弹载惯性卫星星光高精度组合导航
科技成果——惯性卫星深组合导航
科技成果——惯性卫星深组合导航技术开发单位中国航天科工集团公司北京控制与电子技术研究所技术简介通过深组合滤波技术，可以实时估计并补偿惯性导航随时间积累的导航误差；而且可以辅助接收机减少重捕获的时间和增强跟踪卫星信号的稳定性。
特别在卫星个数小于4颗后，仍能有效估计惯导误差，保证导航数据的连续性和有效性。
利用双天线测向技术可大幅度提高航向角精度。
该产品可为用户提供稳定、高精度的三维位置、速度、姿态和时间信息。
技术指标定位精度：＜3m（1σ）；速度精度：＜0.02m/s（1σ）；俯仰角精度：＜0.015（1σ）；横滚角精度：＜0.015（1σ）；航向角精度：＜0.1（1σ）；数据更新率：200Hz。
技术特点（1）解决了大姿态、高动态运动条件下的卫星信号的稳定捕获和跟踪环路带宽自适应调整，以及惯性导航误差的在线估计等难题，实现了高动态条件下的高精度组合导航；（2）通过高动态深耦合接收机环路设计及抑制干扰的方法，解决了传统接收机高动态和高抗干扰性能无法兼顾的难题，提高了接收机伪距率测量精度、动态适应能力和抗干扰能力；（3）通过卫星不完备条件下的深耦合惯性/卫星组合导航方法，实现了BD2/GPS/GLONASS三系统的数据融合和不间断导航，解决了卫星不完备时组合导航精度快速下降的问题，提高了全程高精度组合导航的连续性和可靠性；（4）通过基于深耦合系统的晶振加速度敏感度影响抑制方法，解决了大过载条件下晶振频率稳定性急剧下降导致组合导航精度大幅下降的难题。
技术水平国际领先、国内领先可应用领域和范围航空导航、舰载导航、地面车辆、无人车、智能交通专利状态已申请国家专利1项，申请国防专利16项。
技术状态小批量生产、工程应用阶段合作方式合作开发、技术服务投入需求1500万元转化周期半年预期效益该产品的研发成功，将是国内自主创新开发的首台兼容BD2惯性/卫星深组合导航产品，将促进卫星导航高端服务领域的重点突破，提升应用水平和应用规模，发挥卫星产品与服务在我国其他行业中的支撑作用。
自动驾驶组合导航(1)
自动驾驶组合导航1卫惯组合导航需求逐渐刚性，百亿级市场已来临1.1. GNSS与IMU融合可提供稳定的绝对位置信息全球卫星导航系统（GNSS）是能为地球表面或近地空间任何地点提供全天候定位、导航、授时的空基无线电导航定位系统。
美国的全球定位系统（GPS）、俄罗斯的格洛纳斯卫星导航系统（GLONASS）、欧盟的伽利略卫星导航系统（Galileo）以及我国的北斗卫星导航系统（BDS）是全球四大卫星导航定位系统。
受多路径效应、对流层折射等因素影响，普通GNSS单点定位精度一般在5-10米（实际普通GNSS在开阔地带单频单模单点定位精度约为2. 5米）。
为提高卫星导航系统的定位精度，出现了高精度卫星定位技术，主要包括以基于网络RTK技术的连续运行参考站系统（CORS）为代表的地基增强技术、以美国广域增强系统（WAAS）为代表的区域星基增强系统以及基于实时精密单点定位技术（PPP）的商业全球星站差分增强技术。
惯性导航系统（INS）属于推算导航方式，即从一已知点的位置根据连续测得的运动体航向角和速度推算出其下一点的位置，因而可连续测出运动体的当前位置。
惯性导航系统的核心部件为陀螺仪和加速度计，利用载体先前的位置、惯性传感器测量的加速度和角速度来确定其当前位置。
给定初始条件，加速度经过一次积分得到速度，经过二次积分得到位移。
角速度经过处理可以得出车辆的俯仰、偏航、滚转等姿态信息，利用姿态信息可以把导航参数从载体坐标系变换到当地水平坐标系中。
惯性导航系统有自主导航、不受外部依赖、输出频率高（大于IoOHZ）等优点。
定位精度取决于陀螺仪、加速度计等惯性传感器的测量精度，高性能IMU价格昂贵。
惯性导航定位误差会随着时间不断累积，导致位置和姿态的测量结果偏离实际位置，因此无法用来做长时间的高精度定位。
因此，通常采用惯性导航系统作为GNSS信号丢失时的补偿，以使导航系统功能连续。
惯性导航起源于军工领域，因其成本高，长期用于国防和商用航空航天领域，相关模组器件主要由我国军工企业研发制造，产品以高精度战术级器件为主（包括激光惯性导航、光纤惯性导航和高精度MEMS惯性导航）。
星光／惯性复合制导次佳星快速确定方法研究
星光／惯性复合制导次佳星快速确定方法研究摘要:采用星光/惯性复合制导能显著提高弹道导弹的机动发射性能和命中精度。
在单星方案的实际应用中,由于太阳规避角的影响,需要根据最佳星来选择次佳星,进而确定实际导航星。
针对单星方案,建立其基于初始定位定向误差的相关数学模型,在确定最佳星的基础上,提出约束优选方案来选择次佳星。
仿真结果显示,采用所建立模型能有效修正初始定位定向误差的影响;所提出的约束优选方案确定次佳星速度快、效果好,是对完善解决实际导航星快速确定问题的有益补充和探索。
关键词:星光/惯性复合制导单星方案最佳星次佳星引言星光/惯性复合制导是弹道导弹的一种复合制导体制,它利用所选导航星的星光矢量测量信息,获取空间基准,通过估计平台指向误差所造成的落点偏差,最后在导弹末修阶段加以综合修正,以此来提高弹道导弹的命中精度,其本质是通过矢量观测确定飞行器的姿态[1]。
在其单星方案的实际应用中,理论上须通过观测特定方位的恒星,才能达到综合修正的最好效果,最大程度地提高导弹的命中精度,这颗特定方位的恒星即为单星方案的最佳星[2]。
在导弹发射前的准备过程中,考虑到太阳光照、地球遮挡、发射时间和发射地点等各种因素的影响,实际发射时的星空中,根据理论诸元计算所得到的最佳星方位上,不一定存在符合条件的星体,或者在最佳星方位上的星体由于太阳光照等因素的影响,而不能选用作为实际的导航星[3]。
因此,在导弹实际发射任务中,实际选择的导航星通常都会偏离最佳星方位。
在这种情况下,首先就需要在确定最佳星的基础上,选择出规避各种影响因素下修正效果较好的星体即次佳星,然后再根据次佳星来确定实际可用的导航星,以达到较好的修正效果。
次佳星的选择与实际导航星的确定有直接关系,决定着实际导航星的修正效果,进而影响复合制导系统的工作性能。
因此,为最大程度地提高星光/惯性复合制导修正导弹落点偏差的能力,在最佳星不能作为实际导航星使用的情况下,需要对次佳星的选择方法及其可行性进行研究,同时还要满足实际应用中的快速发射要求,这也是次佳星确定问题的难点所在。
捷联惯性／星光组合导航车载试验研究
ｉｔ ｇ ａｅ ｎ ｖ ｇ ｔ ｎ ｙ ｔｍ ａ ｅ ｎ ｅ ｒ ｔｄ ａ ｉａｉ ｓ ｓｅ ｏ ｒ ｄｏ ｅ ｓｎｇ ｘｓｉ ｎ ｕ ｉ ｅ ｉｔ ｎｇ ｅ ｕ ｐ ｎ ｓ Ｆｅ ｓｂｌｔ ｎｄ ｅｆｃ ｉｅ ｓ ｆｔ ｅ Ｓ ＮＳ ｑ ｉ ｍｅ ｔ． ａ ｉ ｉ ｙ ａ ｆｅ ｔ ｎｅ ｓ ｏ ｈ Ｉ ／ ｉ ｖ ｓａ ｉｔｇ ａ ｅ ｎ ｖｇ ｔｏ ｓ ｓｅ ｔ ｒ ｎ ｅ ｒ ｔｄ ａ ｉ ａｉｎ ｙ ｔ ｍ ａ ｅ ｄ ｍ ｏ ｓｒ ｔｄ ｒ ｅ ｎ ｔａｅ
空 间控制技 术 与应用
・
４ ・ ４
