组合导航技术讲座4-GPS-INS组合部分

1 组合导航技术讲座组合导航技术讲座 ——GPS/INSGPS/INS组合导航组合导航 西北工业大学航天学院 罗建军 5/8/2012 2 6.1 概述 6.2 GPS/INS组合模式和结构 6.3 惯性组合导航系统设计的 方法 快递客服问题件处理详细方法山木方法pdf计算方法pdf华与华方法下载八字理论方法下载 和原则 6.4 GPS/INS组合导航的模型和算法 6.5 GPS/INS组合导航的仿真与实验 提 纲 2 5/8/2012 3 9 惯性导航的优点和存在问题 9 提高惯性导航系统精度的方法和途径 9 采用最优滤波的组合导航是提高惯导精度的有效途径 9 采用最优滤波的惯性组合导航原理 9 GPS、INS的互补性和组合的好处 6.1 概述 返回目录 5/8/2012 4 1. 惯性导航具有高自主性、抗干扰性、高的短期精度、高 数据输出率、完备的导航信息、适应范围广等特点。在 飞机、导弹、舰船等航飞器中，惯性导航系统多作为主要 的导航手段。 2. 惯性导航的系统误差具有周期振荡的特性，某些导航参 数误差具有随时间积累的特性。惯导系统精度主要由惯 性器件精度决定，其中以陀螺仪的精度尤为突出。在长 时间范围内，初始对准精度、系统使用的惯性敏感器缺陷 和载体运动轨迹的动态特性都影响导航误差增长的速度。 3. 由于重力加速度随高度增加而减小，纯惯导系统高度通 道工作不稳定，必须引入外部高度信息进行阻尼。 4. 惯性导航是一种航位推算导航，正常工作前需要初始化 信息。初始化主要任务包括：给定初始速度和位置；惯 导平台对准；惯性器件测漂和标定。准备时间长。 6.1 概述-惯性导航的优点和存在问题 3 5/8/2012 5 • 采用新型、高精度惯性器件 • 建立惯性器件误差模型并对器件误差进行补偿 • 研究和采用高精度惯性导航和姿态计算算法 • 与其他传感器或导航系统进行组合-组合导航 在现有器件或设备的基础上，利用导航误差不随时间积累的外部 参考信息源，定期或不定期地对惯性导航系统进行导航参数校正 和对惯性器件的漂移进行补偿。 6.1 概述-提高惯性导航系统精度的方法和途径 虽然采用更精确的敏感器可以提高精度，但惯性系统的成本会变得 极为昂贵，而且提高的精度也有限。所以，除了潜艇导航系统或其 他战略平台外，大多数战术平台不宜采用昂贵的惯性导航系统。因 此，组合导航技术成为一条颇受关注的改进方法。而实践证明，组 合导航技术也是提高武器系统导航精度和可靠性的有效途径。 5/8/2012 6 6.1 概述-采用最优滤波的组合导航是提高惯导精度的有效途径 9组合导航的概念：组合导航技术是指使用两种或两种以上的不同（非相似） 导航系统对同一信息源作测量，从这些测量值的比较值中提取各系统的误差 并校正之，以提高整个导航系统性能的方法和手段。采用组合导航技术的系 统称为组合导航系统。参与组合的各导航系统或装置称为组合导航的子系 统。 9在多敏感器组合系统中直接采用外部测量值以确定方式修正导航变量，由于 外部测量值本身包含严重随机误差、导航系统误差主要由随机的时变的导航 敏感器误差引起等原因，使用中存在诸多问题，甚至引起严重的误差。 9最优滤波（如卡尔曼滤波）是一种有系统地应用所有可利用的外部测量值， 以改善导航系统精度的技术。最优地使用外部测量值和导航系统所提供的结 果，可以获得比只有外部测量或导航系统时更好的导航精度。同时，使用滤 波器可改善导航系统设计和工作的灵活性，导航系统结构的改变通过程序改 变程序比较容易地实现。 4 5/8/2012 7 6.1 概述-采用最优滤波的惯性组合导航原理 9在组合导航系统中，通常采用两种或两种以上具有互补特性 的独立信息源：使用一种信息源提供时间短精度高的数据， 其余信息源提供时间长稳定性高的数据，利用两者测量信息 的差推算前一系统的修正值。实现利用后者数据限制前一种 数据长时间飘移的目的。 9鉴于惯性系统具有自主性好、全天候工作、短期工作精度 好、隐蔽性好、信息全面性和宽频带等特有优点，因此在惯 性组合导航系统中，一般均以该系统作为组合导航系统的关 键子系统。