捷联惯导系统级余度技术研究

2024-10-11

捷联惯导系统级余度技术研究（精选2篇）

捷联惯导系统级余度技术研究篇1

捷联惯导系统级余度技术研究

为了防止捷联惯导系统由于长时间工作而导航精度变差,对导航系统之间的.互补性进行了研究,介绍了SINS/GPS与SINS/DNS两套综合导航系统方面的内容.通过对系统误差、性能的分析及仿真,给出了组合导航子系统的故障检测与隔离算法.该结果表明,采用组合惯导余度技术在工程实践上确实可以解决捷联惯导系统长时间工作而导航精度变差的问题.

作者：宁大军潘鸿飞 Ning Dajun Pan Hongfei 作者单位：92941部队,辽宁,葫芦岛,125001刊名：战术导弹技术 PKU英文刊名：TACTICAL MISSILE TECHNOLOGY年，卷(期)：“”(1)分类号：V249.32+2关键词：捷联惯导系统全球定位系统多普勒导航系统

捷联惯导系统级余度技术研究篇2

惯性导航系统是一种自主导航技术, 它利用惯性敏感器件测量出载体相对于惯性空间的线运动和角运动的参数, 并在给定的运动初始条件下, 由计算机推算出载体的航向、姿态、速度和位置等参数, 从而引导航行体完成预定的导航任务。从结构上讲, 惯性导航系统可以分为平台式和捷联式惯性导航系统两个大类。“平台式”是指, 惯性元件安装在一个物理平台上, 以平台坐标系为基准, 来测量运载体的运动参数;“捷联式”是指, 将陀螺仪和加速度计直接安装在运载体上, 不需要实体的稳定平台, 而是在计算机中实现平台的功能, 又称之为数学平台, 因而具有反应时间短、可靠性高、体积小、重量轻、成本逐步下降等突出优点。

重型发射武器, 如火炮、火箭炮等, 在现代战争中发挥着十分重要的作用。而衡量此类武器性能的一个重要指标就是“射击精度”, 它是射击系统对目标命中能力的度量, 精度越高, 在战争中越有利, 因而, 如何提高“射击精度”是各国家军事部门必须始终面临的课题之一。

本文将比较成熟的捷联惯性技术应用到火炮瞄准系统中, 利用精密的惯性器件不断敏感身管的姿态, 然后通过捷联解算实时计算出火炮身管相对瞄准线的偏移量, 并将偏移量传递给火控系统, 以驱动身管复位, 从而构成火炮身管复位系统。

(二) 捷联惯导方法应用到发射武器系统中的理论研究

从捷联惯导系统的原理可以知道, “导航”实质上是可以分为两个部分的, 一部分给出载体相对地球的位置和速度 (此时, 通常把载体看作一个质点) , 另一部分给出载体坐标系下载体相对导航坐标系的三个轴向上的姿态角。通常情况下, 捷联惯导系统主要用来得到载体随时间不断变化的位置和速度, 而对于本课题来说, 情况恰恰相反, 由于捷联惯导系统是用来实时测量发射管的指向, 在这个过程中发射武器相对地球的速度、位置等参数可以认为是不变的, 而姿态角 (指射向和射角, 侧倾角是基本不变的) 的变化却往往是相当显著的。因此, 完全可以把捷联惯导方法在发射武器瞄准系统上的这种应用理解成一种角度意义上的“导航”, 发射武器的射向和射角就分别相当于一般导航意义下的载体的航向角和俯仰角, 而发射武器的侧倾角就等同于一般导航意义下的横滚角, 只是理想的情况下, 在整个瞄准过程中它的值不会发生明显变化。

本文考虑把一套捷联惯导系统固定在发射武器的相应位置上, 在发射武器瞄准时, 应首先根据加速度计测得的重力加速度矢量在载体坐标系中的分量和陀螺仪测得的地球速率矢量在载体坐标系中的分量来计算初始姿态角的大小, 并建立初始捷联矩阵, 也就是完成初始对准。然后通过陀螺仪来敏感发射管姿态角度的变化, 因为陀螺仪的输出值是发射管相对于惯性空间的角运动在载体坐标系下的值ωbib, 而姿态矩阵的更新需要的是载体坐标系下的运动体相对于平台坐标系的角速率ωbpb, 因此需要首先得到ωbpb的大小。然后就可以根据ωbpb的值通过求解微分方程及时更新四元数的值, 既而在完成四元数归一化之后就可以计算得出捷联矩阵的大小, 从中提取相应的信息, 通过姿态角计算公式计算得到导航坐标系下的发射管姿态角度, 也就是得到了发射武器的即时射向和射角的值, 将这两个值传输至火控计算机, 通过火控计算机输出命令到发射武器的瞄准机 (包括高低机和方向机) 进行相应的角度调整。捷联惯导系统将实时敏感发射管姿态的变化, 并重复以上步骤, 以确保发射管有准确的指向, 从而完成整个导航过程。