Ａｅ ｏ ｐ ｃ ｎ ｒ ｌａ ｄ Ａｐ ｌｃ ｔ ｎ ｒ ｓ ａ ｅ Ｃｏ ｔｏ ｎ ｐ ｉａｉ ｏ
第３ ４卷 第 ６期 ２０ ０ ８年 １ ２月
地 球 的运 动规 律来 测 量 天体 相 对 于 载体 的 精 确 坐
捷 联 惯性／ 星光 组合 导航
敏感 器 由光 学探测 系统 、 遮光 罩和 Ｃ Ｄ敏 感器 等 Ｃ 组成 。系统 组成框 图如 图 １ 示 。 所
（ ｅｉ ｎｔｕ ｕ ｍ ｔ ｏｔ ｌ ｑｉｍ ｎ ， Ｂ ｉｎ Ｉ ｉ ｔ ｏ Ａ ｔ ａｉ Ｃ ｎｒ ｕ ｅｔ ｊ ｇ ｓｔｅ ｆ ｏ ｃ ｏＥ ｐ
Ｂ ｉｎ ０ ０ ４，ｈｎ ） ｅｉ １ ０ ７ Ｃ ｉ ｊｇ ａ
试 验
２ 捷 联 惯 性／ 光 组 合 导 航 系统 的 组成 星
文献 标识码 ： Ａ
中图分类号 ： ４ ９ Ｖ ２
文章 编号 ：６ ４ １７ （ ０ ８ ０ ￣０ ４０ １７ —５ ９ ２ ０ ） ６ ４ —４
组 合导 航 系 统 从 硬 件 结 构 上可 分 成捷 联 惯 导
系统 和星敏感 器两 部 分 ， 中捷 联 惯 导 系 统 由光 纤 其 Ｉ ｖ ｓ ｉ ａ ｉ ｎ Ｏｎ Ｓ ＮＳ ｔ ｒ Ｉ ｔ ｇ ａ ｅ ｎ ｅ ｔｇ ｔｏ Ｉ ／Ｓ ａ ｎ ｅ ｒ ｔ ｄ
高精度测量与制导的惯性导航系统研究
高精度测量与制导的惯性导航系统研究导语：在现代高科技领域，高精度测量与制导系统的研究具有重要的意义。
本文将重点介绍惯性导航系统的研究，探讨其在高精度测量和制导方面的应用与进展。
一、引言惯性导航系统是一种基于惯性传感器测量的导航系统，能够实现航行器在没有外部参考的情况下进行位置和姿态的估计与跟踪。
传统的惯性导航系统通常包括三个主要组成部分：加速度计、陀螺仪和计算装置。
这些组件能够提供绝对而精确的相对位置和姿态信息，用于导航和制导应用。
二、惯性导航系统的研究进展1. 精度提升随着科技的发展，惯性导航系统在高精度测量与制导方面取得了长足的进步。
其中的关键是提高传感器的测量精度和稳定性。
目前，最新的惯性传感器采用了现代化的制造和校准技术，能够实现更高的精度和更低的误差。
此外，使用多传感器融合技术可以进一步提高系统的精度。
2. 多传感器融合技术为了进一步提高惯性导航系统的精度和可靠性，研究人员引入了多传感器融合技术。
该技术通过同时使用GPS、气压计、地磁传感器等不同类型的传感器，将它们的测量结果进行融合，从而得到更准确的位置和姿态估计。
多传感器融合技术的使用既提高了系统的精度，又增加了系统的鲁棒性和可靠性。
3. 作动器控制惯性导航系统不仅可以用于测量和估计位置和姿态信息，还可以用于导航和制导控制。
在航空航天领域，惯性导航系统可以实现航空器的自主飞行和自动着陆。
为了实现更高的制导精度，研究人员还进一步研究了作动器控制技术。
作动器控制技术利用惯性导航系统提供的位置和姿态信息，对作动器进行精确的控制，从而实现目标的精确导航和控制。
4. 应用领域高精度测量与制导的惯性导航系统在许多领域都有着广泛的应用。
在航空航天领域，惯性导航系统被广泛应用于飞机、导弹和卫星等航天器的导航和制导控制。
在海洋领域，惯性导航系统被用于舰船和潜艇的导航和控制。
在车辆领域，惯性导航系统被用于汽车、火车和无人驾驶车辆的自主导航和控制。
三、挑战与未来发展方向1. 技术挑战尽管高精度测量与制导的惯性导航系统取得了重要的进展，但仍面临一些技术挑战。
卫星导航与惯性导航的组合应用
卫星导航与惯性导航的组合应用在现代导航技术领域，卫星导航和惯性导航是两种常见且重要的导航方式。
它们各自具有独特的优势和局限性，而将两者进行组合应用，则能够实现更精准、可靠和连续的导航服务，为众多领域带来了巨大的便利和发展机遇。
卫星导航，如我们熟知的 GPS、北斗等系统，通过接收卫星信号来确定用户的位置、速度和时间等信息。
其优点显而易见，能够在全球范围内提供高精度的定位信息，而且使用方便，只要能接收到卫星信号，就能迅速获取导航数据。
然而，卫星导航也存在一些不足之处。
比如，在高楼林立的城市峡谷、隧道、深山等信号容易被遮挡或干扰的区域，卫星导航的性能可能会大打折扣，甚至无法正常工作。
此外，卫星导航的更新频率相对较低，对于一些高速动态的应用场景，可能无法及时提供准确的实时信息。
惯性导航则是依靠测量物体的加速度和角速度来推算其位置和姿态的变化。
它不依赖外部信号，具有自主性强、不受外界干扰、数据更新频率高、能够实时提供导航信息等优点。
即使在卫星信号丢失的情况下，惯性导航系统仍能在短时间内保持较高的导航精度。
但惯性导航也有其缺点，由于测量误差会随时间累积，长时间工作后，导航精度会逐渐降低。
正是由于卫星导航和惯性导航各自的特点，使得它们的组合应用成为一种理想的解决方案。
这种组合能够充分发挥两者的优势，弥补彼此的不足，从而提供更全面、更可靠的导航服务。
在航空领域，卫星导航与惯性导航的组合应用尤为重要。
飞机在飞行过程中，需要高精度、高可靠性的导航信息。
在开阔的空域，卫星导航能够提供准确的位置和速度信息；而当飞机穿越云层、遭遇电磁干扰或在其他可能导致卫星信号丢失的情况下，惯性导航则能够确保导航的连续性和稳定性。
例如，在飞机起飞和降落阶段，对导航精度的要求极高，此时组合导航系统能够发挥关键作用，保障飞行安全。
在航海领域，船舶在远航过程中，同样面临着复杂的导航环境。
卫星导航可以为船舶提供在开阔海域的精确导航，但在靠近港口、穿越狭窄水道或者遇到恶劣天气时，卫星信号可能会受到影响。
组合惯性导航系统有哪些
组合惯性导航系统有哪些？随着时代的发展，单一惯性导航系统逐渐被组合惯性导航系统所代替。
单一导航系统都有各自的局限性，组合惯性导航系统是将飞机和舰船等运载体上的两种或两种以上的导航设备组合在一起的导航系统。
下面雅驰为你介绍一些利用多种信息源互补构成精确度更高的多功能导航系统。
1、卫星惯导组合：通过卫星定位系统信息定时对惯性系统进行偏差纠正。
在无法接受卫星信号时，惯性定向定位导航系统也能够保障信息在一定时间内的精准度。
具有精度高，可通讯的特点，但是需要从外界获取信息。
2、天文与惯性导航系统组合：关于天文和惯性导航系统组合，以下三种方式供你参考：一是利用惯性导航和天文导航系统位置信息差值来校正的组合方法，给出工程应用的实际结果；二是根据天文导航系统观测天体的高度、方位值，依据天文原理计算两者之差作为观测卡尔曼滤波组合；三是确定产台坐标系在惯性坐标中跟踪地理坐标系的误差作为观测卡尔曼滤波组合，最后采用天文导航位置信息对陀螺常值漂移的校正。
3、GPS/INS组合导航系统：能很好的实现惯性传感器的校准、惯导系统的空中对准和高度稳定性等，从而提高惯导系统的性能、精度、跟踪卫星的能力。
还可以实现GPS完整性检测，提高可靠性，实现一体化。
4、惯导/多普勒组合：惯性导航系统和多普勒导航的组合解决了多普勒受地形影响的因素，又解决了惯性导航自身的误差，体现了两者很好的互补效果。
5、惯导/地磁组合导航系统：具有自主性强、隐蔽性好、成本低、可用范围广等优点，是当前惯性导航系统研究领域的一个热点。
