專利名稱：一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種組合導航半實物仿真系統，適用于捷聯慣性/天文組合導航系統的理論方法和工程應用技術的研究，以及組合導航系統的性能驗證。
背景技術：
進入21世紀，隨著信息技術的快速發(fā)展，航空航天技術逐漸向智能化、高效化和隱形化等方向飛速邁進。高精度的導航技術作為實現遠程精確打擊的核心技術之一，是研制高精度導航系統，為現代飛行載體提供高精度運動狀態(tài)信息必須突破的主要技術瓶頸。目前，遠程、長航時飛行載體的高精度導航，無法依靠任何一種導航手段獨立實現(成本高且可靠性差)；純慣性導航系統能夠自主、實時提供全面導航信息，短時精度高，但其誤差隨工作時間積累，難以滿足遠程、長時間高精度導航要求；天文導航能夠提供高精度姿態(tài)信息，但易受氣候條件限制；衛(wèi)星導航系統能夠全天候、實時提供三維位置、速度信息，但導航信息不連續(xù)，不能提供姿態(tài)信息，且易被干擾。因此，將多種導航方式有機結合，充分發(fā)揮各自優(yōu)勢，進行組合導航，是實現高精度導航的必由之路。但我國目前還沒有功能完備的衛(wèi)星導航系統，若依賴GPS與GLONASS，平時是不可靠的，戰(zhàn)時是危險的。因而研究慣性/天文組合導航系統對我國實現遠程、長航時飛行載體的高精度導航具有重要意義。
我國在工程應用中大都是平臺慣性/天文組合導航系統，不但成本高、體積大，而且結構復雜。捷聯慣性/天文組合導航系統作為發(fā)展方向，各國都投入了大量的精力進行深入研究。在捷聯慣性/天文組合導航系統的研制過程中，由于飛行實驗費用大，各子系統的地面調試，算法的實驗測試，以及組合導航系統的演示驗證與評估，不可能都通過實時飛行測試完成。因此為檢驗算法的性能，器件調試及組合導航的數學仿真、半實物仿真、演示驗證與評估，以及加快組合導航系統樣機研制的周期，降低成本，提高效率等方面出發(fā)，構建一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統是解決以上問題最為有效的途徑。國外在此方面起步較早，上世紀60年代，美國就在U-2高空偵察機和B-2高空偵察機上采用了平臺慣性/天文組合導航技術，但這種平臺慣性/天文組合導航的缺點是成本較高，結構設計復雜。80年代，美國已將捷聯慣性/天文/衛(wèi)星組合導航技術應用于“全球鷹”無人機，雖然含有捷聯慣性/天文組合導航系統，但存在體積大、實時性和時間同步差的缺點，且沒有實驗室用功能完備的捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統。國內SINS/GPS組合導航系統已經得到了較好應用。專利申請?zhí)枮?00610011580.X中提出了一種SINS/CNS/GPS組合導航半實物仿真系統，但存在兩個問題(1)GPS不為我國所擁有，平時不可靠，戰(zhàn)時危險；(2)其中的SINS/CNS組合導航半實物仿真系統僅僅是將由計算機實現的SlNS和CNS系統簡單的通過串口連接，不但體積大、精度低、實時性差，而且時間同步性差。

發(fā)明內容
本發(fā)明的技術解決問題是克服現有技術的不足，提供一種成本低、體積小、實時性強的捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統。
本發(fā)明的技術解決方案是一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統，包括捷聯慣性子系統(1)、天文子系統(2)、組合導航終端(3)、演示驗證與評估終端(4)、軌跡發(fā)生終端(5)，其中天文子系統(2)由星圖模擬器(21)和星敏感器(22)組成，軌跡發(fā)生終端(5)生成標稱軌跡數據分別輸出至組合導航終端(3)、演示驗證與評估終端(4)及天文子系統(2)的星圖模擬器(21)中，作為它們信息處理的參考源來統一規(guī)范輸入，使慣性、天文子系統實時同步運行；星圖模擬器(21)根據標稱軌跡數據生成星圖，由星敏感器(22)敏感星圖后，進行實時快速的星圖預處理和匹配識別算法以及高精度定姿，完成星敏感器精確快速的姿態(tài)輸出；組合導航終端實時并行采集捷聯慣性子系統(1)和天文子系統(2)真實器件的輸出姿態(tài)數據，通過數據平滑處理得到組合濾波所需的子系統真實誤差特性數據，經信息同步處理疊加到軌跡發(fā)生終端(5)生成的標稱軌跡數據上，通過先進最優(yōu)濾波算法，實現高精度的組合導航；演示驗證與評估終端(4)根據軌跡發(fā)生器(5)生成的標稱軌跡數據和組合導航終端(3)輸出數據，實現系統的演示驗證和評估，并根據驗證和評估結果進行系統改進和優(yōu)化，實現系統最優(yōu)性能。