而利用其他导航系统，比如GPS、星光、无线电等 系统精度长期稳定的输出信息去修正惯性导航系统的误差， 从而提高惯性导航系统信息精度，实现组合导航。 5/8/2012 8 运载体 运动 惯性导航 系统 独立的辅助 导航设备 滤波器 输出信号 比较 输出 6.1 概述-采用最优滤波的惯性组合导航原理 5 5/8/2012 9 ¾卡尔曼滤波是一种最优滤波。它把一个变量的两个估值 进行组合以形成一个加权平均值，加权因子的选取应产 生最有可能的估值。按照已知的运动方程更新前一个最 优估值可以得到一个估值，而另一个估值则通过测量值 获得。 ¾在惯性组合导航系统中，第一个估值直接由惯性导航系 统提供，即从滤波上讲，惯性系统构成了产生测量值的 物理过程的模型。第二个估值是测量值，由参与组合导 航的辅助设备提供。不管测量值信息的来源如何，都可 以采用这一技术。 ¾卡尔曼滤波问题的描述、假设条件和使用卡尔曼滤波技 术实现组合导航的前提。 6.1 概述-采用卡尔曼最优滤波的惯性组合导航原理 5/8/2012 10 ¾使用卡尔曼滤波技术实现惯性组合导航的原理。在惯性组合导航系统中， 卡尔曼滤波器的主要作用是估计惯导系统输出的导航参数的误差。在滤波 器设计中，把导航参数误差作为滤波器主要状态，采用描述惯导系统误差 规律的误差方程作为滤波对象，将惯导和其他导航系统或装置各自计算和 提供的某些导航参数之差作为量测值，从量测值中实时估计各导航参数误 差；得到导航参数误差估值后，用导航参数误差估值修正惯导输出的导航 参数，经过修正的数值，就是组合导航系统输出的导航参数。 ¾惯性导航系统中误差的传播基本上是线性的，其误差方程能较准确地描述 INS误差规律，作为卡尔曼滤波器的滤波对象是合适的；而且这些误差的 线性组合可以从外部测量值探测到；滤波所要求的统计特性是惯性器件误 差和测量系统噪声，在产品定型后，可从产品实验结果中得到，采用卡尔 曼最优滤波实现惯性组合导航是合适和可行的。 ¾实用中，导航辅助设备提供的测量值常常是惯性导航系统估值的非线性组 合。此外，惯性系统方程本身也是非线性的，这就意味着需要一种改进的 方法。对于辅助惯性导航系统，通常采用扩展的卡尔曼滤波。 6.1 概述-采用最优滤波的惯性组合导航原理 6 5/8/2012 11 典型的惯性组合导航系统 ¾ 惯性/卫星定位组合导航 ¾ 惯性/多普勒组合导航 ¾ 数据库参考组合导航 ¾ 惯性/天文组合导航 ¾ 惯性/光电探测跟踪系统组合 1 概述-参与组合的典型辅助设备 参与组合的辅助导航设备分类 （1）外部测量设备：通过接收信号或观察需要导航的运载体外面的物体 获得辅助导航需要的测量值。如，无线电辅助导航设备、卫星导航接收 机、星体跟踪器或地面跟踪雷达。这种辅助导航设备通常提供运载体的 经度和纬度或相对当地参考坐标系的位置坐标，用于惯性导航误差修 正。 （2）机载测量设备：由需要导航的运载体上的附加敏感器给出的测量 值。如，高度 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 、多普勒雷达、空速表、磁敏感器、机载雷达、光电成 像系统等。通常这些敏感器可以提供姿态、速度或位置修正，其中每一 种修正都可以用于改进惯性导航系统的工作质量。 5/8/2012 12 惯性导航与卫星定位导航互补性说明 z适当精度的位置输出（典型值1500米/小时） z位置和速度误差有漂移趋势 z提供载体加速度和姿态输出 z精度与载体动力学无关 z要求初始化信息 z不要求外界信息 z不提供精确时间信息 z数据更新率高 z抗干扰能力好 z自主完善性高 z高精度定位输出（均方根值20米） z有界的位置/速度误差 z不提供载体加速度和姿态输出 z精度取决载体动力学 z不要求初始化信息（可用于惯性器 件的初始对准） z要求卫星可见 z提供精确时间信息 z数据更新率较低 z抗干扰能力差 z自主完善性较低 惯性导航系统全球定位系统 6.1 概述-GPS、INS互补性和组合的好处 7 5/8/2012 13 INS/GPS组合导航的特点：GPS/惯性组合，克服了各自缺点，取长补短，使组合 后的导航精度高于两个系统单独工作的精度。 