6、惯导/地形匹配组合导航系统：因为地形匹配的定位精度很高，所以可以利用这种精度的信息来消除长时间工作的误差累计，提高惯性导航的定位精度。
7、GPS/航迹推算组合导航系统：航迹推算是在GPS失效的情况下，根据大气数据测得空速，推算出地速和航迹角。
当信号中断或差时，由航迹确定位置；当信号质量好时，利用GPS定位确定位置。
这样有效的降低了系统的成本。
ins gnss组合导航原理
ins gnss组合导航原理
insgnss组合导航原理是利用惯性导航系统（inertialnavigationsystem,INS）和全球卫星导航系统（globalnavigationsatellitesystem,GNSS）进行组合导航的一种方法。
INS是一种以加速度计和陀螺仪为基础的导航系统，可以测量飞行器在空间中的加速度和角速度，从而计算出其位置、速度和姿态等信息。
GNSS是通过卫星发射的信号来提供位置、速度和时间等信息的一种导航系统，包括GPS、GLONASS、Galileo等。
ins gnss组合导航原理利用INS和GNSS两种导航系统的互补性，可以在长时间导航中提高导航精度和稳定性。
INS有较高的精度和短期稳定性，但会出现随时间漂移等问题，而GNSS的测量精度和长期稳定性较好，但在某些环境下（如城市峡谷、密集林木等）会受到信号遮挡、多径效应等干扰。
ins gnss组合导航原理将INS和GNSS的测量结果进行融合，可以克服各自的局限性，提高导航精度和可靠性。
具体实现方法包括： 1. 利用INS和GNSS的测量结果进行数据融合，通过卡尔曼滤波等方法进行状态估计和修正。
2. 利用INS和GNSS的信息进行互补滤波，将两种导航系统的优势进行结合，提高导航精度和稳定性。
ins gnss组合导航原理在机载导航、航天器导航、地面移动终端等领域都有广泛应用，可以提高导航系统的精度和可靠性。
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组合导航技术的发展
EKF）对INS旳速度、位置、姿态以及传感器误差进 行最优估计，并根据估计成果对INS进行输出或者反 馈校正。
6、卫星导航与惯性导航组合方式（续）
松组合旳主要优点
4.3 脉冲星导航
➢ 脉冲星是太阳系以外旳遥远 天体，它们旳位置坐标，如 恒星星表一样构成一种高精 度惯性参照系；
➢ 脉冲星按一定频率发射稳定 旳脉冲信号，其长久稳定度 好于最稳定旳铯原子钟。
➢ 脉冲星能够提供绝好旳空间参照基准和时间基准，所以脉 冲星是空间飞行器旳极好旳天然导航信标。
4、天文导航（续）
系统旳容错功能。 ➢ 提升导航系统旳抗干扰能力，提升完好性。
6、卫星导航与惯性导航组合方式
6.1 涣散组合(Loosely-Coupled Integration)
松组合基本概念
➢ 松 组 合 又 称 级 联 Kalman 滤 波 (Cascaded Kalman Filter)方式。
➢ 观察量——INS和GNSS输出旳速度和位置信息旳差 值；
➢ 另外，因为没有GLONASS卫星旳精确轨道源数 据 ， 故 无 法 测 定 精 度 。 与 GPS 相 比 这 是 GLONASS旳个一主要缺陷。
2、卫星导航旳发展即存在旳问题
2.2 卫星导航存在旳问题（续）
3）GALILEO存在旳主要问题
“伽利略计划”是由欧盟委员会和欧洲空间局共同发起并 组织实施旳欧洲民用卫星导航计划，它受多个国家政策 和利益旳制约，政策具有摇摆性。 因为欧盟受美国旳影响极大，“伽利略计划”本身旳独立 性值得怀疑； GALILEO计划目前已经延后，考虑到目前旳金融危机 ，未来旳GALILEO怎样发呈现在还看不清楚。
惯性导航与卫星导航组合定位精度分析及仿真
惯性导航与卫星导航组合定位精度分析及仿真周俊;王琳;徐永强;黄海;李枭楠【摘要】随着导航领域的逐渐发展,卫星导航的应用成为重要课题.阐述了惯性导航、卫星导航及其组合导航系统的基本原理和优缺点,对惯性导航系统的定位精度进行分析及仿真验证,并给出分析和验证的过程及结果.对惯性导航与卫星导航松组合模式的定位精度进行了分析和测试,并给出所使用的Kalman滤波器的详细参数及测试结果.测试结果表明,组合后的定位精度比单INS定位精度有大幅提高,且误差不随时间发散.【期刊名称】《无线电工程》【年(卷),期】2018(048)012【总页数】5页(P1086-1090)【关键词】卫星导航;惯性导航;组合导航;Kalman滤波【作者】周俊;王琳;徐永强;黄海;李枭楠【作者单位】陆军航空兵学院陆军航空兵研究所, 北京 101121;陆军航空兵学院陆军航空兵研究所, 北京 101121;陆军航空兵学院陆军航空兵研究所, 北京101121;陆军航空兵学院陆军航空兵研究所, 北京 101121;中国电子科技集团公司第五十四研究所, 河北石家庄 050081【正文语种】中文【中图分类】TP30 引言惯性导航系统(INS)是依据牛顿惯性原理，利用陀螺、加速度计等惯性敏感元件及初始信息来计算载体的姿态、速度和位置[1-2]。
惯性导航完全依靠载体自身设备独立自主地进行导航，是一种保密性好且不易受干扰的导航系统[3-4]。
但由于惯性器件存在测量误差，这种误差进入导航解算时会随时间累积，导致导航结果的误差随时间发散[5]。
全球卫星导航系统(GNSS)是一种星基无线电导航系统，能为全球陆、海、空、天的各类军民载体提供全天候、全天时和高精度的三维位置、速度和精密时间信息[6-8]。
但由于用户接收机在接收其导航定位信号时容易受到遮挡、折射和高动态等因素的干扰，导致信号质量不稳定，进而影响定位精度，甚至失锁[9-10]。
而INS与GNSS的组合能够有效地解决惯导误差随时间发散的问题，同时可以增强GNSS接收机对信号的捕获与跟踪性能，提高导航系统的稳定性[11-13]。
惯性 星光组合导航系统动基座对准应用
3. 动基座下量测信息转换
惯性/星光组合导航系统海上对准方法中借鉴了文献[3]中的设计模式，同时考虑卫导精确位置信息辅 助 CNS 更快更准确的实现惯性坐标系和载体坐标系的转换求解。
Received: May 18th, 2020; accepted: Jun. 5th, 2020; published: Jun. 12th, 2020
Abstract