其中CNS子系統中的星圖模擬器主要由ARM(或DSP)處理器、液晶光閥、平行光管和顯示設備組成；其中裝有基本恒星星表，高精度星圖生成軟件；ARM(或DSP)處理器根據星敏感器在載體上的安裝矩陣和軌跡發(fā)生器生成的軌跡數據，解算出星敏感器光軸的指向，結合星敏感器的視場，求解出當前光軸指向和此視場下的導航星，經過坐標轉換完成星圖的生成，同時利用ARM(或DSP)處理器易于控制的優(yōu)點，實現星圖的直觀顯示；此顯示的信號通過高分辨率液晶光閥和平行光管，最后完成無窮遠處平行星光的模擬。
其中CNS子系統中的星敏感器主要由CMOS(或CCD)敏感器件、DSP(或ARM)組成；其中裝有小容量、有序的導航星庫，實時快速的星圖預處理和匹配識別算法以及高精度定姿算法；采用運算精度高、處理速度快的浮點型DSP(或ARM)，完成星敏感器精確快速的姿態(tài)輸出；最后通過軟硬件設計實現處理器以高位存取方式訪問存儲器的功能，并利用此功能來加速星敏感器的上電初始化。
本發(fā)明的原理是利用軌跡發(fā)生終端生成標稱軌跡數據，輸出給天文子系統中的星圖模擬器、組合導航終端和演示驗證與評估終端，作為它們信息處理的參考源來統一規(guī)范輸入，使慣性、天文子系統實時同步運行，組合導航信息實時準確，有效提高了組合導航精度和演示驗證與評估質量；在天文子系統的構建上，采用高精度星圖模擬終端(ARM(或DSP)、液晶光閥、平行光管等)和高精度星敏感器(CMOS(或CCD)敏感器件、DSP(或ARM)等)；組合導航終端由DSP(或ARM)+FPGA(或CPLD)構成，接收慣性和天文子系統輸出的數據，完成高精度組合導航；最后使用以ARM(或DSP)處理器為核心的控制終端并配有顯示設備，根據標稱軌跡數據和組合導航輸出數據，實現系統的演示驗證和評估。
本發(fā)明與現有技術相比的優(yōu)點在于保留了傳統平臺慣性/天文組合導航算法簡單，易于參數設置和優(yōu)化，以及工程實現技術成熟的優(yōu)點，用于組合導航系統在算法功能上的實現和優(yōu)化，同時又克服了傳統系統成本高、體積大、研發(fā)周期長及實時性較差的缺點，構建了一種慣性、天文子系統全捷聯工作模式的組合導航半實物仿真系統。本發(fā)明的特點在于(1)采用軌跡發(fā)生終端生成標稱軌跡數據，作為各模塊信息處理的參考源來統一規(guī)范輸入來有效提高組合導航精度和演示驗證與評估質量；(2)針對各模塊功能需求，采用具有處理速度快、控制能力強等顯著特點的處理器芯片，實現系統的小型化和一體化設計；(3)為提高實時性，組合導航時采用并行采集慣性、天文子系統輸出數據方式，并利用子系統真實器件數據通過平滑處理得到其真實誤差特性數據，實現高精度的半實物組合導航；(4)增加了慣性/天文組合導航的演示驗證與評估功能，具有演示驗證初始化、導航顯示、載體飛行模擬、導航誤差曲線實時顯示以及評估結果生成等模塊，可有效地降低組合導航系統的試驗成本，縮短其研制周期，這對研究組合導航系統的動態(tài)性能、系統特性和工程應用等具有重要理論和實踐意義。
根據軌跡發(fā)生器生成的標稱軌跡數據和組合導航終端輸出數據，實現系統的演示驗證和評估，來有效地降低組合導航系統的試驗成本，縮短其研制周期，這對研究組合導航系統的動態(tài)性能、系統特性和工程應用等具有重要理論和實踐意義。


圖1為本發(fā)明的結構組成示意圖；圖2為本發(fā)明的工作流程圖；圖3為本發(fā)明的軟件流程圖；圖4為本發(fā)明的組合導航終端的捷聯解算算法和基于先進最優(yōu)濾波算法的組合導航軟件流程圖；圖5為本發(fā)明的演示驗證與評估終端軟件流程圖。
具體實施例方式
