惯导系统动基座传递对准技术综述

第11卷第2期中国惯性技术学报 2003年4月文章编号
邓正隆1
¹þ¶û±õ 150001¹þ¶û±õ 150050
以国外有关文献为依据分析和归纳了传递对准匹配方法结构挠曲运动补偿方法算法仿真和实验等方面的研究进展情况以及传递对准技术研究中所遇到的困难
探讨了研究的发展方向
惯导系统综述
U666.12 文献标识码
２, DENG Zheng-long1
(1.Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China; 2. Heilongjiang Institute of Technology, Harbin
150050, China)
Abstract: According to foreign papers, the history of the study on transfer alignment technique is introduced; the transfer alignment matching methods, the methods of enhancing alignment accuracy and the methods of compensating structure flexture are analyzed and synthetized; the studies on maneuver, algorithm, model, simulation and experiment are introduced; the challenge in transfer alignment is addressed and the methods to overcome the difficulty are presented. The future development of transfer alignment technique is discussed.
Key words:inertial navigation system;transfer alignment; review; moving base
１ 引　言
为适应现代战争的需要并且随着战争的发展战术导弹一般由运载体进行发射
为了减小弹体体积和制造成本而运载体上一般装有精度较高的平台式惯导系统
即利用传递对准法对准因此
2003-01-09
作者简介1963¹þ¶û±õ¹¤Òµ´óѧ¿ØÖÆ¿ÆѧÓ빤³Ìϵ²©Ê¿ÉúÖ÷ÒªÑо¿·½ÏòΪ¹ßÐÔµ¼º½¼¼Êõ
62 中国惯性技术学报 2003年4月技术领域的研究重点舰载导弹和车载导弹的初始对准
并获得了成功的应用哈姆
空舰导弹SRAM ADKEM[1]
Joint Direct Attack Munition英国的空舰导弹厨房空地反辐射导弹企鹅
我们认为在20世纪80年代中期以前
80年代中期以后
1989年首次提出了速度加姿态的匹配法使传递对准时间缩短到10 s
´Ëºó¶øÇÒ¾«¶ÈºÍ¿ìËÙÐÔÒ²ÓÐһЩ¸Ä½øTarrant D等人[1]将快速传递对准技术用于ADKEM的对准
其平均飞行时间为10 s
1997年结果显示速度姿态从公开发表的文献看
２ 国外动基座传递对准技术的研究状况
２．１ 传递对准的匹配方法
在理论上根据匹配参数性质的不同一类是利用惯导计算的导航参数进行传递匹配如位置匹配法另一类是利用惯性元件测量参数进行传递匹配如加速度匹配法姿态匹配法都是测量参数匹配法测量参数法由于方法直接但载体结构挠曲运动比计算参数法要敏感其精度低于计算参数法
速度姿态还有很多人提出了其它一些匹配法速度匹配法双积分速度匹配法角速率匹配法
其中速度匹配法和位置匹配法比较成熟1989年以后速度姿态
文献[1][3ËÙ¶È姿态+Æ¥Åä·¨ÊÇΪʵÏÖ¿ìËÙ¶Ô×¼¶ø×ʹÓõÄÒ»ÖÖ·½·¨ÔØ»úÖ»Òª×ö°Ú¶¯»úÒíµÄ»ú¶¯·ÉÐм´¿ÉʵÏÖ´«µÝ¶Ô×¼´Ó¶ø´ó´óËõ¶ÌÁ˶Ô׼ʱ¼ä
Ross C C[12]使用实际的飞行实验数据速度匹配
研究结果表明
效果基本相同速度匹配要优于积分及双积分速度匹配速度角速率该方法与+Æ¥Åä·¨Ò»Ñù¶¼ÄÜËõ¶Ì¶Ô׼ʱ¼äËÙ¶È姿态
２．２ 提高对准精度的方法
第2期王司等
考虑到测量
时间的延迟因素利用积分或双积分速度匹配