Aiming at the problem of the alignment of the dynamic base of the INS/CNS integrated navigation system, a method of dynamic base alignment based on the inertial navigation error comprehensive calibration mode is designed. Based on the attitude and position measurement information of the INS/CNS combination system, the linearized state equation of the INS/CNS combination system is derived, and the measurement equation of the alignment mode is analyzed and established. The Kalman filter technology is used to design the information based on this information. The dynamic base alignment scheme of the fusion method is verified by simulation analysis. The simulation results show that the method is effective under dynamic base alignment. The simulation results show that the method can achieve better than 15’’ within 60 minutes under the dynamic navigation conditions of the ship heading accuracy.
高精度GNSS与惯性导航融合定位算法研究
高精度GNSS与惯性导航融合定位算法研究随着现代定位技术的发展，高精度定位对于许多领域来说都变得越来越重要。
全球导航卫星系统（GNSS）是一种常见的定位技术，但它在城市峡谷、高楼大厦密集区域和室内等环境下的性能受到限制。
惯性导航是另一种定位方法，通过利用加速度计和陀螺仪等惯性传感器来测量移动物体的加速度和角速度，从而实现高精度的定位。
然而，惯性导航的一个主要问题是存在漂移，导致定位误差随时间的增长。
为了克服GNSS和惯性导航各自的局限性，研究者们提出了高精度GNSS与惯性导航融合定位算法。
该算法通过将两种定位技术的测量结果进行融合，综合利用它们的优点，从而提高定位的精度和鲁棒性。
该算法的核心是通过传感器融合技术将GNSS和惯性导航的测量结果进行组合。
传感器融合技术利用卡尔曼滤波器或扩展卡尔曼滤波器等算法，将两种测量结果进行加权组合，得到更准确和可靠的定位结果。
在融合过程中，需要考虑到两种测量结果之间的误差特性和相关性，以及各自的更新速率。
此外，还可以采用其他方法如粒子滤波器、支持向量机等来实现传感器融合。
在高精度GNSS与惯性导航融合定位算法中，惯性导航可以提供实时的高频率定位信息，而GNSS则可以提供全球范围内的位置信息。
这样的融合可以有效地克服GNSS信号受阻的问题，提高定位的可用性和可靠性。
此外，由于GNSS定位结果的长期稳定性较好，融合后的定位结果也能够有效地降低惯性导航的漂移误差。
高精度GNSS与惯性导航融合定位算法在许多应用领域具有广泛的应用前景。
例如，在自动驾驶汽车中，精确的定位是实现汽车导航，避障和路径规划的关键。
通过融合GNSS和惯性导航，可以提供高精度和实时的定位信息，使自动驾驶汽车可以准确地感知周围环境并做出安全决策。
此外，在航空航天领域，高精度的定位对于飞行控制和导航非常重要。
融合GNSS和惯性导航可以提供航空器位置的准确信息，确保飞行安全。
然而，高精度GNSS与惯性导航融合定位算法仍面临一些挑战。
组合导航关键技术
组合导航系统是将载体( 飞机、舰船等) 上导航设备组合成一个统一系统，利用两种或两种以上设备提供多重信息，构成一个多功能、高精度冗余系统。
组合导航系统有利于充分利用各导航系统进展信息互补与信息合作, 成为导航系统开展方向。
在所有组合导航系统中，以北斗与惯性导航系统INS 组合系统最为理想, 而深组合方式是北斗与惯性导航系统( INS) 组合最优方法。
鉴于GPS 不可依赖性，北斗卫星导航系统与INS 组合是我国组合导航系统开展趋势，我国自主研制北斗/INS深组合导航系统需要解决关键技术。
1北斗/惯导深组合导航算法深组合导航算法是由INS导航结果推算出伪距、伪距率，与北斗定位系统观测得到伪距、伪距率作差得到观测量。
通过卡尔曼滤波对INS误差和北斗接收机误差进展最优估计，并根据估计出INS误差结果对INS进展反应校正, 使INS保持高精度导航。
同时利用校正后INS 速度信息对北斗接收机载波环、码环进展辅助跟踪, 消除载波跟踪环和码跟踪环中载体大局部动态因素, 以降低载波跟踪环和码跟踪环阶数，从而减小环路等效带宽, 增加北斗接收机在高动态或强干扰环境下跟踪能力。
其组合方式如图1所示，图中只画出了北斗一个通道，其他通道均一样。
图 1 深组合方式框图组合导航参数估计是组合导航系统研究关键问题之一。
经典Kalman 滤波方法是组合导航系统中使用最广泛滤波方法，但由于动态条件下组合导航系统状态噪声和量测噪声统计信息不准确，常导致滤波精度下降，影响组合导航性能。
滤波初值选取与方差矩阵初值对滤波结果无偏性和稳定性有较大影响，不恰中选择可能导致滤波过程收敛速度慢，甚至有可能发散。
另外系统误差模型不准确也会导致滤波过程不稳定。
渐消记忆自适应滤波方法通过调节新量测值对估计值修正作用来减小系统误差模型不准确对滤波过程影响。
当系统模型不准确时，增强旧测量值对估计值修正作用，减弱新测量值对估计值修正作用。
因此我们提出了以模糊控制规那么为根底渐消记忆自适应卡尔曼滤波方法。
[GPS技术及其应用]应用gps技术的优越性
![[GPS技术及其应用]应用gps技术的优越性](https://img.taocdn.com/s3/m/c64344c53169a4517623a30e.png)
[ＧＰＳ技术及其应用]应用gps技术的优越性全球定位系统GPS 全球定位系统（Global Positioning System - GPS）是美国从上世纪70年代开始研制，历时20年，耗资200亿美元，于1994年全面建成的利用导航卫星进行测时和测距，具有在海、陆、空进行全方位实时三维导航与定位能力的新一代卫星导航与定位系统。
它是继阿波罗登月计划、航天飞机后的美国第三大航天工程。
如今，GPS已经成为当今世界上最实用，也是应用最广泛的全球精密导航、指挥和调度系统。
GPS系统组成GPS系统主要包括有三大组成部分：即空间星座部分、地面监控部分和用户设备部分。
1、空间星座部分由21颗工作卫星和3颗在轨备用卫星组成GPS卫星星座，记作（21+3）GPS星座。
24颗卫星均匀分布在6个轨道平面内，轨道平面相对于赤道平面的倾角为55度，各个轨道平面之间交角60度。
每个轨道平面内的各卫星之间的交角90度，任一轨道平面上的卫星比西边相邻轨道平面上的相应卫星超前30度。
在两万公里高空的GPS卫星(编者注:GPS卫星群距地球距离介于同步静止轨道卫星和低轨道卫星之间,故又称为中轨道卫星),当地球对恒星来说自转一周时，它们绕地球运行二周，即绕地球一周的时间为12恒星时。
