雙天線測向信息輔助捷聯慣導快速對準算法

劉俊杰， 陳 健， 賈繼超， 商 陽

(1.航空工業陜西飛機工業(集團)有限公司，陜西 漢中 723200； 2.中國航天科技集團公司第九研究院第十六研究所，陜西 西安 710100； 3.航空工業西安飛行自動控制研究所，陜西 西安 710076)

快速對準技術作為慣性技術領域的一項關鍵技術，一直是各國武器裝備技術研究的熱門之一[1-5]。本文針對高精度慣導的快速對準問題，研究雙天線輔助實現慣導快速對準的算法方案。

正常羅經對準主要包括水平對準和方位對準，而方位對準主要是基于通常所說的羅經效應，需要比較長的尋北時間，從而限制了整個對準時間。羅經對準具體實現采用卡爾曼濾波器，初始對準的基本思想是利用慣導系統的速度、姿態角誤差方程，分析引起誤差的主要因素，然后通過卡爾曼濾波器估計姿態誤差并進行修正，從而達到慣導系統初始對準的目的[6]。但這種基于羅經效應的對準算法耗時較長，難以滿足戰機快速出動需求[7-8]。采用位置、速度量測的對準方案雖然可通過載體機動加快航向收斂速度，但載體提出了運動約束條件，另外靜態情況下也無法實施。

外部航向引入對準方式航向收斂快，如靜基座情況下的輸入航向對準方式。在低精度系統中，由于無法自尋北，這種航向引入方式也在廣泛使用。目前，雙天線測向信息在低精度組合系統中已得到較廣泛的應用，但測向精度受限于測量基線及安裝偏角等導致的空間配準問題，在高精度系統中的應用未見報道[9-12]。引入雙天線衛星載波相位差分測向信息后，對準時主要根據速度、位置量測進行水平對準，方位對準直接采用航向觀測量進行觀測，這種對準方式相對正常羅經對準時間極大縮短。

本文首先分析了雙天線基線安裝角偏差對準航向測量的影響，給出了相應的標定補償算法。在傳統速度、位置量測對準算法的基礎上，給出航向觀測方程，構建了雙天線測向信息輔助的雙天線衛星測向輔助的快速對準算法。在地面進行靜態、動態測試獲得雙天線測向誤差特性，基于實測的雙天線測向誤差特性，對快速對準方案進行了半實物仿真驗證。設計的雙天線輔助快速對準算法及仿真驗證結果將為后續工程提供參考。雙天線測向為絕對航向測量方式，僅需在載體上增加設備，無需額外的對準輔助設備，對準精度高，使用方便，可作為運動載體應急出動時的一種對準方式使用。

1 雙天線測向

衛星測向基本原理如圖1所示，由兩個測量型衛星導航天線沿機體縱軸安裝。

ψ=-arctan2(xL,yL)

(1)

圖1 衛星測向原理示意圖

根據誤差傳播關系有

(2)

2 雙天線輔助對準算法

2.1 安裝誤差補償

當雙天線基線與機軸不重合時，雙天線測量的航向與載機航向之間存在偏差，且偏差隨著載機俯仰、橫滾角的變化而變化。雙天線基線與機軸角度偏差越大，由載機俯仰、橫滾角變化引起的波動越大[13]?？紤]俯仰角、橫滾角需在對準一定時間后才能有較高精度，才能保證航向偏差的補償精度。因此，需要在機械結構安裝中使雙天線基線與機軸盡量重合，以保證對準初始航向安裝偏差的補償精度，滿足快速對準需求。

具體標定可通過以下3種方式實現。

① 直接標定方式。直接標定慣導與雙天線基線之間的安裝偏角，具體實現時可通過靜止狀態下慣導、雙天線多次測量的俯仰角、航向角均值計算俯仰、航向安裝偏角。

② 間接標定方式。分別標定慣導相對機體軸、雙天線相對機軸的安裝偏角。具體實現：通過架平飛機，讀取傳感器數據進行計算。

③ 幾何測量方式。直接通過雙天線的幾何坐標，計算雙天線基線相對機軸的角度關系。

通過以上標定可獲得具體安裝偏角補償參數λX，λZ。λX，λZ為以慣導輸出軸為基準，按右手法則轉動至雙天線測量基準所要轉動的角度。

具體航向誤差補償公式為

(3)