其中第一种是普遍使用的方法
往往要牺牲快速性提高滤波数据更新频率不但会增加计算量对于飞机等挠性变形较大的运载体而言
所以该方法对挠性变形相对小的运载体效果较好上述的某些方法常常合并使用
认为传递时间延迟对姿态测量的影响较大将传递时间延迟变量纳入卡尔曼滤波器的状态变量之中You-Chol Lim[11]在文献[10]的基础上采用了H·ÂÕæ½á¹û±íÃ÷滤波器对传递时间延迟引起的误差进行补偿
Ｒｏｓｓ　Ｃ　Ｃ[12]的研究结果表明但将引起较大的误差超调量
Spalding K[9]为解决快速传递对准高速测量及数据处理问题
前置滤波器协方差分析结果表明对准精度可达到每轴1mrad以下
外部滤波器内部滤波器用以提高GPS/INS组合导航系统的对准精度
２．３ 结构挠曲运动描述与补偿方法
对武器运载体的结构挠性变形进行建模是极其困难的工作
运行条件这给模型的应用带来极大困难近几年大多数研究[3][7][9]将结构挠曲运动视为Markov过程
但这样又增加了卡尔曼滤波的计算量
因此在具体应用时主要补偿方法有在模型中注入噪声增加过程噪声和测量噪声水平增加机动运动的幅度和强度使用持续的机动运动
并以此为基础构造真实的模型将真实模型中与机翼挠曲运动有关的状态删除
为机体与弹体之间实际不对准角a为白噪声并依据真实模
即认为
a a
型的协方差分析结果来确定注入白噪声的强度还可以增加滤波器的鲁棒性进一步将机翼挠曲运动分解为准静态挠曲和高频挠曲两种模态
高频挠曲模态是飞行时飞机受到的扰动所引起的5~10 Hz的结构振动
同时将准静态挠曲模态也视为三阶Gauss-Markov过程
用以逼近机翼在机动运动中的真实挠曲过程
将与描述挠曲运动和杆臂误差有关的变量从卡尔曼滤波器中删除
用以补偿准静态挠曲的不确定性在安装失准角状态中加入过程噪声
用以考虑高频挠曲运动的影响增加速度测量
噪声方差You-Chol Lim[10]针对舰船挠曲运动的
64 中国惯性技术学报 2003年4月特点将其视为二阶Markov过程而其它
两轴相对较小进而将与挠曲运动Y轴分量紧密相关的状态变量和测
量变量删除DCM部分匹配Chun Yang[15]在研究车载ADKEM的快速传递对准时并应用较高幅度与强度的机动以及持续的机动来抑制挠曲运动干扰
通常机动运动的方案与所采用的匹配方法有关当采用速度匹配方法时
当采用+Æ¥Åä·½·¨Ê±
×Ô´Ó1992年Goshen-Meskin 和Bar-Itzhack[16][17]在理论上解决了惯导系统的可观测性分析问题以来在理论上没有新的突破
结果表明纵向加速机动并不优于侧向加速机动其纵向加速机动优于侧向加速机动Rogers R M[19]使用计算机误差模型和扰动误差模型研究了飞机在起飞前和起飞过程中的传递对准问题它利用飞机开始起动到起飞这一低动态过程即可完成传递对准并且扰动模型的对准性能优于计算系模型机动加速度符号变化对传递对准的影响
纵向加速度改变符号将会增加对准时间
２．５ 算法研究
算法研究要比传递匹配法研究活跃得多研究的主要目标是提高算法的精度和快速性最主要的算法是姿态更新算法
姿态更新算法有欧拉角法四元数法和等效旋转矢量法通常采用四元数法特别是载体做高动态飞行时误差更大
Miller R B[21]把等效旋转矢量估计和四元数姿态更新完全分开该算法大大改进了锥运动环境中算法的性能该算法在高频锥运动环境中的性能优于三子样优化算法与传统算法相比该方法的估计误差至少减少两个数量级Dmitriyev S P[24]等人研究了惯导系统的航向对准问题给出了由非线性方程所描述的状态向量的最优估计算法Savage P G[25] [26]给出了现今捷联惯导系统中所使用的将角速度积分为姿态这些算法是利用最初用于姿态更新的双速更新算法构造出来的
这两种方法的特点是使用了额外的陀螺/加速度计的输出信号
称之为平滑算法
称之为加速度不变算法
第2期王司等
Roscoe K M[28]证明了捷联惯导中锥积分和划船积分与算法之间的一般等价性
２．６　模型研究
Goshen-Meskin D[29]给出了建立惯导系统误差模型的统一方法
其优点是能够很容易地推导出解决特殊问题的INS误差模型对于文中所考虑的惯性系统
这个研究成果为误差模型的建立提供了方便
如果主惯导模拟的坐标系为地理坐标系
因而传递对准使用的姿态误差模型和平动误差模型均为 角模型
平动误差模型包括相对位置误差模型