这样，对于地面观测者来说，每天将提前4分钟见到同一颗GPS卫星。
每颗卫星每天约有5个小时在地平线以上，同时位于地平线以上的卫星数量随着时间和地点的不同而不同，最少可见到4颗，最多可见到11颗。
在用GPS信号导航定位时，为了计算观测站的三维坐标，必须观测4颗GPS卫星，称为定位星座。
这4颗卫星在观测过程中的几何位置分布对定位精度有一定的影响。
对于某地某时，甚至不能测得精确的点位坐标，这种时间段叫做“间隙段”。
但这种时间间隙段是很短暂的，并不影响全球绝大多数地方的全天候、高精度、连续实时的导航定位测量。
GPS工作卫星的编号和试验卫星基本相同。
2、地面监控部分GPS工作卫星的地面监控系统目前主要由分布在全球的一个主控站、三个信息注入站和五个监测站组成。
星光导航的原理
星光导航的原理星光导航是一种利用星体的位置信息来确定地理位置的导航方式。
它的原理基于天体测量和惯性导航两个主要技术。
首先，天体测量是通过观测地球上的星体来获得位置信息的一种方法。
星光导航使用的是恒星和行星等稳定的物体作为参考点，利用它们在天空中的位置信息来计算自身的纬度和经度。
观测者通过测量参考天体与地平线之间的角度，可以确定自己所处的纬度。
在全天候的情况下，可以利用天空中的多个星体进行观测，以提高精度和可靠性。
其次，惯性导航技术是根据物体的运动状态和力学原理来确定其位置的一种方法。
导航系统通过内部的加速度计和陀螺仪等设备来测量和记录其运动状态，然后通过积分和滤波算法来计算运动轨迹。
这种技术适用于短时间内的精确导航，但长时间使用会有漂移积累的问题。
在星光导航中，惯性导航技术常用于测量和记录导航系统的运动状态，同时也可作为辅助手段来提高导航的精度和可靠性。
当星光导航系统初次启动时，它通过观测并记录当前位置的星体位置信息，然后与惯性导航系统进行整合，以进一步校准和纠正导航系统的误差。
随着时间的推移，星光导航系统可以通过持续的天体观测来不断校正惯性导航系统的误差，从而保持较高的导航精度和稳定性。
星光导航的优点在于不受地球上物体的遮挡和信号干扰的影响。
相比于传统的全球定位系统（GPS）等技术，星光导航可以在临近边界或没有地面信号的区域进行导航，并且不受大气和天候等环境因素的干扰。
这使得星光导航在无人机、航天器、水下设备等需要在复杂环境中进行导航的应用中具有重要意义。
然而，星光导航也存在一些挑战和限制。
首先，精确的星光导航需要高质量的测量设备和精确的测量数据。
天体测量需要高精度的仪器和复杂的算法来处理不同星体的位置和运动信息。
同时，惯性导航系统需要高灵敏度的传感器和精确的数学模型来估计和预测运动状态。
这些设备和算法的开发和维护成本较高，限制了星光导航的广泛应用。
其次，星光导航的精度和可靠性也受到天体位置预测误差和观测误差的影响。
卫星导航与惯性导航组合定位技术研究
卫星导航与惯性导航组合定位技术研究摘要：本文介绍了卫星导航与惯性导航组合定位技术的研究。
首先，对卫星导航和惯性导航技术的原理进行了概述，并比较了两种技术的优缺点。
其次，介绍了组合定位技术的原理和方法，以及卫星导航和惯性导航数据融合方法和组合定位系统误差分析和校正方法。
最后，探讨了卫星导航与惯性导航组合定位技术在交通工具导航系统和自主导航系统中的应用。
研究表明，卫星导航与惯性导航组合定位技术能够有效地提高导航系统的精度和可靠性，在现代交通和自主导航领域具有广泛的应用前景。
关键词：卫星导航；惯性导航；定位技术1卫星导航和惯性导航技术概述1.1卫星导航技术原理卫星导航技术是一种利用人造卫星提供的信号来确定接收机位置的技术。
它的原理是利用卫星发射的信号，接收机接收到信号后通过计算信号传播时间和测量信号频率的方法来确定自身的位置[1]。
卫星导航系统一般由多颗卫星组成，这些卫星分布在不同的轨道上，每颗卫星都会周期性地向地面发射信号。
接收机通过接收多颗卫星发射的信号，并对信号进行处理，可以确定自身的位置、速度和时间等信息。
卫星导航系统的核心是卫星发射的信号，信号包含了卫星的位置、速度和时间等信息。
卫星发射的信号一般采用无线电波，包括众多的频率和编码方式。
接收机通过接收这些信号，并对信号进行解码和处理，可以计算出自身的位置和速度等信息。
在信号传输过程中，信号会受到大气层、建筑物、地形等因素的影响，导致信号的传播延迟和失真[2]。
因此，卫星导航系统需要考虑这些因素，通过信号处理和误差校正等方法来提高系统的精度和可靠性。
1.2惯性导航技术原理惯性导航技术是一种利用惯性元件（如陀螺仪和加速度计）测量运动状态，进而确定位置、速度和姿态等信息的技术。
惯性导航系统不依赖于外部参考，可以在无法接收卫星信号或者信号不稳定的情况下，仍能够提供准确的导航信息。
惯性导航系统的核心是惯性元件，包括陀螺仪和加速度计。
陀螺仪可以测量旋转角速度，而加速度计可以测量加速度。
新一代精确制导武器用的卫星定位惯性导航组合
新一代精确制导武器用的卫星定位/惯性导航组合卫星定位/惯性导航（GPS/INS）组合制导技术，是目前最先进的、全天候、自主式制导技术，有广泛应用前景，是国外正在发展的第四代中/远距精确制导空地武器、尤其是第四代精确制导炸弹普遍采用的一项关键技术。
最早采用GPS/INS组合制导技术的机载精确制导武器，是美国海军的舰载攻击机A-7E装备使用的“斯拉姆”（SLAM）AGM-84E空舰导弹。
该弹采用GPS/INS组合制导为中段制导，红外成像加视频数据链遥控为末段制导，在1991年初爆发的海湾战争中，以其很高的命中精度取得引人注目的战绩。
海湾战争之后该弹的改进型——“增敏斯拉姆”（SLAM-ER）AGM-84H和“大斯拉姆”（Grand SLAM）空舰导弹，中段制导均采用GPS/INS组合制导。
目前已经采用GPS/INS组合制导技术的新一代机载精确制导空地武器有：美国的AGM-86C空射巡航导弹、AGM-130空地导弹、 AGM-142空地导弹、CBU-97/B传感器引爆（SFW）子母炸弹和GBU-29/31“杰达姆”（JDAM）制导炸弹。
“杰达姆”由B-2A隐身战略轰炸机携带，首次大量用于1999年3月24日至6月10日对南联盟持续78天的狂轰滥炸中，并于5月8日野蛮轰炸我驻南使馆。
计划加装该组合制导的机载精确制导武器有：AGM-154“杰索伍”（JSOW）联合防区外发射武器、“贾斯姆”（JASSM）联合防区外空地导弹和“杰达姆”（JDAM）第2、3阶段制导炸弹等。
一、全球定位系统（GPS）技术美国1993年建成的“全球定位系统”（GPS），是美国国防部管理的军民两用的天基无线电导航系统。
它由导航星座、地面控制站和用户定位接收机组成。
导航星座目前由24颗卫星组成，其中有21颗工作卫星和3颗备用卫星，在离地高度约20183千米处有6个椭圆形轨道平面，轨道倾角55°，均匀分布4颗卫星，运行周期12小时/转，3颗卫星的覆盖区域超过全球，故使全球各地用户至少可同时接收到6颗卫星播发的导航信号，最多可同时接收11颗卫星播发的导航信号。