组合的优点表现为：（1）利用GPS可以帮助实现惯性传感器的校准、惯导系统的空中对 准、惯导系统高度通道的稳定等，从而可以有效地提高惯导系统的性能和精度，使得采用低 等级和低成本惯导获得高等级精度惯导的性能成为可能。当GPS可用时，组合系统的输出 （包括位置、速度和姿态等）能保持长期的高精度。当GPS信号因某种原因发生短期中断 时，惯导仍可以在一段时间以较高的精度继续输出导航信息，因此，系统的精度和可用性比 单独用GPS或INS时要高。另外，GPS和INS组合还可以实现导航系统的一体化设计，把GPS 接收机作为一块电路板放入惯导部件中，这样使系统的体积、重量和成本都可以减小，且便 于实现惯导和GPS的同步，减小非同步误差。 （2）GPS接收机的典型初始化时间小于2分钟，数据延迟为0.1~0.4秒，数据输出率为 1~20Hz，导航精度和性能与载体动力学有关，因而难以满足实时控制和高动态要求；高精度 INS的初始化和对准需要几十分钟，但其数据延迟小，数据输出率高。两者组合可以实现快速 的初始化和对准，数据的低延迟和高的数据输出率，满足实时性和实时控制的要求。 （3）在紧组合系统中，用来自惯导的速度信息可以实现对GPS接收机跟踪环路的辅助，提高 了GPS接收机跟踪卫星的能力，从而提高了接收机的动态特性与抗干扰性。另外，GPS和INS 组合为导航系统提供了余度，还可以实现GPS完整性的检测，从而提高了可靠性。 返回 1.1 概述-GPS、INS互补性和组合的好处 5/8/2012 14 9 组合模式 9 典型组合结构 9 不同组合模式和结构的特点 6.2 GPS/INS组合的模式和结构 返回目录 8 5/8/2012 15 6.2.1 SINS/GPS组合模式 松组合 紧组合 利用GPS系统解算信息和SINS的导航输出信息作融合； GPS辅助惯导； GPS和惯导独立工作，对已存在导航系统改动最小； 能提供冗余度，有界的位置、速度和姿态估计； 能提供高数据率的与制导控制方程相配的平动和转动信息； 两个滤波器（GPS计算滤波器、组合滤波器）。 GPS重调惯导；利用位置、速度组合。 GPS原始测量信息（伪距、伪距率和载波相位）和相应INS导航 输出计算出的伪距、伪距率信息之差估计IMU、INS和 GPS接收机的误差； GPS接收机和惯导系统相互辅助； 接收机必须具有输出原始测量信息和接收速率辅助信息的能力； 以牺牲子系统的独立性为代价获取高性能，实现难度较大； 一个滤波器（组合滤波器）。 伪距、伪距率组合；惯导辅助GPS。 超紧组合 （深组合） 5/8/2012 16 9 5/8/2012 17 5/8/2012 18 IMU INS导航解算 GPS导 航解算 KF GPS ,f ω ,ρ ρ� ,Ins InsP V , ,Gps GpsP V T ,P VΔ Δ ˆ ˆ,P V 惯性器件误差 12 INS修正过程原理框图 10 5/8/2012 19 相关器 GPS导航计算 GPS/INS 信息融合 PLL DLL INS力学编 排捷联解算IMU RF 1 2 3 ,f ω &I Q ,ρ ρ� , ,P V T ,P V ˆ ˆ ˆ, ,P V T INS修正 辅助GPS捕获跟踪 GPS跟踪环路 紧耦合结构的不同信息融合 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 在紧耦合模式中，根据被选择参与信息融合估计的量测信号（观测量） 不同，组合导航系统的信息融合方式也不同，一般可以将观测量选为速 度/位置、伪距/伪距率和接收机的同相、正交（I&Q）信号，从而建立基 于紧耦合结构的不同信息融合方案。 