].中北大学.2019
[5].徐云,洪榛,罗志航,朱欣华,苏岩.一种变加速度的弹用双矢量空中对准方法[J].中国惯性技术学报.2018
[6].王聪.滑翔增程炮弹GPS/SINS组合导航空中对准方法研究[D].哈尔滨工业大学.2018
[7].祝佳芳,王新龙,李群生,王盾.基于天文辅助的弹载双惯组空中传递对准方案[J].航空兵器.2017
[8].夏家和,成果达,吉翠萍.垂线偏差对空中对准航向误差的影响研究[J].传感技术学报.2017
[9].任延超,尹文,周建军,刘彪.MEMS捷联惯导系统空中快速传递对准研究[J].电光与控制.2017
[10].梅春波,秦永元.弹载SINS四元数模约束下滤波空中对准[J].宇航学报.2016
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