SINS-TACAN组合导航卡尔曼滤波算法

SINS-TACAN组合导航卡尔曼滤波算法 SINS-TACAN组合导航卡尔曼滤波算法 Dec.2010 Vo1.28.NO.6 航天控制 AerospaceControl?7? SINS/TACAN组合导航卡尔曼滤波算法 刘瑞华梁龙章 中国民航大学新航行系统研究所,天津300300 摘要随着对飞行器飞行精度和可靠性 要求 对教师党员的评价套管和固井爆破片与爆破装置仓库管理基本要求三甲医院都需要复审吗 的提高,单一系统已无法满足系 统要求,而采用先进的算法,利用信息融合技术将导航系统进行组合,取长补短, 提高系统的综合性能成为主流,并得到迅猛发展.导航系统也呈现多信息化,智 能化,集成化的发展趋势.本文根据捷联惯导系统(SINS)和塔康系统(TACAN) 不同的导航特性,在卡尔曼滤波的基础上,将二者组合起来,编写SINS/TACAN 组合导航的滤波算法,并对该组合导航系统进行仿真,仿真结果 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 明:卡尔曼滤 波下的SINS/TACAN组合导航系统,有很高的可行性. 关键词捷联惯导系统;塔康系统;卡尔曼滤波;组合导航 中图分类号:U666.1文献标识码:A 文章编号:1006—3242(2010)06—0007-03 TheKalmanFilteringAlgorithmofSINS/TACAN IntegratedNavigationSystem LIURuihuaLIANGLongzhang InstitutionofNewNavigationSystem,CivilAviationUniversityofChina,Tianjin300300,C hina AbstractDuetotheincreasingrequirementsoftheaccuracyandreliabilityoftheaerocrafi,asi nglesys— terncan'tmeetthesystemrequirements.Hereby,theadvancedalgorithmsareadopted,which promotethe navigationsystemsintegratedbyusingtheinformationfusiontechnology.Thenewsystemlearnsfromeach othertoimprovethesystemperformance,whichbecomesthemainstreamanddevelopsrapidly.Thenaviga— tionsystemalsopresentsmulti— informationized,intelligentizedandintegrationizedtrends.Accordingtothe differentnayigationalfeaturesofstrap— downinertialsystem(SINS)andtacticalairnavigationsystem (TACAN),thetwosystemsareintegratedbyreformingtheSINS/TACANintegratednavigationfiltering algorithmandthesimulationoftheintegratednavigationsystemisperformed.Theresultsshowthatthe SINS/TACANintegratedsystemwiththekalmanfilterhasaveryhighfeasibility. Key word word文档格式规范word作业纸小票打印word模板word简历模板免费word简历 sSINS;TACAN;Kalmanfiltering;Integratednavigation 现代空地一体化战争体系中,实施有效空中打 击以夺取空中优势具有特别重要的意义.因此,军 用飞机的机载火控系统和飞行控制系统等机载设 备对导航系统性能和可靠性的要求也越来越高. 导航系统既要能提供高精度的航向,姿态,角速度, 线速度和实时位置等导航参数,又应具有很强的容 错能力和余度导航能力.