5/8/2012 20 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构 位置、速度组合 原理图 伪距、伪距率组合 原理图 输出校正 导航参数 位置、速度 － ＋ GPS接收机 SINS导航计算 滤波算法 （卡尔曼滤波器） 反馈校正 组合导航输出 误差估计值 IMU 补偿 卡尔曼滤波器 , ， 计算 导航参数 － ＋ GPS接收机 SINS导航计算 卡尔曼滤波器 反馈校正 组合导航输出 误差估计值 IMU 补偿 , 的修正 Iρ Iρ� Gρ Gρ� Gρ Gρ� 11 5/8/2012 21 在紧耦合模式中，不仅将GPS提供的导航信息用于INS系统的初 始对准，还将利用其对惯性元器件的陀螺漂移、加速度计的零 漂和刻度因子误差的估计进行误差校正，这样INS经过卡尔曼滤 波器的重调后将更趋精确，即使当GPS不能正常工作时，INS力 学编排方程计算模块也完全可以做到短时精密导航； 紧耦合模式下，将经过GPS辅助修正后的INS量测量反馈到接收 机的跟踪环路中，减小由载体运动产生的跟踪误差，缩小环路 带宽，降低进入环路的噪声强度，增强环路的抗干扰能力，提 高观测精度，实现INS辅助GPS接收机快速准确地跟踪卫星信 号。当飞行器载体处于高动态工作状态时，接收机很难捕获和 跟踪卫星载波信号，而采用紧耦合INS/GPS组合导航模式，即利 用INS辅助GPS接收机，则可以较好地解决这个问题。 紧耦合的优点 5/8/2012 22 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构(续) 位置、速度组合结构图（一） 12 5/8/2012 23 射频前端 载波跟踪环 组合 导航 卡尔 曼滤 波器 IMU 捷联惯导系统力学编排方程 误差输出补偿 积分/清除器 积分/清除器 鉴 相 器 环路滤波器 NCO / 2π I Q 积分清除器 环路滤波器 积分清除器 码产生器 鉴别器 早码 迟码 I_E Q_E I_L Q_L 码跟踪环 INS/GPS松耦合结构框图 5/8/2012 24位置、速度组合的特点分析 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构(续) 组合系统三个组成部分的功能 组合卡尔曼滤波估计：位置、速度、姿态校正量，惯性器件误差校正量组合滤波模块 SINS提供位置、速度、加速度、姿态、姿态变化率SINS模块 GPS接收机卡尔曼滤波估计：位置、速度、加速度、钟偏差、钟漂GPS接收机模块 模块功能组成部分 组合系统的特点 提高了导航性能；具有飞行中或更好地器件误差校正和对准能力，使得在卫星信号失锁和受到干 扰时，在更长时间内保持更好的导航性能。 具有更快的码捕获和载波相位捕获能力 具有未组合结构的所有特性，包括冗余度、INS和GPS解算结果的独立性。 系统性能描述 13 5/8/2012 25 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构（续） 位置、速度组合结构图（二） 5/8/2012 26 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构（续） 伪距、伪距率组合 结构图（一） 14 5/8/2012 27 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构（续） 伪距、伪距率紧组合 提供冗余导航解的结构图 5/8/2012 28 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构（续） 伪距、伪距率紧组合提供单一导航解的结构图 15 5/8/2012 29 伪距、伪距率紧组合结构图。Rockwell MAGR所采用的组合结构。 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构（续） 5/8/2012 30 6.2.2 SINS/GPS组合的典型结构（续） 仅用一个估计器的深组合 GPS/INS系统结构图 16 5/8/2012 31 不同组合级别的收益 良好的导航性能；良好的器件校正；高动态下的可靠跟踪， 跟踪环带宽降低，良好的抗干扰性能； 不管有多少颗可见卫星，均可最优利用。 