弹载SINS/双星组合导航系统建模与仿真精度分析
|
摘要
本论文对SINS／双星组合导航方法及其在战术弹道导弹导航中的应用进行了深入的研究。SINS／双星组合导航方法克服了“北斗一号”双星定位导航系统需要用户发射定位申请信号的有源定位模式，直接测量载体至双星导航系统两颗卫星的距离和距离变化率信息，然后在此基础上实时辨识并修正SINS工具误差，从而获得更高的导航精度。
论文深入分析了SINS／双星组合导航的基本原理，建立了发射坐标系中的SINS状态方程、包含16项工具误差的SINS误差状态方程以及距离和距离变化率的双星观测方程。
论文建立了适用于SINS／双星组合导航系统的Kalman滤波模型，并研究了Kalman滤波模型中SINS工具误差的反馈修正方法以及弹载SINS／双星组合导航的精度分析方法。
论文详细叙述了弹载SINS／双星组合导航的仿真研究方法及流程。通过仿真计算分析了组合导航时段、导弹发射点地理位置、发射方位角等因素对弹载SINS／双星组合导航落点精度的影响。
仿真研究结果表明当导弹发射点在我国本土，SINS／双星组合导航时段为发射后的180s～480s，测距偶然误差为3m(1s)、测速偶然误差为0.02m／s(1s)的双星接收机与一定精度的SINS进行SINS／双星组合导航的导弹落点CEP小于60m，明显优于单纯SINS的导航精度。
A Missile-Borne SINS/Double-Satellite integrated navigation system is discussed in this thesis. Instead of sending signal of positioning quest, instrument errors of SINS can be identified and corrected via the range and range rate between the carrier and satellites of "Beidou" Double-Satellite Positioning Navigation System in order to improve the navigation accuracy.
The basic theory of SINS/Double-Satellite integrated navigation is lucubrated. The state equations, the state error equations with a common-used model of SINS instrument errors and the observation equations with range and range rate of SINS/Double-Satellite integrated navigation system are presented based on the launch coordinate.
A Kalman filter is given to fit the systems. The feedback amendable technique of instrument errors and the accuracy assessment of fall points are also discussed.
Simulation of SINS/Double-Satellite integrated navigation system is discussed in detail and the calculate error of simulation is analyzed. The launch parameters and the integrated navigation time's effects on accuracy of fall points are discussed.
The simulation results show that accuracy(Circular error probable) of missile fall points is less than 60m with a Double-Satellite receiver and a SINS of one kind when the launch point is on our mainland, the integrated navigation time is 180s~480s after the missile launched, the range error is 3m(1s) and the range rate error is 0.02m/s(1s).
论文深入分析了SINS／双星组合导航的基本原理，建立了发射坐标系中的SINS状态方程、包含16项工具误差的SINS误差状态方程以及距离和距离变化率的双星观测方程。
论文建立了适用于SINS／双星组合导航系统的Kalman滤波模型，并研究了Kalman滤波模型中SINS工具误差的反馈修正方法以及弹载SINS／双星组合导航的精度分析方法。
论文详细叙述了弹载SINS／双星组合导航的仿真研究方法及流程。通过仿真计算分析了组合导航时段、导弹发射点地理位置、发射方位角等因素对弹载SINS／双星组合导航落点精度的影响。
仿真研究结果表明当导弹发射点在我国本土，SINS／双星组合导航时段为发射后的180s～480s，测距偶然误差为3m(1s)、测速偶然误差为0.02m／s(1s)的双星接收机与一定精度的SINS进行SINS／双星组合导航的导弹落点CEP小于60m，明显优于单纯SINS的导航精度。
A Missile-Borne SINS/Double-Satellite integrated navigation system is discussed in this thesis. Instead of sending signal of positioning quest, instrument errors of SINS can be identified and corrected via the range and range rate between the carrier and satellites of "Beidou" Double-Satellite Positioning Navigation System in order to improve the navigation accuracy.
The basic theory of SINS/Double-Satellite integrated navigation is lucubrated. The state equations, the state error equations with a common-used model of SINS instrument errors and the observation equations with range and range rate of SINS/Double-Satellite integrated navigation system are presented based on the launch coordinate.
A Kalman filter is given to fit the systems. The feedback amendable technique of instrument errors and the accuracy assessment of fall points are also discussed.
