基于DGPS的彈載捷聯慣導系統性能評估技術研究

程海彬，江 云，魯 浩，徐劍蕓

(中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）

基于DGPS的彈載捷聯慣導系統性能評估技術研究

程海彬，江 云，魯 浩，徐劍蕓

(中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）

針對武器系統對彈載捷聯慣導系統性能評估要求，對捷聯慣導系統對準和導航精度評估方法展開研究，對比目前常用的固定區域平滑和固定點平滑算法的各自優缺點，設計了一種利用導航段載機和導彈慣導濾波數據對導彈慣導傳遞對準與導航誤差進行評估的新算法；對算法進行了充分的數字仿真，仿真結果證明了所設計的算法更實用、更具有工程應用價值。

性能評估；捷聯慣導；算法仿真；卡爾曼濾波

0 引 言

目前,空空、空面等導彈廣泛采用捷聯慣性系統,以提高武器的攻擊距離和制導精度。彈載捷聯慣性導航系統實時為彈上控制系統提供制導所需的速度、位置和姿態等信息,因此慣性導航系統性能對復合制導導彈任務的成敗有非常重要的影響,在實際應用中需要對彈載慣導系統性能做出有效評估,以確定與系統指標要求的相符性。

在機載飛行條件下由于存在機翼變形、振動、器件誤差不確定等情況,給彈載慣導對準誤差的評估帶來困難,也使得慣導系統的整體性能無法得到客觀評價。在工程上通常選擇主慣導或DGPS作為參考系統［1］,借助卡爾曼濾波技術［2］間接估計導彈慣導系統性能。

1 評估算法

目前常用的對準精度評估算法有固定區域平滑［3］和固定點平滑兩種,但這兩種算法在實際應用中都存在問題。

固定區域平滑算法需要先進行順序濾波,保存濾波過程中對應的中間數據后,再進行逆序平滑處理；問題是需要存儲的數據量大,適用于事后處理,無法進行實時在線評估計算。

固定點平滑算法一邊進行濾波,一邊進行最優平滑計算,可以進行順序濾波在線計算；問題是大幅增加了濾波算法的計算量,實際應用情況下很難進行實時在線計算。

本文設計了一種濾波方式,利用導航段載機和導彈慣導數據對導彈慣導精對準的殘差進行估計,配合載機各種機動,使對準失準角的殘差從各種誤差中得以分離,得到精對準后殘余失準角、導航速度以及位置誤差,從而獲得導彈慣導系統性能的準確估計。

2 算法設計

2.1 誤差方程［4］

(1)姿態誤差方程

準慣性坐標下姿態誤差方程為

(2)速度誤差方程

準慣性坐標系下速度誤差方程為

式中：δfn為加速度計誤差項在導航系中的表示,公式表示為

(3)位置誤差方程

位置只與速度有關,則位置誤差方程為

(4)其他器件及誤差方程如表1所示。

2.2 狀態與觀測方程

(1)狀態方程

表1 器件誤差方程

狀態變量：狀態變量為36維,分別為三維位置誤差δR,三維速度誤差δV,姿態誤差角ψ1,ψ2,三維加速度計常值零偏Δ,三維加速度計標度因數Sa,六維加速度計交叉耦合Ma,三維陀螺儀常值漂移ε,三維陀螺儀標度因數Sg,六維陀螺儀交叉耦合Mg。

狀態變量可以根據具體情況進行裁剪,可減小到最小為15維狀態變量,這極大減小了計算量,有利于增加算法的適用范圍：

(2)觀測方程

選擇參考系統的原則是參考系統的精度應高于被試系統適當的量級。這里選擇DGPS作為捷聯慣導的評估基準,選擇速度、位置作為觀測量,觀測方程為

3 仿真環境構建

3.1 載機軌跡產生［5］

軌跡產生時,輸入的參數為初始位置緯度、經度、高度,初始速度,初始姿態航向角、俯仰角、橫滾角。在各種飛行狀態下需要輸入的參數為航向角ψ,俯仰角θ,滾動角γ改變的度數。

(1)姿態微分方程

(2)前向速度方程

(3)載機速度方程

υb為載機的前向速度,分解到東北天方向后的公式為

(4)載機加速度方程(東北天) (5)位置微分方程(經緯高)