紧组合（耦合） （系统相互融合） 更快的GPS信号捕获能力；飞行中校正和对准； 良好的惯性器件校正和对准；更好的姿态估计； 受干扰后更长的工作时间 松组合（耦合） （系统之间融合） 提供位置、速度、加速度、姿态、姿态变化率信息 冗余系统：无漂移的GPS；高带宽的SINS 未耦合/GPS重调INS （系统特性相加） 收 益组合层次 1.2.2 SINS/GPS组合的典型结构（续） 5/8/2012 32 6.2.2 我国SINS/GPS组合结构选择 1. 组合结构设计与选择的依据： z 主要是用GPS信息辅助惯导以提高惯导精度； z 我国研制的GPS接收机和可供选用的进口GPS接收机目前不 具备接收速率信息进行接收机跟踪环路辅助的能力； z 组合系统应具有高可靠性和导航信息的冗余度； z 理论和技术上比较成熟，研制周期短，便于 工程 路基工程安全技术交底工程项目施工成本控制工程量增项单年度零星工程技术标正投影法基本原理 实现。 2. 典型组合导航结构 ‹ 选用位置、速度信息组合的模式和用伪距、伪距率信息组合 的模式。并采用提供冗余解的SINS/GPS组合结构。 ‹ 采用位置、速度信息组合的SINS/GPS组合结构图。采用伪 距、伪距率信息组合的SINS/GPS组合结构图。 17 5/8/2012 33 位置/速度组合的典型结构 5/8/2012 34 伪距/伪距率组合的典型结构 18 5/8/2012 35 6.2.2 两种组合结构的比较 定位星座的选择策略灵活，能提高组 合系统的性能和稳定度。 必须有四颗以上可见卫星 才能进行组合导航 GPS卫星选择 不存在二次滤波问题，滤波周期受接 收机原始数据采样率限制； 存在滤波器驱动滤波器效 应（二次滤波问题） 滤波器数目 算法计算量大，实现较为复杂。无需对现有系统改动，工 程实现容易，研制周期短 工程实现难易 程度 子系统独立子系统彼此独立子系统关系 GPS原始测量值（伪距伪距率） 用INS导航值计算的伪距和伪距率 GPS解算位置速度 INS 解算位置速度 使用信息 伪距、伪距率组合位置、速度组合 返回 5/8/2012 36 9 组合导航滤波结构和滤波算法 9 组合系统的估计方法 9 组合系统滤波器状态和量测量选择 9 组合系统的校正方法 9 组合导航的误差分析 6.3 GPS/INS组合导航系统设计的方法和原则 返回目录 19 5/8/2012 37 6.3.1 滤波器结构和滤波算法 估计方法 校正方法 滤波状态选择 SINS/GPS组合导航系统核心 Kalman滤波器 组合滤波器 滤波算法 关键 常用 设置 滤波结构：集中式、分布式和联合式。 信息融合和滤波方法：贝叶斯估计、 Kalman滤波、D-S证据推理、模糊推理和神经 网络计算技术等。 基于Kalman滤波理论的滤波结构：集中式 滤波、分散化滤波和信息联合滤波。其中信 息联合Kalman滤波器的设计灵活、计算量 小、容错性好而备受重视，是国外新一代多 传感器组合导航系统通用的滤波器。 SINS/GPS组合导航系统多采用集中式 Kalman滤波器进行惯性导航系统和GPS测量与 导航信息的综合。 返回 5/8/2012 38 6.3.2 组合系统估计方法 划分原则：滤波器状态 在组合导航系统中，如果有惯导系统，则一般采用间接法，这样惯导系统具有 较高输出更新率的特点仍能发挥出来。 SINS/GPS组合导航多采用间接估计法 直接法 间接法 以各种导航参数为主要状态，直接估计导航参数值。 以某一导航系统导航参数误差为滤波器状态， 主要估计导航参数和器件误差，然后用该估值校正导航参数和 器件参数。 返回 20 5/8/2012 39 6.3.3 组合系统滤波状态选择 状态总数：24状态总数：22状态总数：12 位置（3） 速度（3） 对准误差（3） 陀螺仪漂移（3） 陀螺仪比例系数误差（3） 加速度计偏差（3） 加速度计比例系数误差（3） 高度表偏差（1） 用户钟偏差（1） 用户钟漂移（1） 位置（3） 速度（3） 对准误差（3） 陀螺仪漂移（3） 陀螺仪比例系数误差（3） 加速度计偏差（3） 加速度计比例系数误差（3） 高度表偏差（1） 位置（3） 速度（3） 姿态对准误差（3） 用户钟偏差（1） 用户钟漂移（1） 高度表偏差（1） 典型紧组合滤波器状态（个数）典型松组合滤波器状态（个数）MAGR滤波器状态（个数） 典型SINS/GPS组合结构的滤波器状态 返回 5/8/2012 40 6.3.4 组合系统校正方法(间接估计方法) 只要状态能够具体实施反馈校正，组合导航系统尽量采用反馈校正。 