Simulation of SINS/Double-Satellite integrated navigation system is discussed in detail and the calculate error of simulation is analyzed. The launch parameters and the integrated navigation time's effects on accuracy of fall points are discussed.
The simulation results show that accuracy(Circular error probable) of missile fall points is less than 60m with a Double-Satellite receiver and a SINS of one kind when the launch point is on our mainland, the integrated navigation time is 180s~480s after the missile launched, the range error is 3m(1s) and the range rate error is 0.02m/s(1s).
引文
[1] 孙仲康．定位导航与制导．北京：国防工业出版社，1987
[2] 干国强，邱致和．导航与定位—现代战争的北斗星．北京：国防工业出版社，2000
[3] 贾玉涛．无线电导航．北京：国防工业出版社，1983
[4] 袁信等．导航系统．北京：航空工业出版社，1993
[5] 赵琳．卫星导航系统．哈尔滨：哈尔滨工程大学出版社，2001
[6] 方群．卫星定位导航基础．西安：西北工业大学出版社，1999
[7] 毛献辉，田芊，滕云鹤，章燕申．几种光学陀螺的研究进展．压电与声光，2003(1)：15-20
[8] 刘徐德．地形辅助导航系统技术．北京：电子工业出版社，1994
[9] Altdchter W W. JTIDS relative navigation and data registration. Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE, 1992(6): 42-50
[10] Okawa U S, Fincher N R. PLRS development testing. Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE, 1988(8): 10-15
[11] 崔中兴．惯性导航系统．北京：国防工业出版社，1982
[12] 陈哲．捷联惯导系统原理．北京：宇航出版社，1986
[13] 张飞舟，黄继勋．GPS／GLONASS组合导航定位技术在ITS中的应用．系统工程理论与实践，2001，21(1)：114-120
[14] 童铠．中国导航定位卫星系统的进展．中国航天，2002(10)：56-58
[15] 吴崇善．正确认识和应用“北斗一号”双星导航定位系统(一)．当代通信，2004，22(2)：30-35
[16] 李永泉，高成发．北斗卫星导航定位系统简介．江苏测绘，2001，24(4)：10-11
[17] 张树侠．捷联式惯性导航系统．北京：国防工业出版社，1992
[18] 伍辛，刘石泉．战术弹道导弹SINS／GPS组合制导研究．战术导弹技术，2000，15(1)：41-51
[19] 愈济祥．卡尔曼滤波及其在惯性导航系统中的应用．西安：西北工业大学出版社，??1984
[20] 秦永元，张洪钺．卡尔曼滤波与组合导航原理．西安：西北工业大学出版社，1998
[21] 李洪涛，许国昌等．GPS应用技术研究．北京：科学出版社，1999
[22] Wei M, Schwarz K P. A Testing a decentralized filter for GPS/INS Integration. Position Location and Navigation Symposium, IEEE, the 1990's: 429-435, 1990
[23] George T Schmidt. GPS/INS technology trends for military systems. AIAA-97-3826: 1018-1025, 1997
[24] R Phillips, A Bogner, A Tetewsky, S Croopnick. Performance assessment of a GPS/INS system for ballistic missile range safety technology. AIAA-2001-4776: 1-13, 2001
[25] Hyslop G, Gerth D, Kraemer J. GPS/INS integration on the Standoff Land Attack Missile (SLAM). Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE, 1990(7): 29-34
