简介：为了加快全球定位系统（GPS）的捕获速度，提高系统的捕获灵敏度，对GPS系统捕获策略进行了深入地研究。在对其捕获的基本原理和传统的最大值捕获系统进行分析的基础上，提出了一种新颖的GPS多峰值捕获策略。该策略通过多峰值选择减少了系统搜索单元数目，通过增加进入唐检测器的峰值个数来提高捕获灵敏度。利用蒙特卡洛方法进行了仿真分析，仿真结果表明：该新颖策略的捕获时间更短，同时捕获灵敏度比传统的最大值捕获系统要高2.8dB。总体来说，该新颖策略算法更适用于对GPS弱信号的捕获，也可应用于其他卫星导航系统。

简介：针对多飞行器协同拦截机动目标过程中的目标状态估计问题,提出了一种多飞行器对目标加速度的一致性协同估计方法。构建了多飞行器分布式协同估计结构,将扩张状态观测器和一致性理论相结合,设计了分布式协同一致性估计器。利用扩张状态观测器对目标状态进行估计,在此基础上利用一致性理论为各飞行器设计协调控制量,通过局部信息交换使得各飞行器得到一致的估计值,实现对目标加速度的精确估计。利用稳定性判定理论对一致性估计器的误差和收敛性能进行了分析,并将设计的一致性协同估计方法应用到协同拦截系统中进行了仿真验证。仿真结果显示,在不同的目标机动形式下,对目标加速度估计误差始终小于0.5m/s2,因此设计的一致性估计方法能够实现对目标加速度的精确估计,且具有较强的鲁棒性。

简介：针对带有攻击角约束的多导弹同时攻击机动目标问题,提出了一种带有攻击角约束的协同制导律。首先基于平面内的导弹-目标相对运动方程,建立了带有攻击角约束的协同制导模型;其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分：一是基于图论的有关内容,运用有限时间一致性理论设计沿着视线方向上的加速度指令来保证所有导弹与目标的相对距离在有限时间内到达一致,进而保证所有的导弹同时击中机动目标;二是利用非齐次干扰观测器对机动目标的加速度进行估计,并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的终端视线角,即每枚导弹以期望的终端视线角成功击中目标;最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明本文设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。

简介：采用卡尔曼滤波方法进行动基座对准过程中,载体挠曲运动等因素会导致系统噪声、量测噪声的不确定性,即系统参数的不确定性。将多模型估计理论应用于捷联系统动基座对准过程中,可以有效抑制系统不确定性因素的影响。建立了捷联惯导系统误差模型和引入外部位置、速度信息的量测模型,针对对准过程中系统噪声和量测噪声不确定的情况建立了多模型自适应估计器。在同等条件下进行了单一模型对准和利用多模型估计理论进行对准的仿真比较,结果显示：基于多模型估计的对准完成后捷联系统具有更高的导航精度;由此说明,动基座对准过程中,系统参数不确定的情况下,多模型估计器有更好的适用性。

简介：为了解决目前导航设备维修保障工作中存在的维修资源分散、维修效率较低等问题，新建了基于Web的导航设备数字维修平台，分别设计了远程查询Agent、远程推理Agent、远程测试Agent等功能子模块。各Agent功能自治，有利于模块化设计和系统扩展。多Agent联合则可以提高系统的分布计算能力和整体性能。针对远程查询、推理、测试等多Agent通信问题，提出了一种易于实现的应用层黑板模型，采用MicrosoftSQLServer数据库表保存黑板消息，作为多Agent信息交换的中介。黑板消息的读取和写入操作，采用ADO-NET数据库访问驱动来实现，避免了编写复杂的会话层通信程序。

简介：提出了一种基于期望模式修正（EMA）的改进交互式多模型（IMM）算法。该算法主要解决自主水下航行器（AUV）复杂工作环境下量测噪声统计特性未知或易发生变化时的状态估计问题,其核心思想是将期望模式修正机制和交互式多模型滤波算法相结合,利用状态估计过程中的获取的模型概率进行决策,得到更加接近与系统真实模式的期望模型集合,再通过期望模型集合滤波结果对固定模型集合滤波结果进行修正。与传统的交互式多模型算法相比,提出的基于期望模式修正的交互式多模型算法可以捕捉到系统模式更细微的变化。仿真结果表明,该算法可以大幅提高AUV组合导航系统的估计精度和稳定性。