作为机载常用导航手段 的惯性导航,多普勒导航,全球定位系统等单一的 中央高校基本科研业务费中国民航大学专项(ZXH2010B004) 收稿日期:2010,06—07 作者简介:刘瑞华(1965一),男,陕西蓝田人,教授,博士,主要研究方向为组合导航,信 息融合等;梁龙章(1984一), 男,山东聊城人,硕士研究生,主要研究方向为通信与信息系统. ? 8?航天控制2010正 导航设备,已不能满足现代电子战条件下的作战使 用要求.因此,目前世界各国广泛采用多设备组 合,冗余 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 ,多功能的组合导航系统. 惯性导航系统(InertialNavigationSystem. INS)测量飞行器的加速度,通过积分运算,获得飞 行器瞬时速度和瞬时位置数据.设备安装在飞行 器内,工作时不依赖外界信息,也不向外辐射能量, 不易受到干扰,是一种自主式导航系统,但其导航 需要一段对准时间,存在"漂移"现象,误差随时间 积累,长时间工作会产生较大的积累误差. 塔康系统是战术空中导航系统(TacticalAir NavigationSystem)的英文缩写,属于相位一时间复 合系统,采用多瓣技术,极坐标体制定位,能在一种 设备,一个频道上同时测向和测距.塔康是一种近 程无线电导航系统,作用距离为400,500kin,由机 上发射与接收设备,显示器和地面台组成,能同时 测定飞机相对地面台的方位角和距离,测向原理与 VOR导航系统相似,测距原理与DME相同,工作频 段为962,1213MHz.塔康系统是点源系统,地面设 备机动灵活,小型设备可安装在机动车上,在复杂 地形和战时布台很方便,但塔康系统定位精度较 低,采用双脉冲编码,抗干扰性能不强,系统作用距 离有限,且存在盲区. 1卡尔曼滤波 卡尔曼滤波理论是由美国学者Kalman于 1960年提出的,他将现代控制理论中状态空间的概 念引入滤波技术,将所要估计的信号作为状态,用 状态方程来描述系统,采用递推计算的方法,不需 要了解过去时刻的测量值,只需根据当前时刻的测 量值和前一时刻的估计值,即可递推计算出所需信 号当前时刻的估计值,因此数据存储量小,实时性 强,非常适合电子计算机计算,便于实际的工程应 用,而其中高精度组合导航系统的设计是其最成功 的应用领域之一.本文通过卡尔曼滤波算法将 SINS和TACAN系统进行组合,克服了单个系统的 不足,提高了导航精度. 2滤波方程的建立 2.1系统状态方程的建立 捷联惯导系统选用地理坐标系[43(东北天)作 图1SINS/TACAN组合导航系统 为导航坐标系,所取的状态变量为: XINs:[ENu占E占N6u6L6h h6sVV7]共有 18维状态变量,其中:,和为平台姿态角误 差;6v,6v和勘分为东,北,天方向的速度误差; ,乩,6分别代表经度,纬度及高度误差;8by和8 和占为陀螺的常值漂移;8,占为陀螺的随机 漂移;V,V,V:为加速度计的零偏.而惯导系统的 状态方程 INsFINsXINs+GINswINs(1) TACAN系统是由地面信标台和机载设备组成 的极坐标导航系统,提供飞机相对地面信标台以磁 北为基准的全向方位角和斜距D,从而确定飞机 所处的地理坐标即飞行位置,完成导航任务. TACAN系统的状态变量为: XTAcAN=[6D6B] 其状态方程为: TAcAN=FTAcANXTAcAN(2) 式中,F=diag[00】,即认为TACAN系统所测 斜距和方位角为随机常数. 结合式(1)和式(2)可得卡尔曼滤波器的状态 方程为: [:][oc][]+ 2.2系统量测方程的建立 滤波器的量测量由惯导系统输出的位置信息 计算得到的斜距和方位角与由TACAN测得的斜距 和方位角相减得到.根据球面三角关系式可以 得出: 第28卷第6期刘瑞华等:SINS/TACAN组合导航卡尔曼滤波算法?9? 『AD] 【?