实际应用中，若惯导系统精度高，连续工作时间不长，采用输出校正。 若惯导系统精度差，连续工作时间又长，采用反馈校正。 将估值反馈到惯导系统和其余子系统内，对导航状 态进行补偿和器件误差校正。 反馈校正 输出校正 用估值校正惯导系统输出 选用原则 返回 21 5/8/2012 41 ¾问题的提出 ¾误差分析的方法 ¾蒙特卡洛分析法 ¾协方差分析法 ¾两种方法的特点 ¾协方差分析的算法和 流程 快递问题件怎么处理流程河南自建厂房流程下载关于规范招聘需求审批流程制作流程表下载邮件下载流程设计 返回目录 6.3.5 组合导航的误差分析 5/8/2012 42 6.3.5 组合导航的误差分析-问题的提出 返回 22 5/8/2012 43 6.3.5 组合导航的误差分析-误差分析方法 误差分析方法：协方差分析法；蒙特-卡洛（Monte-Carlo）分析法。 协方差分析法是通过真实模型和滤波器的协方差之间的关系计算真实模 型的协方差矩阵。 返回 5/8/2012 44 6.3.5 组合导航的误差分析-方法的特点 返回 23 5/8/2012 45 6.3.5 组合导航的误差分析-协方差分析法 5/8/2012 46 6.3.5 组合导航的误差分析-协方差分析的算法 24 5/8/2012 47 6.3.5 组合导航的误差分析-协方差的算法和流程 5/8/2012 48 组合导航滤波器协方差分析法 协方差分析方法示意图 协方差分析的信息流图 n状态滤波器设计模型 m状态真实系统模型 滤波器协方差计算滤波器 指示的性能 时变滤波器增益 实际设计 系统的性能 真实协方差计算 滤波器增益 计算方程 滤波器协方差 修正方程 滤波器协方差 传播方程 真实模型协方差 修正方程 真实模型协方差 传播方程 ( )*0P − ( )*kP − * kH *kR * kH *kR * kK ( )*kP + * kφ *kQ ( )* 1kP + − ( )1kP + −( )kP +( )kP −( )0P − kH kR kφ kQ 协方差分析是通过真实模型和滤波器的协方差之间的关系计算真实模型 的协方差矩阵 ，分析在用m状态描述的真实系统中，n阶降阶滤波器的 工作情况。 kP 25 5/8/2012 49 组合导航滤波器协方差分析流程图 5/8/2012 50 组合导航滤波器协方差分析仿真计算-全阶状态设计 ( ) , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , ] r x y z x y z x y z x y z b bx by bz bx by bz ax ay az gx gy gz T xy xz yx yz zx zy xy xz yx yz zx zy t v v v L h h k k k k k k δ δ δ φ φ φ δ δλ δ ε ε ε δ ε ε ε α α α α α α β β β β β β ⎡= ∇ ∇ ∇⎣ ∇ ∇ ∇ Δ Δ Δ Δ Δ Δ X 返回 26 5/8/2012 51 6.4 组合导航的模型和算法 ¾ IMU及INS的误差模型 ¾GPS的误差模型 ¾位置、速度组合的状态方程和量测方程 ¾伪距、伪距率组合的状态方程和量测方程 ¾卡尔曼滤波算法 ¾组合导航仿真计算结果举例 返回目录 5/8/2012 52 6.4.0 组合系统模型和算法 惯性组合导航的滤波器状态方程，一般都是以惯导的线性误差方程（包 括速度误差方程、位置误差方程和平台误差角方程）和惯性器件误差模型 为基础，根据系统工作条件、估计精度要求、噪声方差大小以及导航计算 机能力，来决定状态方程的组成，并与尽可能完整的系统状态方程比较， 进行误差分析，最终确定下来。 根据组合导航系统设计的理论和方法，采用间接估计法的SINS/GPS组合 系统的基本状态是惯导的三个位置误差、三个速度误差、三个姿态误差以 及惯性器件的偏置、漂移和GPS系统的定位误差等。 