如圖1所示，本發(fā)明由捷聯慣性子系統1、天文子系統2、組合導航終端3、演示驗證與評估終端4、軌跡發(fā)生終端5組成，捷聯慣性子系統1主要包括光纖IMU、A/D采集模塊和DSP處理器，裝有數據預處理軟件，輸出100Hz的IMU數據；天文子系統2包括星圖模擬器21和星敏感器22，星圖模擬器21主要由ARM9TDMI系列處理器212、液晶光閥212、平行光管213和顯示設備214組成，其中裝有J2000基本星表，高精度星圖生成軟件；ARM處理器根據星敏感器在載體上的安裝矩陣和軌跡發(fā)生器生成的軌跡數據，解算出星敏感器光軸的指向，結合星敏感器的視場，求解出當前光軸指向和此視場下的導航星，經過坐標轉換完成星圖的生成，同時利用ARM處理器易于控制的優(yōu)點，實現星圖的直觀顯示；此顯示的信號通過高分辨率液晶光閥和平行光管，最后完成無窮遠處平行星光的模擬。星敏感器22主要由CMOS敏感器件221、DSP+CPLD 222組成，其中裝有小容量、有序的導航星庫，實時快速的星圖預處理和匹配識別算法以及高精度定姿算法；DSP處理器采用浮點型TMS320C6000系列，利用其處理速度快，運算精度高等優(yōu)點，完成星敏感器精確快速的姿態(tài)輸出，實現DSP處理器以16位存取方式訪問存儲器的功能，并利用此功能來加速星敏感器的上電初始化。組合導航終端3主要由DSP+FPGA組成，裝有高效的捷聯解算算法和基于先進最優(yōu)濾波算法的組合導航軟件；它接收來自慣性子系統和天文子系統的輸出數據，完成高精度組合導航；DSP處理器采用浮點型TMS320C6000系列，利用其運算精度高、處理速度快的特點，實現快速的捷聯解算和組合導航；同時DSP處理器訪問存儲器設計為16位的存取方式，實現組合導航終端的快速初始化和對存儲器的快速存??；為了達到數據快速采集和處理的目的，采用FPGA處理芯片實現慣性、天文子系統輸出信號的并行采集、預處理和微秒級信息同步。演示驗證與評估終端4主要由ARM9TDMI處理器和顯示設備實現，裝有捷聯慣性/天文組合導航計算機仿真軟件、半實物仿真軟件和演示驗證與評估軟件；具有數學仿真、半實物仿真和數學/半實物混合仿真的評估功能，每個功能都包含演示驗證初始值設置、導航顯示、載體飛行模擬、導航誤差曲線實時顯示以及評估結果生成等模塊；它根據軌跡發(fā)生器生成的標稱軌跡數據和組合導航終端輸出數據，實現系統的演示驗證和評估。
如圖2所示，本發(fā)明的一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統，其功能實現為初始化星圖模擬參數和軌跡發(fā)生器參數，根據軌跡參數生成各子系統標稱軌跡數據；利用此標稱數據計算求解出對應捷聯慣性子系統的標稱數據和星圖模擬器的光軸指向數據；接收靜態(tài)SINS數據，去除均值后疊加到求解的SINS子系統的標稱數據上，將其作為具有真實誤差特性的SINS輸出數據，通過捷聯解算求解出速度、位置和姿態(tài)；利用生成的光軸指向數據產生特定視場下的星像，通過星敏感器敏感，星圖處理、匹配識別和姿態(tài)確定，完成載體姿態(tài)的輸出；組合導航終端接收慣性、天文的輸出數據，根據組合邏輯對信號進行時間同步預處理，并完成組合濾波；演示驗證與評估終端根據軌跡發(fā)生器生成的標稱軌跡數據和組合導航終端輸出數據，實現系統的演示驗證和評估，并根據驗證和評估結果不斷的進行系統改進和優(yōu)化，實現系統最優(yōu)性能。
如圖3所示，本發(fā)明的軟件流程，首先進行系統軟硬件的初始化，設置組合導航及驗證與評估參數，之后接收SINS數據，如果數據有效，進行工作模態(tài)判斷，否則等待接收下一條SINS數據；判斷是組合模式還是純捷聯解算模式，如是組合模式，則接收CNS數據，進行自適應濾波實現組合導航，完成反饋校正；否則直接進行純捷聯解算實現捷聯慣性導航；后進行導航信息的實時演示驗證；并判斷數據是否接收完畢，如沒有則繼續(xù)接收下一條SINS的數據；否則進行組合導航系統的評估；評估結果如沒有滿足要求，則調整和優(yōu)化整個系統的參數，進行下一次的驗證和評估，否則生成評估報告，軟件流程結束。
如圖4所示，本發(fā)明的組合導航終端3的捷聯解算算法和基于先進最優(yōu)濾波算法的組合導航軟件流程，首先讀取SINS數據，通過捷聯解算算法求解載體在導航坐標系下的位置、速度和姿態(tài)信息；同時讀取CNS數據，求解出載體高精度的姿態(tài)信息；后根據這兩路數據計算載體的姿態(tài)誤差，進而求解出平臺的姿態(tài)誤差角；最后利用先進的最優(yōu)濾波方法UKF或UPF，并結合平臺的姿態(tài)誤差角，估計出載體在導航坐標系的位置、速度和姿態(tài)信息，完成組合導航。