式中，θ,γ分別為捷聯慣導的俯仰角和橫滾角。獲得雙天線的航向信息后，先補償安裝誤差：

ψ′=ψ-Δψ

(4)

2.2 對準濾波器

采用濾波器增廣航向量測方式，在傳統速度位置量測對準的基礎上加航向觀測量。

先進行簡單粗對準，以一段時間慣導輸出的平均比力計算姿態陣的第3行元素，再根據第3行元素計算粗略俯仰、橫滾角。

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結合雙天線航向角ψ的3個完整姿態角度，完成粗對準。

對于捷聯慣導系統，導航坐標系選為“東北天”地理坐標系，降階對準算法一般考慮其數學平臺誤差、速度誤差、位置誤差、陀螺隨機常值漂移和加速度計隨機常值偏置，認為慣性測量組件的其他誤差項及慣性系統與輔助衛星導航系統之間的時空差異已經得到很好的校正。選取雙天線航向信息輔助對準的濾波狀態向量x為

(7)

根據捷聯慣導誤差方程和器件誤差參數模型，可列寫出降階對準的狀態方程為[14]

(8)

以慣性導航系統輸出速度、位置與衛星導航系統的速度、位置的差值作為量測量，速度、位置量測方程為

(9)

以慣性導航系統航向與衛星導航系統雙天線航向的差作為量測量，航向量測方程為

yψ=δψ

(10)

由式(9)和式(10)可得最終對準量測方程為

(11)

式中，v為量測噪聲。式(8)和式(11)組成了常用空中對準的降階卡爾曼濾波模型。具體量測處理時可采用序貫處理或集中處理方式。

3 仿真及分析

仿真思路首先根據地面測試獲得雙天線測向的誤差特性，將其誤差注入仿真模型進行仿真分析。在地面室外靜態、跑車轉態下進行多組試驗數據采集。典型地面雙天線測向靜態、動態誤差特性如圖 2和圖 3所示。

圖2 靜態數據

圖3 跑車情況航向差

由圖2可知，靜態情況下較理想，航向誤差的均方根(RMS)值為0.022°。由圖3可知，動態情況下航向差值相對變大，RMS值為0.095°。

假定慣性測量組件誤差狀態仿真參數如表1所示。由于對準時間短，慣性測量組件誤差狀態按隨機常值建模。

表1 仿真慣性測量組件誤差狀態

根據以上兩組航向測量誤差數據分別仿真靜態對準、動態對準性能，得到航向對準精度如圖4、圖5所示。

圖4 靜態雙天線輔助對準航向誤差

圖5 動態雙天線輔助對準航向誤差

由圖4、圖5可知，引入雙天線航向后，相對傳統羅經對準航向收斂速度明顯加快，在3 min內可收斂至0.05°以內，可滿足標準0.8 nm/h捷聯慣導的快速高精度對準要求。跑車時若雙天線航向誤差存在一定的波動(如圖3所示)，將導致對準過程中航向誤差也存在一定的波動(如圖 5所示)。因此這種輔助對準方式具體對準精度受雙天線航向精度影響較大。

4 結束語

雙天線輔助對準屬于外部航向引入的一種對準方式，可極大地縮短捷聯慣導航向對準時間。若同時有衛星速度、位置數據，可在動基座情況進行捷聯慣導的快速對準。衛星測向航向引入方法，為絕對航向測量方式，僅需在載機增加設備，相對其他的航向引入方式如等局部基準、光學方式等使用簡單。雙天線基線與機軸角度偏差越大，由載機俯仰、橫滾角變化引起的波動越大?？紤]俯仰角、橫滾角需在對準一定時間后才能有較高精度，需要雙天線基線與載體機軸機械結構安裝上盡量重合，從而保證對準初始時航向安裝偏差的補償精度，滿足快速對準需求。動態情況下，載體可能存在較大的角速度，航線觀測對時間同步的要求較大，需設計高精度的時間同步機制。