据此, 可以得出此时的系统力学编排:初始对准、姿态速率计算、四元数Q的及时修正、四元数Q的归一化、捷联矩阵T的计算、姿态角计算、位移角速率计算、地球速率计算。系统方框原理图见图1。

(三) 基于MATLAB的仿真设计

依据MATLAB软件作为仿真平台, 把整个捷联惯导系统模型分为四大模块:轨迹发生器模块、加速度计仿真器模块、陀螺仪仿真器模块、SINS解算模块, 如图2所示。

其中, 轨迹发生器模块提供速度、加速度和姿态信息等惯性器件仿真器模块所需要的输入信息;加速度计仿真器模块为初始对准提供必须的比力;陀螺仪仿真器模块输出初始对准和导航解算所需要的角速率;而SINS解算模块是整个仿真系统的核心, 它将输出仿真结果—三个姿态角的轨迹变化曲线, 以及它们的误差曲线。

(四) 轨迹发生器的数学模型

假设武器所在地的纬度为L、经度为λ以及武器距地面的高度为h;假设发射武器的射向是按某种频率变化的正弦函数, 而射角与其成比例关系。分别用ψ0、θ0来表示初始射向和射角, 用ψf、θf来表示目标射向和射角, 用γ来表示倾斜角度:

则, 当地地理坐标系下的载体相对于地球坐标系的速度vtet、当地地理坐标系下的载体相对于地球坐标系的加速度atet分别为0, 载体坐标系下载体坐标系相对地理坐标系的转动角速率为

(五) 惯性器件的数学模型

仿真不需要考虑惯性器件内部结构, 只需考虑其输入量和输出量之间的关系。据此, 可分别建立加速度计和陀螺仪的数学模型。

加速度计的数学模型为:

其中, ∇为加速度计的测量误差, 假设∇仅由常值零偏∇b和白噪声带来的随机误差ωa组成, 仿真器框图见图3。

陀螺仪的数学模型为:

式中, ε为陀螺仪的测量误差, 其表达式为:

式中, εb为随机常数, εg为测量白噪声, εr为一阶马尔可夫过程, 数学模型为:

式中, Tr为陀螺仪的相关时间, ωr为驱动白噪声, 其方差为σr2。

陀螺仪仿真器框图见图4。

(六) SINS解算设计

SINS解算的核心部分有两个, 即初始对准和捷联矩阵的解算。卡尔曼滤波法静基座下的初始对准具有精度高、用时少的优点, 能基本满足重型发射武器瞄准系统的要求初始对准, 所以, 本文选择该方法作为初始对准的方案;而且在角运动剧烈的情况下, 旋转矢量算法的精度要比龙格-库塔法的精度高, 结合瞄准快速性的要求, 本文采用改进后的旋转矢量三子样优化算法进行捷联解算。据此, 得出系统仿真主程序流程图, 如图5。

(七) 仿真结果

本文在如下初始条件下进行了仿真。

1. 发射武器的地理位置:纬度L:45°, 经度λ:32°02′, 高度h:1米;

2. 重力加速度g:9.84m/s2;

3. 发射武器射向和射角的变化频率:;

4. 发射武器射向轨迹的幅值:;

5. 仿真初始时间:T0=0;

6. 发射管的线速度:Vx=Vy=Vz=0m/s;

7. 发射管的初始姿态角:;

8. 发射管的理想射向和射角:分别为北偏东60°, 向上45°, 即:,

9.“平台”的初始失准角:;

1 0. 陀螺仪误差参数:常值漂移为0.02°/h, 随机漂移为0.01°/h, 一阶马尔可夫过程的均方差为0.01/h, 相关时间Tr为7200s;