日J= cosA6L…s6A)+肌一6.. (sinA6L+c.sAcosL6A)一6B口 Pc 其中:D为塔康测得的斜距;p为惯导利用本身的 经纬度信息和塔康地面信标台经纬度数据计算得到 的距离;R为赤道半径;A:arcsin[cosLsin(?A)/ sin(P/R)]或A=1T—arcsin[cosLsin(?A)/ sin(P/R)],由飞机和地面信标台构成的球面三角 形确定A的取值,式中,?A=A—A,A,L,h表示地 面信标台的经度,纬度和高度;A,L,h表示惯导输出 的经度,纬度和高度;".,1)SB表示量测噪声. 3仿真实现与结果分析 3.1仿真条件 假设飞机做机动飞行,其飞行轨迹中含有爬 升,变速,平飞和转弯等各种飞行状态.飞机的初 始位置为北纬20.,东经l10.,飞行高度为500m;飞 机的初始速度为0(m/s),航向正东.惯导系统输 出数据率为50Hz,设惯导系统的等效陀螺漂移为0. 1(.)/h,等效加速度零偏为10,g;陀螺一阶马尔可 夫过程相关时间为3600s,加速度零偏一阶马尔可 夫过程相关时间为1800s.选取状态方程的离散化 周期为1s.TACAN数据输出率为1Hz,地面台位于 北纬19.9.,东经109.9.处,斜距偏置均方根为 150m,斜距测量白噪声均方根为50m,方位角偏置 均方根为0.5.,方位角测量白噪声均方根为0.05.. 3.2仿真结果及分析 仿真结果如图2,图4所示.从仿真结果可以 看出,组合后的导航系统有效地抑制了惯导误差随 时间的累积,使导航精度得到了很大的提高,满足 飞机的导航需求. /s 图2姿态误差曲线 x】O 善. . 善. . 0 o H< ,,s 图3速度误差曲线 4结束语 f^ 图4位置误差曲线 SINS/TACAN组合导航系统充分利用SINS与 TACAN各自的优点,取长补短,使系统无论在精度, 性能可靠性等方面,都优于单独的子系统.随着应 用范围的不断扩大,由军用到民航,甚至已经渗透 到人们的日常生活中,组合导航系统将发挥越来越 大的作用. 参考文献 [1]陈哲.捷联惯导系统原理[M].北京:宇航出版社, 1986:10—13. [2]陈高平,邓勇.航空无线电导航原理fM].北京:国防 工业出版社,2008,9.(下转第l2页) g\尽Iu/仨?/越恒 一:一建一II)/晕一匠 ? 12?航天控制 曰= [一]=(:6)/nc8曰l丢.j(:6)/口(8) BW:\6一b,,0 .6:I(a2:+b2 粤::(9)A8A8d p a/ 根据弹体传递函数半和控制系统所得系统 ?:f, A6=A8—KoA8 补偿系数Ko是传递函数的放大系数. 二Z:?:?:2 (s+3.55)(S一3.395)(s+0.1102)(s一0.01101) (12) 在我们的例子中,Ko=0.071,按公式(11)补偿 后进行仿真,得到一个收敛的系统. 整个系统的开环传递函数为: 0.71536(s+25)(s+0.2197s+0.01208) (S+3.55)(S一3.395)(+0.1102)(s一0.01101) (13) 这个传递函数是稳定的,所以系统只加补偿不 进行校正是收敛的.如果用放大系数100进行校 正,则系统性能更优. 2结论 前面举出的例子是简单的常系数系统,但所提 出的补偿校正方法是普遍适用的.用同样的方法, 对变系数进行的仿真,加入平台,速率陀螺,伺服机 构后进行的仿真,都得到了所需要的系统.只是由 于系统的复杂程度不同,系统的开环传递函数的阶 次不同,使系统稳定的校正网络不同.最好能设计 出整个飞行过程都适用的补偿系数,校正网络,如 果不行,也可以分段设计飞行过程.加入各种干扰 之后进行了仿真,结果也是正确的.说明遇到的各 种不同的情况,使用上述方法都是有效的. 方法的指导思想是把双输入双输出的系统化 为单输入单输出的系统,使得在单输入单输出设计 中所有的经验,成果(主要是频域和时域的对应关 系)在双输入双输出的设计中均可以利用. 参考文献 [1]张志涌,等.精通Matlab6.5[M].北京:北京航空航天 大学出版社,2003.3. [2]胡寿松.自动控制原理[M].北京:科学出版社,2007. (上接第9页) [3]秦永元,张洪钺,汪叔华.卡尔曼滤波与组合导航原 理[M].西安:西北工业大学出版社,1998. [4]王惠南.GPS导航原理与应用[M].北京:科学出版 社,2003:1—9. 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