[26] Dowdle John R, Thorvaldsen Tom P, Kourepenis Anthony S. A GPS/INS guidance system for Navy 5-in. projectiles. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, New Orleans, LA, the 1997's: 11-13, 1997
[27] 潘科炎．GPS作为航天器全能敏感器的前景Ⅰ—GPS导航和定姿．航天控制，1995(5)：22-32
[28] 景韶光．GPS／SINS组合导航系统在飞航导弹中的应用．西北工业大学学报，1997，15(1)：79-83
[29] 袁信，刘建业．用位置速度信息的GPS／SINS组合模式研究．导航，1992(4)：70-90
[30] 吴秋平，高钟毓．SINS／GPS组合导航系统在线校正技术研究．导航，2000，36(4)：22-36
[31] 杨静，张洪钺，朱士青．基于伪距、伪距率的GPS／SINS容错组合导航系统．航天控制，2003，21(3)：17-25
[32] 冯绍军，任卫红．伪距率伪距双差GPS／IMU组合导航系统研究．导航，1998，34(4)：11-19
[33] 张贵明．GPS／SINS全组合系统确定SAR卫星的轨道和姿态．系统工程与电子技术，2002，24(5)：65-69
[34] Vieweg S, Lechner W. A GPS/GLONASS/INS test program. Aerospace and Electronic??Systems Magazine, IEEE, 1994(7): 23-28
[35] 高路．双星定位导航系统．现代通信，1997(10)：308
[36] 乔洋，赵育善，赵金才．惯性导航／双星组合导航的可行性研究．上海航天，2003，20(4)：34-37
[37] 刘准，陈哲．INS／双星组合导航半实物仿真研究．系统仿真学报，2004，16(2)：313-315
[38] 林雪原，张立民，刘建业，李玉光．双星定位系统／SINS深组合导航系统研究．空间科学学报，2003，23(5)：388-395
[39] 罗续成．惯性导航系统／双星距离差组合导航算法的可行性研究．遥测遥控，2002，23(6)：1-7
[40] 林雪原，刘建业．北斗双星定位系统改进及其算法的研究．空间科学学报，2003，23(2)：149-154
[41] 郝燕玲，陈实如，徐定杰．陆基增强／双星定位组合系统．哈尔滨工程大学学报，2002，23(1)：47-51
[42] 范利涛，吴杰．弹载SINS／双星组合制导方法的研究．2003飞行力学与飞行实验学术交流年会，大连，2003．10：179-184
[43] 程国采．四元数方法及其应用．长沙：国防科技大学出版社，1991
[44] 黄圳圭．航天器姿态动力学．长沙：国防科技大学出版社，1997
[45] 董绪荣，张守信，华仲春．GPS／INS组合导航定位及应用．长沙：国防科技大学出版社，1998
[46] 邓自立．最优滤波理论及其应用．哈尔滨：哈尔滨工业大学出版社，2000
[47] 沙钰，王正明．弹道导弹精度分析概论．长沙：国防科技大学出版社，1995
[48] 张金槐．远程火箭精度分析与评估．长沙：国防科技大学出版社，1994
[49] 贾沛然，陈克俊，何力．远程火箭弹道学．长沙：国防科技大学出版社，1993
[50] 郗晓宁，王威．近地航天器轨道基础．长沙：国防科技大学出版社，2003
[2] 干国强，邱致和．导航与定位—现代战争的北斗星．北京：国防工业出版社，2000
[3] 贾玉涛．无线电导航．北京：国防工业出版社，1983
[4] 袁信等．导航系统．北京：航空工业出版社，1993
[5] 赵琳．卫星导航系统．哈尔滨：哈尔滨工程大学出版社，2001
[6] 方群．卫星定位导航基础．西安：西北工业大学出版社，1999
[7] 毛献辉，田芊，滕云鹤，章燕申．几种光学陀螺的研究进展．压电与声光，2003(1)：15-20
[8] 刘徐德．地形辅助导航系统技术．北京：电子工业出版社，1994
[9] Altdchter W W. JTIDS relative navigation and data registration. Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE, 1992(6): 42-50
[10] Okawa U S, Fincher N R. PLRS development testing. Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE, 1988(8): 10-15
[11] 崔中兴．惯性导航系统．北京：国防工业出版社，1982
[12] 陈哲．捷联惯导系统原理．北京：宇航出版社，1986
[13] 张飞舟，黄继勋．GPS／GLONASS组合导航定位技术在ITS中的应用．系统工程理论与实践，2001，21(1)：114-120
[14] 童铠．中国导航定位卫星系统的进展．中国航天，2002(10)：56-58
[15] 吴崇善．正确认识和应用“北斗一号”双星导航定位系统(一)．当代通信，2004，22(2)：30-35
[16] 李永泉，高成发．北斗卫星导航定位系统简介．江苏测绘，2001，24(4)：10-11
[17] 张树侠．捷联式惯性导航系统．北京：国防工业出版社，1992