简介：

简介：导航雷达在采集、传输和显示过程中，由于多种因素的影响导致最终形成的图像中舍有大量的噪声，影响了使用者对导航信息的分析和应用。传统的雷达图像去噪算法大多采用小波变换，但这种方法存在边缘模糊等问题。为了去除导航图像的噪声并解决小波变换中存在的边缘模糊问题，本文提出用基于多尺度几何变换的图像去噪方法对导航雷达图像进行处理，并利用基于多尺度几何变换的方法（包括基于Curvelet系数维纳滤波去噪方法和基于Contourlet域去噪方法）和基于小波变换的BayesShrink方法分别对含有模拟杂波和噪声的导航雷达图像进行仿真实验。实验结果表明：与基于小波变换的图像去噪方法相比，基于多尺度几何变换去噪方法能够更加有效去除雷达杂波和噪声。

简介：为实现多枚导弹协同攻击机动目标,基于具有推力可控能力的导弹,提出了一种带落角约束的多导弹分布式协同制导律。将制导律的设计分离为视线方向和视线法向上两个部分：视线方向上基于多智能体协同控制理论和超螺旋控制算法,设计制导律控制导弹剩余时间在有限时间内趋于一致;视线法向上运用零化视线角速率思想和有限时间滑模控制理论,设计制导律控制导弹击中目标的同时满足落角约束。并针对两部分制导律中存在的目标机动信息,分别设计非齐次干扰观测器进行估计。仿真结果表明,提出的制导律能够有效完成协同攻击任务,脱靶量和落角误差分别控制在0.13m和0.02°以内,并且有效抑制了抖振现象,有利于提高导弹自动驾驶仪的跟踪精度。

简介：分析了四频差动激光陀螺信号的解调原理,针对采用频率测量计数解调方法存在脉冲量化造成的角速度测量分辨率低的问题,改用多周期测量来代替频率测量,大大提高了四频差动激光陀螺信号的解调精度.通过数字滤波器滤波处理,可以减少随机噪声干扰,进一步提高精度.为满足实时性要求,该方法采用FPGA来实现.实验表明,此方法提高了四频差动激光陀螺角速度测量分辨率,为快速高精度方位自对准奠定了基础.

简介：为研究子母弹在抛撒时的干扰流场特性,选取多舱段子母弹为计算模型,基于课题组自主开发的非结构混合网格Reynolds平均Navier-Stokes方程求解程序HUNS3D,结合非结构嵌套网格技术,耦合六自由度刚体运动学方程,使用了改进的4阶Adams预估-校正法求解六自由度刚体运动方程.利用跨声速下典型外挂物分离作为验证算例,仿真结果与实验结果高度拟合,验证了求解器的精度.对锁定母弹自由度和释放母弹的自由度两种计算状态进行数值模拟.仿真结果表明:由于激波干涉作用,子弹与母弹之间有较强的耦合作用;释放母弹自由度后,子弹的气动力参数发生了较大变化.

简介：一般的Kalman滤波器要求有准确的动态和统计模型，而低成本的MEMS-IMU性能随着温度急剧变化，故在MEMS-IMU／GPS组合导航系统中使用一般的Kalman滤波器存在很多的局限性。针对低成本的MEMS-IMU／GPS组合导航系统，提出了多模态自适应滤波算法在MEMS-IMU／GPS组合导航系统中的应用；针对普通的多模态算法中的问题，采用修正的多模态自适应滤波算法来提高MEMS-IMU／GPS组合导航系统的性能。使用静态实时测试数据，验证了所提出的算法。测试结果表明，与普通Kalman滤波器相比，修正的多模态滤波算法提高了MEMS-IMU／GPS组合导航系统的性能；采用所提出的算法，MEMS-IMU／GPS组合导航系统的短时间静态位置精度小于5m（标准差），速度精度小于0．1m／s（标准差），姿态角精度小于0．5°（标准差）。

简介：惯性/卫星超紧组合技术核心将卫星导航接收机基带信号处理过程中的环路非线性信息与惯性导航信息进行深层次互耦合。在研究超紧组合多信息源异型耦合架构特征及互耦合机理的基础上,对比分析了超紧组合非相干及相干互耦合方法,总结了不同超紧组合观测矢量提取方法及环路模型,然后设计了超紧组合互耦合信息处理流程及信号NCO（数控振荡器）控制方法。最后,利用仿真平台对非相干及相干方式进行了卫星信号受干扰及载体动态变化环境下的试验对比分析,结果表明超紧组合相干方法相较于非相干方式具有更优的观测矢量提取性能及抗干扰性能。

