基于空中對準過程的在線標定及優化設計

張小躍 楊功流 張春熹

(北京航空航天大學 儀器科學與光電工程學院,北京 100191)

基于空中對準過程的在線標定及優化設計

張小躍 楊功流 張春熹

(北京航空航天大學 儀器科學與光電工程學院,北京 100191)

光纖陀螺慣組輸出誤差影響武器系統導航精度,為了彌補地面標定的不足,利用機載制導武器發射前空中對準過程進行光纖捷聯系統在線標定.介紹了光纖捷聯系統空中對準/在線標定系統模型,基于此設計卡爾曼濾波器;針對某機載航空制導炸彈工作過程進行了對準過程中誤差激發與對導航精度影響的仿真分析,并基于此進行了濾波器優化設計;最后進行了優化設計前后導航精度仿真比較,仿真結果顯示:完成空中對準/在線標定優化設計后,光纖捷聯系統純慣性導航精度得到提高.

光纖陀螺;空中對準;在線標定;優化設計

光纖陀螺具備一系列傳統機電陀螺不具有的優點[1],同時,光纖陀螺也存在隨機誤差影響系統精度等不足之處[2].光纖慣組歷次開機使用時隨機誤差無法通過地面轉臺標定進行有效補償,而在制導武器發射之前的空中對準過程中需要引入機載高精度主慣導導航信息,同時,對準過程中載體機動也對慣組誤差有一定的激發作用.因此可以考慮利用空中對準過程同時進行慣組輸出誤差在線標定與補償,這對于提高慣導系統實際使用精度具有重大意義.本文采用了空中對準過程中同時進行光纖捷聯慣組在線標定的方法,以某機載航空制導炸彈工作過程為例進行了濾波器優化設計,并對優化設計前后導航精度進行了仿真比較.

1 空中對準 /在線標定模型

基于空中對準過程的在線標定模型主要包括慣組誤差模型、系統誤差模型、量測模型、標定補償等幾個部分,在文獻[3-5]中對各部分分別有詳細介紹與推導過程,下面將主要部分列出,作為本文基本理論基礎.

1.1 系統誤差模型

光纖慣組誤差模型[3-4]:

1.2 量測模型

以載機主慣導輸出經度、緯度、水平速度作為外部信息源[6],量測量計算如下.

位置誤差 Δθx,Δθy可以計算如下:

1.3 標定補償

對準過程中卡爾曼濾波器估計所得慣組誤差狀態代入式(1)、式(2)即可計算得到誤差估計值將此估計值對慣組輸出比力、角速率數據進行補償得到導航解算所用比力、角速率數據如下:

基于上述基本模型,可以通過空中對準過程中引入的載機高精度主慣導位置、速度信息,同時進行光纖慣組輸出誤差在線估計與補償,完成在線標定過程.

2 優化設計

從第 1節中可以看出,基于空中對準過程的在線標定模型中共包含了光纖慣組 24個誤差狀態,系統誤差模型共計有 33維.理論上講,通過引入載機高精度主慣導導航信息,并利用空中對準機動過程對慣組誤差的激發,基于最優估計理論可以對被激發部分慣組誤差進行準確估計.但是由于系統模型、慣組模型等均是基于部分假設、忽略小量、采取線性化措施等而得到的理想模型,這與使用過程中的實際情況有所差別,導致在線標定過程中并未能達到理想的準確估計效果.因此,有必要針對空中對準實際過程,分析誤差項被激發情況,進行在線標定濾波器優化設計,使得被激發誤差項得到更為精確的估計,更好地提高系統實際使用精度.

下面以某機載航空制導炸彈空中對準過程飛行軌跡進行仿真分析,以提高捷聯系統最終導航定位精度為目標,進行濾波器優化設計.

仿真過程中,捷聯慣導按對準過程飛行軌跡進行純慣性導航,慣組性能指標設置即各項誤差源如下:

光纖陀螺:零偏誤差為 0.5(°)/h,失準角為60″,標度因數誤差為 1×10-4.

加速度計:零偏誤差為 500μg,失準角為60″,標度因數誤差為 5×10-4.

捷聯慣導按對準飛行軌跡完成純慣性導航后得到導航誤差,將各項誤差源對導航誤差的影響進行統計分析,得到各主要誤差源及其對導航誤差的影響比例,如表 1所示.

表 1 主要誤差源及其對導航精度影響

根據以上誤差分析結果,空中對準/在線標定濾波器狀態量重新選取如下:由33維變換成 22維.即濾波器狀態量中只保留慣組輸出誤差中各主要被激發誤差項,這樣在空中對準/在線標定過程中更有利于各主要被激發誤差項的精確估計,提高捷聯系統導航精度.