[18] 伍辛，刘石泉．战术弹道导弹SINS／GPS组合制导研究．战术导弹技术，2000，15(1)：41-51
[19] 愈济祥．卡尔曼滤波及其在惯性导航系统中的应用．西安：西北工业大学出版社，??1984
[20] 秦永元，张洪钺．卡尔曼滤波与组合导航原理．西安：西北工业大学出版社，1998
[21] 李洪涛，许国昌等．GPS应用技术研究．北京：科学出版社，1999
[22] Wei M, Schwarz K P. A Testing a decentralized filter for GPS/INS Integration. Position Location and Navigation Symposium, IEEE, the 1990's: 429-435, 1990
[23] George T Schmidt. GPS/INS technology trends for military systems. AIAA-97-3826: 1018-1025, 1997
[24] R Phillips, A Bogner, A Tetewsky, S Croopnick. Performance assessment of a GPS/INS system for ballistic missile range safety technology. AIAA-2001-4776: 1-13, 2001
[25] Hyslop G, Gerth D, Kraemer J. GPS/INS integration on the Standoff Land Attack Missile (SLAM). Aerospace and Electronic Systems Magazine, IEEE, 1990(7): 29-34
[26] Dowdle John R, Thorvaldsen Tom P, Kourepenis Anthony S. A GPS/INS guidance system for Navy 5-in. projectiles. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, New Orleans, LA, the 1997's: 11-13, 1997
[27] 潘科炎．GPS作为航天器全能敏感器的前景Ⅰ—GPS导航和定姿．航天控制，1995(5)：22-32
[28] 景韶光．GPS／SINS组合导航系统在飞航导弹中的应用．西北工业大学学报，1997，15(1)：79-83
[29] 袁信，刘建业．用位置速度信息的GPS／SINS组合模式研究．导航，1992(4)：70-90
[30] 吴秋平，高钟毓．SINS／GPS组合导航系统在线校正技术研究．导航，2000，36(4)：22-36
[31] 杨静，张洪钺，朱士青．基于伪距、伪距率的GPS／SINS容错组合导航系统．航天控制，2003，21(3)：17-25
[32] 冯绍军，任卫红．伪距率伪距双差GPS／IMU组合导航系统研究．导航，1998，34(4)：11-19
[33] 张贵明．GPS／SINS全组合系统确定SAR卫星的轨道和姿态．系统工程与电子技术，2002，24(5)：65-69
[34] Vieweg S, Lechner W. A GPS/GLONASS/INS test program. Aerospace and Electronic??Systems Magazine, IEEE, 1994(7): 23-28
[35] 高路．双星定位导航系统．现代通信，1997(10)：308
[36] 乔洋，赵育善，赵金才．惯性导航／双星组合导航的可行性研究．上海航天，2003，20(4)：34-37
[37] 刘准，陈哲．INS／双星组合导航半实物仿真研究．系统仿真学报，2004，16(2)：313-315
[38] 林雪原，张立民，刘建业，李玉光．双星定位系统／SINS深组合导航系统研究．空间科学学报，2003，23(5)：388-395
[39] 罗续成．惯性导航系统／双星距离差组合导航算法的可行性研究．遥测遥控，2002，23(6)：1-7
[40] 林雪原，刘建业．北斗双星定位系统改进及其算法的研究．空间科学学报，2003，23(2)：149-154
[41] 郝燕玲，陈实如，徐定杰．陆基增强／双星定位组合系统．哈尔滨工程大学学报，2002，23(1)：47-51
[42] 范利涛，吴杰．弹载SINS／双星组合制导方法的研究．2003飞行力学与飞行实验学术交流年会，大连，2003．10：179-184
[43] 程国采．四元数方法及其应用．长沙：国防科技大学出版社，1991
[44] 黄圳圭．航天器姿态动力学．长沙：国防科技大学出版社，1997
[45] 董绪荣，张守信，华仲春．GPS／INS组合导航定位及应用．长沙：国防科技大学出版社，1998
[46] 邓自立．最优滤波理论及其应用．哈尔滨：哈尔滨工业大学出版社，2000
[47] 沙钰，王正明．弹道导弹精度分析概论．长沙：国防科技大学出版社，1995
[48] 张金槐．远程火箭精度分析与评估．长沙：国防科技大学出版社，1994
[49] 贾沛然，陈克俊，何力．远程火箭弹道学．长沙：国防科技大学出版社，1993
[50] 郗晓宁，王威．近地航天器轨道基础．长沙：国防科技大学出版社，2003