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：在研究环形激光陀螺的漂移时，许多文献仅采用Allan方差方法进行误差分析。Allan方差没有包含导航用的“零偏不稳定性”项，而实际导航受此项的影响很大，因此只能以经典方差来衡量陀螺的性能，而把Allan方差仅作为一种辅助手段。通常文献采用Allan方差方法分析时，其噪声在频域的表达式（功率谱密度）是建立在频率的不同幂次的基础上，变换成时域表达式得到各项方差。由于此功率谱密度存在不合理，导致诸多矛盾。文中指出这些矛盾，并以实验数据为证，说明这一分析方法不论是逻辑还是在讨论实验数据时都会产生不合理的结果。彻底的解决办法将见续文，它提出用各种阻尼振荡的频带之和作为噪声的功率谱密度。

简介：基于传统小卫星对轨道和姿态参数确定采用分别计算的复杂模式,提出了一种利用地磁场和天文信息同时确定卫星轨道和姿态参数的新方法.首先通过分析小卫星轨道动力学J2模型和卫星姿态动力学模型,建立系统状态方程.其次将三轴磁强计与地磁场模型参考值的矢量作差,分析微分差值与状态变量的数学关系,建立定位/定姿观测方程.利用星敏感器提供的高精度姿态信息,建立定姿观测方程,同时利用星敏感器间接敏感地平观测折射恒星,建立定位观测方程.最后提出基于信息融合的先进滤波算法,并通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,论证所设计一体化方法提高了系统定轨/定姿的精度和可靠性.

简介：分布式联邦滤波器在多传感器信息融合领域得到广泛的重视，联邦滤波中的信息分配原则直接影响滤波器的精度和容错性，而常规的标量形式联邦滤波信息分配方法无法满足高动态环境下状态的动态变化特性。信息分配是设计和实现联邦滤波器的关键环节，基于系统误差协方差阵和可观测阵。文中考虑系统状态估计精度和系统的可观测性，提出了一种新的联邦滤波信息分配方案和算法。新的联邦滤波算法允许每一个系统状态变量具有不同的动态信息分配因子，从而改进了联邦滤波信息融合的精度。仿真结果表明，与传统联邦滤波算法比较，改进的信息融合算法精度能提高30％以上。

简介：基于GPS测姿技术的发展,研究了以位置、速度和姿态信息作为观测量的INS/GPS组合导航系统的卡尔曼滤波算法.详细推导了这种组合方式的观测方程,并将该组合技术应用于某飞行器.仿真表明,增加姿态信息作为观测量可有效地提高系统导航参数的估计精度和速度.

简介：为了实现光纤陀螺组合小型化、低成本和高精度,进行了三轴一体化光纤陀螺样机的研制。该样机包括光学表头和陀螺解算电路两部分,其中,三个安装在三维空间正交支架上的敏感线圈共用一个光源,并且和其它独立的光学器件组成光学表头。陀螺解算电路由一块FPGA芯片处理三路探测器输出信号,输出与角速度成正比的数字信号。与传统光纤陀螺组合相比,三轴一体化光纤陀螺的组合结构缩小60%,成本降低20%,功耗降低一倍,但制作工艺较复杂。经过测试,其性能和单轴陀螺相当。此项研究技术可广泛应用于对体积要求严格的战术型号上。

简介：文章给出了一种真正多维的HLLRiemann解算器．采用AUSM分裂将通量分解成为对流通量和压力通量，其中对流通量的计算采用迎风格式，压力通量的计算采用HLL格式，且将HLL格式的耗散项中的密度差用压力差代替，从而使得格式能够分辨接触间断．为了实现数值格式真正多维的特性，分别计算了网格界面中点和角点上的数值通量，并且采用Simpson公式加权组合中点和角点上的数值通量得到网格界面的数值通量．为了减少重构角点处状态时的模板宽度，计算中采用基于SDWLS梯度的线性重构获得2阶空间精度，而时间离散采用2阶保强稳Runge—Kutta方法．数值实验表明，相比于传统的一维HLL格式，文章的真正多维HLL格式具有能够分辨接触间断，以及更大的时间步长等优点．与其他能够分辨接触间断的格式（例如HLLC格式）不同，真正多维的HLL格式在计算二维问题时不会出现激波不稳定现象．