卫惯组合导航系统的原理
卫惯组合导航系统的原理
卫惯组合导航系统是一种将卫星导航系统和惯性导航系统相结
合的导航系统，其原理是利用卫星导航系统（比如GPS、GLONASS等）提供的位置、速度和时间信息，结合惯性导航系统（如陀螺仪、加
速度计等）提供的姿态和加速度信息，通过融合算法来实现对飞行器、航行器或车辆的精确定位与导航。
首先，卫星导航系统通过接收来自卫星的信号，计算接收机与
卫星之间的距离，进而确定接收机的位置。
卫星导航系统能够提供
全球范围内的定位和导航服务，但在某些环境下（如城市高楼群、
山区、隧道等）信号可能会受到遮挡或多径效应的影响，导致定位
精度下降。
其次，惯性导航系统则是利用惯性传感器测量飞行器或车辆的
加速度和角速度，通过积分计算得到姿态、速度和位置信息。
惯性
导航系统具有快速响应、不受外界干扰的优点，但是由于误差累积
的问题，长时间的导航会导致位置漂移，导航精度下降。
卫惯组合导航系统的原理就是将两者的优势互补，通过融合算
法将卫星导航系统和惯性导航系统的信息进行优化处理，以获得更
加精确和可靠的定位和导航结果。
融合算法通常包括卡尔曼滤波、扩展卡尔曼滤波、粒子滤波等方法，通过对两种导航系统输出数据的加权融合，实现对位置、速度和姿态的精确估计。
总的来说，卫惯组合导航系统的原理是利用卫星导航系统和惯性导航系统相互补充的优势，通过融合算法实现对飞行器、航行器或车辆的精确定位与导航，从而提高导航的精度和可靠性。
第五章-惯性-天文-卫星组合导航技术说课讲解
利用一个卡尔曼滤 波器来集中地处理所 有导航子系统的信息
分散化滤波
北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院
5.2.1 集中滤波概述
(1) 集中式滤波器结构
参考系统
滤波器
子系统1
子系统2
子系统2
时间更新 最优融合
Xˆ g , Pg
北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院
5.2.1 集中滤波概述
(2) 集中式滤波器优点
X 系统状态向量 X xyzV x V y V z x y z xyz x y z T
北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院
5.2.2 基于集中滤波的SINS/CNS/GPS组合导航 (4) SINS/CNS/GPS集中滤波器设计
• 系统状态方程
X xyzV x V y V z x y z xyz x y z T
xyC C1211
C12 C22
C13x Wx C23y Wy
z C31 C32 C33z Wz
北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院
5.2.2 基于集中滤波的SINS/CNS/GPS组合导航 (4) SINS/CNS/GPS集中滤波器设计
• 系统状态方程
X &FXGW X xyzV x V y V z x y z xyz x y z T
(1) 可以给出最优的误差估计；
(2) 只有一个滤波器，结构简单，工程中容易实现。
(3) 目前国内采用的仍然主要是集中式滤波。
北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院
5.2.1 集中滤波概述
(3) 集中式滤波器缺点
集中式滤波理论上可以给出误差估计的最优估 计，但存在着如下缺点：
(1) 状态维数高，计算负担重，不利于滤波实时运 行，状态维数高会带来“维数灾难”；
GPSSSTSINS组合导航系统研究-应用科学学报
第24卷 第3期 2006年5月应用科学学报J OURNAL OF APPLIED SCIENCESVol .24,No .3 May 2006 收稿日期:2004-12-11; 修订日期:2005-01-24基金项目:国家自然科学基金资助项目(60472125)作者简介:康国华,博士生,研究方向:惯性技术与组合导航系统,E -mail :kang -guohua @ ;刘建业,教授,博导,研究方向:惯性技术、卫星定位、组合导航,E -mail :lj yac @nuaa .edu .cn 文章编号:0255-8297(2006)03-0293-05GPS SST SINS 组合导航系统研究康国华, 刘建业, 祝燕华, 熊 智(南京航空航天大学导航研究中心,江苏南京210016)摘 要:提出了卫星 捷联星光 捷联惯导组合导航系统的方案和组合结构,采用改进的集中滤波对多传感器信息进行数据融合和导航状态的最优估计.该组合导航系统将捷联星光跟踪仪的姿态信息、高动态GPS 的位置、速度信息与捷联惯导进行组合滤波,全面提高导航的姿态、速度和位置精度.同时该组合导航系统以弹道导弹为应用对象,设计并实现了基于弹道导弹的GPS SST SINS 组合导航系统实时仿真平台,仿真结果表明该组合导航系统能提高导弹的导航精度,滤波算法稳定可靠.关键词:组合导航;星光跟踪仪;弹道导弹;滤波算法;定位系统中图分类号:P228 文献标识码:AGPS SST SINS Integrated Navigation SystemKANG Guo -hua , LIU Jian -ye , ZHU Yan -hua , XI ONG Zhi(Na vigatio n Res ea rch Center ,Nanjing University of A eronautics and As tronautics ,Nanjing 210016,China )A bstract :An integrated navigation system of GPS SST SI NS is presented in this paper .This system uses an impr oved centralized Kalman filter to perform data fusion between the multi -sensor outputs and estimate the optimal navigation result .In this system the attitude of the strapdown star tracker (SST ),the position and velocity of GPS ,and the correspondence infor mation of SI NS are filtered to improve navigation precision of attitude ,velocity and position .The system is then used in a ballistic missile model to implement a simulated platform of GPS SST SI NS integrated navigation .The result shows that the system can effectively enhance navigation precision and the filter is stable and r eliable .Keywords :integrated navigation ;strapdown star tracker ;ballistic missile ;filtering algorithm ;location system 现代战争“精确打击”的特点对武器精度提出越来越高的要求,而武器精度与导航系统精度直接相关,因此如何提高导航系统的精度已成为战略武器的关键技术之一[1].