3.2 慣導陀螺模擬

慣導所測得角速度數值包含有機體的真實角速度、地球相對慣性空間的自轉角速度、載體近地運動造成的角速度,以及慣導陀螺的相關誤差。

慣導陀螺的輸出可以通過理想公式進行構造,理想輸出為

加入器件誤差后的輸出為

3.3 慣導加速度計數據模擬

慣導加速度計所測的比力數據采用理想地理系加速度、科氏加速度、與重力加速度進行構造,加上加速度計的相關誤差得到。

加速度計的仿真理想輸出為

加入器件誤差后的輸出為

3.4 GPS星座模擬［6］

GPS星座模擬利用星歷信息進行模擬預測,通過反向解算,輸出用戶的速度、位置、偽距偽距率等信息。

4 算法仿真

4.1 仿真條件

仿真條件設置如表2～3所示。

表2 仿真條件設置

表3 仿真軌跡設置

4.2 仿真結果

在表2～3設置的仿真條件下進行仿真,對準段載機勻速飛行,失準角估計誤差如圖1所示(豎線左側為對準段,右側為導航段,以下同)。圖2為陀螺漂移估計,圖3為加速度計偏置估計。

傳遞對準完成時,滾動角對準誤差：4＇～5＇,航向角對準誤差：無法估計,俯仰角對準誤差：3＇～4＇,這是由于對準段勻速載機勻速飛行,Y向陀螺與X,Z向加速度計的器件誤差不可估計,導致對準過程失準角的估計出現偏差。

圖1 失準角估計誤差

圖2 陀螺漂移估計

圖3 加速度計偏置估計

從圖1中可見導航段在載機機動的配合下,利用評估算法能夠獲得失準角估計殘差。從實際效果看,采用S機動比直線加減速對失準角殘差的估計效果更好。S機動情況下失準角殘差估計精度能夠到達1＇的精度,同時能夠獲得陀螺零漂與加速度計零位偏置的估計。通過仿真驗證,可見算法設計正確,精度高。

5 結 束 語

固定點與固定區間最優平滑是對捷聯慣性性能評估的常用方法,為了能夠更加貼近工程應用,本文設計了一種順序濾波算法,利用導航段數據對慣導系統精度進行評估。通過仿真,證明了算法的實用性；算法可以根據實際情況對狀態變量進行精簡,以利于工程應用。對于評估基準的選擇上,主慣導作為首選,在主慣導系統不能滿足要求時,選擇DGPS以及GPS系統則是另外的最經濟、方便的選擇。

［1］楊金旭,閻杰,魯浩.基于GPS的捷聯慣導傳遞對準精度評估試驗方案設計［J］.彈箭與制導學報,2005, 25(3).

［2］秦永元,張洪鉞,汪叔華.卡爾曼濾波與組合導航原理［M］.西安：西北工業大學出版社,1998.

［3］蘇身榜.最優平滑技術應用于傳遞對準慣導系統的初始對準精度試驗估計［J］.戰術導彈控制技術,2001, 32(1)：2-4.

［4］林敏敏,房建成,高國江.一種有效的空—空導彈捷聯慣導系統快速精確傳遞對準方法［J］.中國慣性技術學報,2001(3)：24-28.

［5］解春明,趙剡.高精度傳遞對準仿真用飛行軌跡設計［J］.火力與指揮控制,2010(9)：88-92.

［6］王新龍,謝佳,王君帥.SINS/GPS不同組合模式適應性分析與驗證［J］.航空兵器,2013(3)：3-8.

Research on Performance Evaluation Technology for M issile-Borne SINSBased on DGPS

Cheng Haibin,Jiang Yun,Lu Hao,Xu Jianyun
(China Airborne Missile Academy,Luoyang 471009,China)

According to the requirements of the performance evaluation of weapons systems formissile-borne SINS,the accuracy analysismethod of SINS transfers alignment and navigation are researched. The advantages and disadvantages of the fixed point and fixed interval smoothers algorithm are compared. A new algorithm using the navigation segment data Kalman filtering for assessment of SINS transfer alignment and navigation error is designed；software simulation of the new algorithm is adopted,the simulation results prove that this evaluation algorithm for the fixed point and fixed interval smoothers algorithm is more practical and hasmore engineering value.

performance evaluation；SINS；algorithm simulation；Kalman filter

TJ765.3

A

1673-5048(2015)03-0023-04

2014-11-27

中航導彈院科技創新基金項目（201405S01）

程海彬（1980-），男，吉林白城人，高級工程師，研究方向為慣性導航系統。