如圖5所示，本發(fā)明演示驗證與評估終端4的流程，首先是演示驗證魚評估初始化，后根據接收的導航信息數據實時進行顯示和實時進行載體飛行的模擬，再結合標稱軌跡數據，完成導航誤差曲線的實時顯示和飛行軌跡驗證，最后針對形成的組合導航驗證結果序列，采用誤差標準差和誤差均方差兩種方法進行組合導航性能的評估。
本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業(yè)技術人員公知的
權利要求
1.一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統，包括捷聯慣性子系統(1)、天文子系統(2)、組合導航終端(3)、演示驗證與評估終端(4)、軌跡發(fā)生終端(5)，其中天文子系統(2)由星圖模擬器(21)和星敏感器(22)組成，軌跡發(fā)生終端(5)生成標稱軌跡數據分別輸出至組合導航終端(3)、演示驗證與評估終端(4)及天文子系統(2)的星圖模擬器(21)中，作為它們信息處理的參考源來統一規(guī)范輸入，使慣性、天文子系統實時同步運行；星圖模擬器(21)根據標稱軌跡數據生成星圖，由星敏感器(22)敏感星圖后，進行實時快速的星圖預處理和匹配識別算法以及高精度定姿，完成星敏感器精確快速的姿態(tài)輸出；組合導航終端實時并行采集捷聯慣性子系統(1)和天文子系統(2)真實器件的輸出姿態(tài)數據，通過數據平滑處理得到組合濾波所需的子系統真實誤差特性數據，經信息同步處理疊加到軌跡發(fā)生終端(5)生成的標稱軌跡數據上，通過先進最優(yōu)濾波算法，實現高精度的組合導航；演示驗證與評估終端(4)根據軌跡發(fā)生器(5)生成的標稱軌跡數據和組合導航終端(3)輸出數據，實現系統的演示驗證和評估，并根據驗證和評估結果進行系統改進和優(yōu)化，實現系統最優(yōu)性能。
2.根據權利要求1所述的一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統，其特征在于所述的星圖模擬器(21)主要包括ARM或DSP處理器(211)、液晶光閥(212)、平行光管(213)，ARM或DSP處理器根據星敏感器在載體上的安裝矩陣和軌跡發(fā)生器終端(5)生成的軌跡數據，解算出星敏感器光軸的指向，結合星敏感器的視場，求解出當前光軸指向和此視場下的導航星，經過坐標轉換完成星圖的生成，并通過液晶光閥(212)實現星圖的直觀顯示，此直觀顯示的星圖信號通過平行光管(212)后輸出，完成無窮遠處平行星光的模擬。
3.根據權利要求1所述的一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統，其特征在于所述的星敏感器主要由CMOS或CCD敏感器件、DSP或ARM組成，DSP或ARM根據進行CMOS或CCD敏感器件輸出的星圖數據，進行實時快速的星圖預處理和匹配識別算法以及高精度定姿，完成星敏感器精確快速的姿態(tài)輸出。
4.根據權利要求1所述的一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統，其特征在于所述的先進最優(yōu)濾波算法為UKF或UPF。
全文摘要
一種捷聯慣性/天文組合導航半實物仿真系統，包括捷聯慣性子系統、天文子系統、組合導航終端、軌跡發(fā)生終端、演示驗證與評估終端，采用軌跡發(fā)生終端生成標稱軌跡數據，作為信息處理參考源輸入給天文子系統和組合導航終端；天文子系統采用ARM(或DSP)+液晶光閥的星圖模擬器和CMOS(或CCD)敏感器件+DSP(或ARM)的星敏感器構成；組合導航終端由DSP(或ARM)實現，并行接收慣性和天文子系統的輸出數據，完成高精度組合導航；最后利用以ARM(或DSP)處理器為核心的控制終端，根據標稱軌跡數據和組合導航結果，實現系統的演示驗證和評估。本發(fā)明有效降低組合導航系統的試驗成本，縮短研制周期，這對研究組合導航系統的動態(tài)性能和工程應用具有重要理論和實踐意義。
文檔編號G01C21/20GK1869589SQ20061008943
公開日2006年11月29日 申請日期2006年6月27日 優(yōu)先權日2006年6月27日
發(fā)明者房建成, 全偉, 徐帆, 劉百奇, 盛蔚, 楊勝 申請人:北京航空航天大學