国外弹道导弹一般采用综合制导技术[2～4],将惯导、GPS 、重力辅助、地形匹配、星光跟踪仪等导航技术进行组合运用,提高命中精度.相比之下目前国内弹道导弹面临导航系统单一的局面,大部分仅采用捷联惯导,少部分采用GPS 辅助.针对这一背景,本文以高动态GPS 、捷联星光跟踪仪(Strapdown star tracker ,SST )和高精度捷联惯导系统为研究背景,提出了一套组合导航系统方案.其中星光跟踪仪(star tracker ,ST )作为一种光学高精密仪器[5],在航空航天上已有广泛的应用,目前主要应用在航天器的定位测姿领域[6].作为辅助导航系统,在美国20世纪70年代研制的“三叉戟I 型”潜地远程弹道导弹上已获得成功的运用.星光跟踪仪根据使用方式的不同可以分为平台式和捷联式,捷联式星光跟踪仪可以直接获得载体在惯性空间的姿态.本文提出的组合导航系统原理框图如图1所示,捷联星光仪导航坐标系下姿态的获取是利用了载体在地球坐标系中的位置(由图1中的GPS2提供)和格林威治恒星时角GAST ,将此姿态信息、GPS1提供的位置、速度信息和SINS 输出的导航信息进行组合滤波,滤波结果进行闭环修正.图1 GPS SST SINS 组合导航系统原理框图Fig .1 GPS SST SINS arithmetic diagram1 捷联星光跟踪仪的姿态获取文献[7]表明星光跟踪仪在导航系统中的工作方式有多种:平台惯导与捷联星光跟踪仪模式;平台惯导与平台星光跟踪仪模式(星光跟踪仪安装在三轴稳定平台上);捷联惯导与捷联星光跟踪仪模式(简称为双捷联模式).这3种模式各有优缺点,但双捷联工作模式无疑是最灵活的.在该模式下,惯导系统与星光跟踪仪分别捷联在载体上,感受载体的运动.捷联惯导成本低、可靠性高,虽然较平台式惯导存在精度低的问题,但随着新惯性器件的出现,如光纤陀螺、激光陀螺等,捷联惯导已具有更明显的优势.另外SST 对平台无要求,安装简单.因此这种双捷联系统具有十分诱人的优越性.SST 直接输出载体在惯性空间的姿态:赤经α,赤纬δ和旋角κ,由此可以获得机体系对天球坐标系的变换矩阵C ib;由格林威治恒星时角GAST 可获得天球坐标系到地球坐标系的变换矩阵C ei ;利用GPS 提供的经纬度,即可获得地球坐标系到导航坐标系的变换矩阵C ne ,由此可以得到载体对导航坐标系的变换矩阵C nb ,C nb =C ne ·C ei ·C ib(1) 又由载体在导航坐标系定义的横滚γ、俯仰θ和航向角Χ,可以直接获得载体对导航系的变换矩阵C n b.由以上分析可知,只要知道某个时刻SST 的输出和该时刻载体在地球坐标系的经纬度,就可以获得载体在导航坐标系中的姿态.由SST 输出可以获得载体从机体系到天球系的坐标变换矩阵C i b[8]C ib =cos (3π2+α)-sin (3π2+α)0sin (3π2+α)cos (3π2+α)001·1000cos (π2+δ)-sin (π2+δ)0sin (π2+δ)cos (π2+δ)·c os κ-sin κ0sin κc os κ0001(2) 从天球坐标系到地球坐标系的变换矩阵C ei ,由格林威治恒星时角GAST 表示为C e i=cos (GAST )sin (GAST )0-sin (GAST )cos (GAST )001(3) 由GPS 提供得经纬度λ和L ,获得导航坐标系相对于地球坐标系的变换矩阵C ne 为C n e=-cos λsin L-sin λsin L cos L-sin λ-cos λ0-cos λcos L-sin λcos L-sin L(4) 将式(2)～(4)代入式(1)即可获得C nb .最后求得γ=arctan (C 3,2 C 3,3)θ=-arcsin C 3,1Χ=arctan (C 2,1 C 1,1)(5) 即机体系相对于导航系的3个姿态角,其中C i ,j 表示矩阵C nb 中下标为(i ,j )的元素.2 GPS SST SINS 组合滤波方案本文采用SI NS 的误差方程作为系统的状态方程,导航坐标系选用北东地坐标系,通过对SINS 系统的性能及误差源的分析,可以获得惯导系统的误差方程[9]为﹒X (t )=F (t )X (t )+G (t )W (t )(6) 其中系统状态变量定义为18阶X =[ n , e , d ,δνn ,δνe ,δνd,δL ,δλ,δh ,εb x ,εb y ,εb z ,εr x ,εr y ,εr z ,x,y,z]T式中, n 、 e 、 d 为数学平台误差角;δνn 、δνe 、δνd 为速度误差;δL 、δλ、δh 为纬度、经度和高度误差;εb x 、εb y 、εb z 、εr x 、εr y 、εr z 分别为陀螺常值漂移误差和一阶马尔可夫漂移误差;x 、y、z为加速度计零偏.294 应 用 科 学 学 报24卷 由GPS1提供位置和速度信息,SST 提供姿态信息,本文组合导航系统共有3组观测值:一组为速度观测,惯导系统和GPS 接收机各自给出的速度的差值;一组为位置观测值,即惯导系统给出的经纬度、高度信息和GPS 接收机给出的相应信息的差值;最后一组为姿态观测值,惯导系统姿态与SST 姿态差值.综合可得观测方程如下Z (t )=νnI -νnGνeI -νeG νdI -νdG (L I -L G )R n(λI -λG )R e cos L h I -h GγI -γS θI -θS ΧI -ΧS=δνn +M n δνe +M eδνd +M d R n δL +N nR e cos L δλ+N e δh +N h δγ+O γδθ+O θδΧ+O Χ=H ν(t )H p (t )H a (t )X (t )+N (t )(7) 式中,νnI 、νeI 、νd I 、L I 、λI 、h I 、γI 、θI 、ΧI 分别表示SINS 提供的速度、位置和姿态信息;νn G 、νeG 、νd G 、L G 、λG 、h G 为GPS 提供的速度位置信息;γS 、θS 、ΧS 为SST 姿态信息;M n 、M e 、M d 为GPS 接收机沿北、东、地方向的速度误差;N n 、N e 、N d 为GPS 接收机沿北、东、地方向的位置误差;O γ、O θ、O Χ为SST 的姿态误差.