3 仿真驗證

在相同條件下,分別采用未經過優化設計的對準/標定濾波器和經過優化設計的對準/標定濾波器完成對準過程,然后按機載航空制導炸彈導航飛行軌跡完成純慣性導航過程,比較導航過程中輸出誤差.

仿真過程中,除前面描述的光纖慣組誤差即零偏誤差、失準角和標度因數誤差外,另外再加入部分誤差源如下:

加速度計 g2項:20μg/g2;

加速度計相關噪聲:15μg,相關時間 1800 s;

陀螺相關噪聲:0.05(°)/h,相關時間300s;

初始姿態誤差:水平:5°,方位:2°.

仿真過程中,對準引入主慣導參數精度如下:

定位誤差:10m;

速度誤差:0.1m/s.

比較分別用未經過優化和經過優化的濾波器完成對準/在線標定過程后的慣性導航飛行過程中主要誤差變化,圖 1給出了飛行過程中優化設計前后水平 z向位置誤差變化,圖 2則給出了優化設計前后 x向位置誤差變化.

圖1 優化設計前后水平z向位置誤差變化

圖2 優化設計前后水平x向位置誤差變化

將導航終止時刻捷聯慣導輸出姿態誤差、水平位置誤差和速度誤差列于表 2中.

表 2 優化設計前后系統導航誤差比較

從以上仿真結果可以看到:航空制導炸彈捷聯慣導系統空中對準/在線標定卡爾曼濾波器經過優化設計后,系統完成對準過程后的慣性導航精度得到提高.

4 結束語

本文基于誤差激發與對導航精度影響分析,針對利用空中對準過程的光纖捷聯系統在線標定方法進行了優化設計,這種優化設計降低了系統濾波器維數,同時,仿真結果表明完成空中對準/在線標定優化設計后,光纖捷聯系統純慣性導航精度得到提高.

References)

[1]陳小鳳,關政軍.船用光纖陀螺捷聯航姿基準系統[J].大連海事大學學報,2005,31(1):26-28 Chen X iaofeng,Guan Zhengjun.Fiber optic gyro strapdowm attitude and heading referencesystem for ship[J].Journal of Dalian Maritime University,2005,31(1):26-28(in Chinese)

[2]徐帆,馬廣富.基于 ARMA模型的光纖陀螺隨機漂移濾波方法研究[J].傳感器與微系統,2007,26(2):31-32,36 Xu Fan,Ma Guangfu.Investigation on filter method of FOG drift data based on ARMA model[J].Transducer and Microsystem Technologies,2007,26(2):31-32,36(in Chinese)

[3]Rogers R M.Applied mathematics in integrated navigation systems[M].Second Edition.Reston:American Institude of Aeronautics and Astronautics,2003:73-107

[4]Yang C,Lin C F,Tarrant D,et al.Transfer alignment design and evaluation[R].AIAA-93-3892,1993

[5]張小躍,張春熹,宋凝芳.基于組合導航技術的光纖捷聯系統在線標定[J].航空學報,2008,29(6):1656-1659 Zhang Xiaoyue,Zhang Chunxi,Song Ningfang.Online calibration of FOG strapdown system based on integrated navigation technology[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2008,29(6):1656-1659(in Chinese)

[6]韓軍海,陳家斌.艦船慣導系統傳遞對準技術[J].火力與指揮控制,2004,29(增刊):6-9 Han Junhai,Chen Jiabin.The summarization of transfer alignment inmarine application[J].Fire Control＆Command Control,2004,29(Supplement):6-9(in Chinese)

(編 輯:趙海容)

Online calibration based on in-flight alignment and optima l design

Zhang Xiaoyue Yang Gongliu Zhang Chunxi

(School of Instrument Science and Optoelectronic Engineering,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)

The navigation system precision was influenced by the output error of fiber optic gyro(FOG)inertialmeasurementunit(IMU).In order to complement ground calibration,FOG strapdown inertial navigation system(SINS)online calibration was carried out in airborne guidance weapon in-flight alignment process.In-flight alignment/online calibration model of FOG-SINSwas introduced,based on which the Kalman filter was designed.Simulation analysis of error excitation and influence on navigation precision were carried out,and filter optimal design was comp leted.At last,the simulation results with orwithoutoptimal design were obtained which indicated that:FOG-SINS free inertial navigation precision was improved after optimal design.

fiber optic gyro;in-flight alignment;online calibration;optimal design

V 249.3

A

1001-5965(2011)02-0220-03

2009-12-03

航空科學基金資助項目(2007ZC51040)

張小躍(1982-),男,湖南益陽人,講師,zhangxiaoyue@buaa.edu.cn.