无论采用那种匹配方法在姿态匹配法及+Æ¥Åä·¨ÖжøÔÚÆäËüÆ¥Åä·¨ÖÐ
２．７ 仿真研究和实验手段
在传递对准中很多重要课题还使用Monte Carlo非线性仿真加以研究[1][3][7][10][15]
Éè¼ÆÁ˶Ô×¼»ú¶¯Ô˶¯Ä£¿é»·¾³¸ÉÈÅÄ£¿é
ÄÓÇúÔ˶¯Ä£¿éSeparation-Induced Dynamics Module子惯性传感器模块
主/子IMU输出差值模块
把这些模块稍加修改其仿真结果用于指导和评价传递对准滤波器的设计
也利用实际飞行数据进行研究美国使用F-16B-1
为满足全天候自主导航的需要
Ｇｌｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ／Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ其工作方式有两种
GPS导航为辅的组合导航方式惯导系统的初始对准采用速度匹配传递对准法组合导航方式的计算CEP为10.1 m
µ«¹¤×÷ÓÚ¶ÀÁ¢µÄ¹ßÐÔµ¼º½·½Ê½Ê±在100 s之内
Shortelle K J 等人[4]用F-16飞机进行了快速传递对准的实验速度姿态
在进行实际飞行实验之前而后又在实验室和实验车上进行实验
实验主要设备有Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ　ＲＬＧ捷联式IFMU
ÆäÕæʵģÐ͵Ŀ¨¶ûÂü
Â˲¨×´Ì¬±äÁ¿Îª66个包括3个速度误差
3个加速度计偏移3个结构刚性失准角和2个陀螺刻度系数误差等17个变量
携弹飞行包括一个90
ʵÑé·ÉÐеĸ߶ÈÊÇ1524 m0.5马赫共进行了67次实验
66 中国惯性技术学报 2003年4月[30]使用了实际飞行数据进行传递对准研究在进行实机实验时
Kaiser J等人[31]介绍了研制高级惯性网络的主要技术工作
主要由两个INS单元
在实际飞行时然后用于分析算法的性能
但在精度和快速性方面仍需要进一步提高
如何更加有效地克服这一不利影响仍将是今后研究的重要课题解决这一课题的途径主要有与GPS组成组合导航系统研制精密的惯性挠曲变形测量系统
由于惯性导航和GPS导航各有其优势和劣势因此将GPS/INS组合导航用于战术导弹已成为近几年的发展趋势
我们认为一种是GPS与运载体惯导系统组合前者是把GPS接收天线和接收机安装在运载体上从而为弹体的INS提供更加精确的基准
后者是把GPS接收天线和接收机安装在弹体上
从而实现对准
所以不需要进行补偿
对于战术导弹特别是精确制导武器而言在导弹发射后的飞行过程中依靠GPS消除弹体INS随时间而增长的累积误差
因此后一种方案符合目前的发展趋势
尽管如此
随着精确制导武器的发展GPS/INS组合导航的应用将会更加广泛
另外
参考文献
第2期王司等
：　Ｔｈｅｏｒｙ［Ｊ］．　ＩＥＥＥ
５６－１０６７．
Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ　ｏｎ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　ａｎｄ　Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｓｙｓｔｅｍｓ，　１９９２，　２８（４）：　１０
Ｏｂｓｅｒｖａｂｉｌｉｔｙ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｐｉｅｃｅ－ｗｉｓｅ　ｃｏｎｓｔａｎｔ　ｓｙｓｔｅｍ，　Ｐａｒｔ　
［１７］　Ｇｏｓｈｅｎ－Ｍｅｓｋｉｎ　Ｄ，　Ｂａｒ－Ｉｔｚｈａｃｋ　Ｉ　Ｙ．　
：　Ａｔｔｉｔｕｄｅ　ａｌｇｏｒｉｔｈｍｓ［Ｊ］．　
ＡＩＡＡ　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆＧｕｉｄａｎｃｅ，　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ａｎｄ　Ｄｙｎａｍｉｃｓ．　１９９８，　２１（１）：　１９－２８．
［２６］　Ｓａｖａｇｅ　Ｐ　Ｇ．　Ｓｔｒａｐｄｏｗｎ　ｉｎｅｒｔｉａｌ　ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ　ａｌｇｏｒｉｔｈｍ　ｄｅｓｉｇｎ，　Ｐａｒｔ。