其中H ν(t )3×18=[03×3 diag [111] 03×3 03×9]3×18(8)H p (t )3×18=[03×3 03×3 diag [R n R e cos L 1] 03×9]3×18(9) 由于系统状态变量没有姿态误差这一项,因此这里需要将姿态角误差转化为捷联惯导数学平台误差角.该转换关系如下所示δγδθδΧ=-1cos θcos Χsin Χ0-sin Χcos θcos Χcos θ0cos Χsin θsin Χsin θcos θ· n e d =A 3×3 ne d(10) 由于弹道导弹初始阶段为垂直发射,俯仰角为90°,因此A 3×3中会出现奇点,本文通过分析和仿真验证,在俯仰角为90°时,A 3×3用以下常值矩阵代替A 3×3=01000110(11) 因此姿态量测方程的观测矩阵为H a (t )3×18=[A 3×3 03×3 03×3 03×9]3×18(12) 由式(8)、(9)、(11)可以看出3组观测值相互独立,在实际运用中可以根据不同的观测值,选择相应的观测方程进行滤波.由于滤波状态变量相同,因此这种GPS SST SI NS 组合滤波算法可以实现组合方式的无缝自动转换,使该系统具有良好的余度,结构模块化强.3 GPS SST SINS 组合导航系统半物理仿真实现 为了验证以上组合方案和算法的可行性,本文以弹道导弹作为载体,设计了半物理仿真系统.系统总体方案硬件连接图如图2所示. 仿真系统各传感器通讯接口与实际相同,因此从图2可以看出,导航计算机既可以与仿真传感器相连,又可以与实际的器件相连.由于所有传感器的仿真数据由同一条弹道轨迹(图2中用虚框表示)生成,因此如何保证仿真传感器的数据同步是仿真成功的关键.这里采用多台同型号的嵌入式系统,以及严格匹配的程序流程来保证仿真的时钟同步.仿真系统运行时,由监控计算机设置导航计算机以及各仿真传感器的参数,包括系统组合方式、器件精度、运行时间以及弹道轨迹参数,这些参数由导航计算机接收并转发给各传感器,传感器收到仿真参数以后运行同步指令,开始向导航计算机发送数据.导航计算机接收数据,计算出导航结果,并将该结果以及各传感器数据发给监控计算机显示.监控计算机显示导航结果、传感器数据、传感器运行状态,并实时显示导航参量的误差曲线. 通过多次仿真验证表明,该系统运行稳定,能实时模拟弹道导弹飞行时各导航参量的变化,对于研究高动态下导航系统的性能提供了一个良好的仿真295 3期康国华等:GPS SST SINS 组合导航系统研究图2 GPS SST SINS 组合导航仿真系统Fig .2 Simulated platform of integrated GPS SST SINS平台,具有重要的工程应用价值.4 仿真结果及分析利用以上的硬件仿真平台在设定的弹道航迹上进行GPS SST SINS 速度 位置 姿态3组合仿真.仿真条件:弹道轨迹初始位置:东经103.70000°,北纬36.00000°,高度500.0m ;目标位置为:东经121.50000°,北纬25.00000°,高度500.0m ;总射程为2098.103km ,运行总时间400.8s .器件仿真参数:陀螺漂移为0.01(°) h ,加速度计零偏为10-4g ;GPS 位置误差经、纬高均为10m ,速度误差为0.1m s ;SST 姿态误差为20″;Kalman 滤波初始值:Q 0=diag [(0.1deg h )2,(0.1deg h )2,(0.1deg h )2,(0.1deg h )2,(0.1deg h )2,(0.1deg h )2,(0.00098m s 2)2,(0.00098m s 2)2,(0.00098m s 2)2]R 0=diag [(0.2m s )2,(0.2m s )2,(0.2m s )2,(10m )2,(10m )2,(10m )2,(20s )2,(20s )2,(20s )2,] 均方误差矩阵P 和状态矢量X 在滤波过程中是收敛的,因此他们的初值对稳态系统精度影响不大,P 0和X 0在真值附近取值即可.系统仿真结果如图3、4所示.从图3可以看出弹道导弹仿真运行轨迹与理想轨迹完全重合.图4表明,采用3组合时,9个导航参量的滤波误差均收敛得很好.稳态时,位置误差均方根约为5m ,速 度误差均方根约为0.5m s ,姿态误差均方根约为13s ,可见该组合方式有效.并且多次仿真表明弹道导弹落点位置精度优于100m (CEP ),达到国外同等类型的弹道导弹定位精度[1].图3 弹道导弹理想轨迹与仿真运行轨迹Fig .3 The ideal ballistic trace and the simulation trace5 结 论GPS SST SINS 组合方案,在算法上以GPS 的位置、速度信息,SST 的姿态信息与纯捷联惯导相应部分的差值为量测值,实现了全信息的集中滤波;同时利用不同量测矩阵相互独立的特性,采用相同的状态方程,实现了不同组合的无缝转换,使算法具有很强的模块性,便于实现.另外该组合系统硬件设计上采用了全捷联的方式,便于安装的同时还降低了成本.基于嵌入式系统的半物理仿真试验结果表明,该算法具有较高的导航精度,在工程上具有一定的借鉴价值.296 应 用 科 学 学 报24卷 图4 GPS SST SINS速度位置姿态3组合滤波误差曲线Fig.4 The error curve of GPS SST SINS参考文献:[1]武凤德.21世纪美国弹道导弹核潜艇导航技术发展综述[J].舰船导航,2003,(5):38-41.[2]Rice H,et al.Next generation marine precision navigations ystem.Position Location and Navigation Sympos iu m[C].San Diego,2000.200-206.[3]Hegg J.En hanced space integrated GPS INS(SIGI)[J].Digital A 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弹载惯性/卫星/星光高精度组合导航
作者：杨波， 王跃钢， 徐洪涛， YANG Bo， WANG Yue-gang， XU Hong-tao
作者单位：第二炮兵工程学院,自动控制系,西安,710025
刊名：
中国惯性技术学报
英文刊名：JOURNAL OF CHINESE INERTIAL TECHNOLOGY
年，卷(期)：2010,18(4)
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引用本文格式：杨波.王跃钢.徐洪涛.YANG Bo.WANG Yue-gang.XU Hong-tao弹载惯性/卫星/星光高精度组合导航[期刊论文]-中国惯性技术学报 2010(4)。