两者的组合采用位置/速度信息或伪距/伪距率综合。对位置、速度组 合，以SINS的线性误差状态方程作为组合状态方程，利用GPS输出的位置 和速度或原始测量信息与SINS输出的位置（经纬度）和速度之差作为量测 值，经综合卡尔曼滤波，估计出SINS的导航误差、SINS仪表测量偏差等， 然后对惯导系统进行输出或反馈修正。 27 5/8/2012 53 6.4.1 INS和GPS的误差模型 ¾ IMU及INS的误差模型 陀螺仪和加速度计误差模型 INS的位置误差模型 INS的速度误差模型 INS的平台姿态角误差模型 ¾GPS的误差模型 5/8/2012 54 6.4.1 INS和GPS的误差模型-陀螺仪和加速度计误差模型 28 5/8/2012 55 6.4.1 INS和GPS的误差模型 INS的位置误差模型 sec sec y M x x N N z v L R h vL v L tgL L R h R h h v δδ δ λ δ δ δ δ ⋅ ⋅ ⋅ ⎫= ⎪+ ⎪⎪⎪= + ⋅ ⎬+ + ⎪⎪= ⎪⎪⎭ 5/8/2012 56 6.4.1 INS和GPS的误差模型 INS的速度误差模型 2 2 sin 2 cos sec 2 sin 2 cos 2 2 sin y x xz x x ie y ie z N N N N x y z y y z ie z ie y x N yx z y ie x y z z N M M v tgL v tgL vvv v L v L v R h R h R h R h v v L f f v L v L L R h vv tgL v v L v v v f R h R h R h δ δ ω δ ω δ φ φ ω ω δ δ ω δ δ δ φ ⎛ ⎞ ⎛ ⎞ ⎛ ⎞= − + + − +⎜ ⎟ ⎜ ⎟ ⎜ ⎟+ + + +⎝ ⎠ ⎝ ⎠⎝ ⎠ ⎛ ⎞− + + + + + ∇⎜ ⎟⎜ ⎟+⎝ ⎠ ⎛ ⎞= − + − − +⎜ ⎟+ + +⎝ ⎠ � � 2 0 sec 2 cos 22 2 cos 2 sin 2 x x z x ie x y N yx z ie x y y x x y ie x N M z M f v L L v L R h vv v L v v f f v L L R h R h g h R φ ω δ δ ω δ δ φ φ ω δ δ ⎫⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪− ⎪⎪⎬⎛ ⎞ ⎪− + + ∇⎜ ⎟ ⎪+⎝ ⎠ ⎪⎪⎛ ⎞= + + − + − ⎪⎜ ⎟+ + ⎪⎝ ⎠ ⎪⎪+ + ∇ ⎪⎭ � 29 5/8/2012 57 6.4.1 INS和GPS的误差模型 INS的平台姿态角误差模型 2 sin cos sin sin sec cos cos y x x ie y ie z xx M N N yx x ie x z ie yy N N M yx x x ie x y ie zz N N M N v v tgL v L L R h R h R h vv v tgL L L L R h R h R h vv v v L tgL L L L R h R h R h R h δφ ω φ ω φ ε δφ ω φ φ ω δ ε δφ ω φ φ ω δ ε ⋅ ⋅ ⋅ ⎛ ⎞ ⎛ ⎞= − + + − + +⎜ ⎟ ⎜ ⎟+ + +⎝ ⎠ ⎝ ⎠ ⎛ ⎞= − + − − +⎜ ⎟+ + +⎝ ⎠ ⎛ ⎞⎛ ⎞= + + + + + +⎜ ⎟⎜ ⎟+ + + +⎝ ⎠ ⎝ ⎠ ⎫⎪⎪⎪⎪⎬⎪⎪⎪⎪⎭ 5/8/2012 58 6.4.1 INS和GPS的误差模型- INS的误差模型 30 5/8/2012 59 6.4.1 INS和GPS的误差模型- GPS的误差模型 返回目录 5/8/2012 60 6.4.2 位置、速度组合的状态方程和量测方程 ¾状态的选取 INS的位置误差 INS的速度误差 INS的平台姿态角误差 陀螺仪和加速度计误差 ¾状态方程的建立-INS误差方程+惯性器件误差模型 ¾量测量的选取-位置、速度之差 ¾量测方程的建立 31 5/8/2012 61 6.4.3 伪距、伪距率组合的状态方程和量测方程 ¾状态的选取 INS的位置误差 INS的速度误差 INS的平台姿态角误差 陀螺仪和加速度计误差 GPS的误差 ¾状态方程的建立-INS误差方程+惯性器件误差模型+ GPS的误差模型 ¾量测量的选取-测量与计算伪距、伪距率之差 ¾量测方程的建立 5/8/2012 62 6.4.3 组合系统滤波状态选择 状态总数：24状态总数：22状态总数：15 位置（3） 速度（3） 对准误差（3） 陀螺仪漂移（3） 陀螺仪比例系数误差（3） 加速度计偏差（3） 加速度计比例系数误差（3） 高度表偏差（1） 用户钟偏差（1） 用户钟漂移（1） 位置（3） 速度（3） 对准误差（3） 陀螺仪漂移（3） 陀螺仪比例系数误差（3） 加速度计偏差（3） 加速度计比例系数误差（3） 高度表偏差（1） 位置（3） 速度（3） 对准误差（3） 陀螺仪漂移（3） 加速度计偏差（3） 典型紧组合滤波状态（个数）典型松组合滤波状态（个数）松组合滤波状态（个数） 典型SINS/GPS组合结构的滤波器状态 状态总数：36 位置（3） 速度（3） 对准误差（3） 陀螺仪漂移（3） 陀螺仪比例系数误差（3） 陀螺仪安装误差（6） 加速度计偏差（3） 加速度计比例系数误差（3） 加速度计安装误差（6） 高度表偏差（1） 用户钟偏差（1） 用户钟漂移（1） 典型紧组合滤波状态（个数） 32 5/8/2012 63 6.4.3 组合导航状态量选取(续) 惯导误差状态 ( ) , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , ] x y z x y z gx gy gz x y z T ax ay az x y z b t v v v L h k k k k k k h δ δ δ φ φ φ δ δλ δ ε ε ε δ ⎡= Δ Δ Δ⎣ Δ Δ Δ ∇ ∇ ∇ X 惯导误差状态也可根据实际的情况作不同的删减和补充 ( ) , , , , , , , , , , , , , , ]Tx y z x y z x y z x y zt v v v L hδ δ δ φ φ φ δ δλ δ ε ε ε⎡= ∇ ∇ ∇⎣X 典型组合导航仿真系统滤波状态取为15个 5/8/2012 64 6.4.3 组合导航状态方程 位置、速度组合（不考虑GPS误差状态） 伪距、伪距率组合 ( ) ( )It t=X X [ ]( ) TI Gt =X X X SINS/GPS组合系统状态量： 惯导误差＋GPS误差 ]I GX X GPS误差状态 ( ) [ ]TG u rut t tδ δ=X 33 5/8/2012 65 6.4.3 组合导航观测量选取及观测方程 位置、速度组合（联合/交替） 伪距、伪距率组合 ( )( ) ( ) ( )( )cos I G M P I G N I G L L R h t R h L h h λ λ − +⎡ ⎤⎢ ⎥= − +⎢ ⎥⎢ ⎥−⎣ ⎦ Z( ) ( ) ( ) P V t t t ⎡ ⎤= ⎢ ⎥⎣ ⎦ Z Z Z a tu u L t h ρ δ δ δλ δ δ ⎡ ⎤⎢ ⎥= ⋅ + ⋅ +⎢ ⎥⎢ ⎥⎣ ⎦ ρ e D D V x V y P tru ru z v L v t v h ρ δ δ δ δ δλ δ δ δ ⎡ ⎤ ⎡ ⎤⎢ ⎥ ⎢ ⎥= + + +⎢ ⎥ ⎢ ⎥⎢ ⎥ ⎢ ⎥⎣ ⎦ ⎣ ⎦ ρ D D D V �� ( ) ( ) ( ) P V t t t ⎡ ⎤= ⎢ ⎥⎣ ⎦ Z Z Z δ ρ δρ� ⎥⎥ ⎥ ⎦ ⎤ ⎢⎢ ⎢ ⎣ ⎡ − − − = GzIz GyIy GxIx V vv vv vv t)(Z 5/8/2012 66 6.4.4 卡尔曼滤波算法 34 5/8/2012 67 6.4.4 卡尔曼滤波算法 5/8/2012 68 6.4.5 组合导航计算结果举例 返回 35 5/8/2012 69 5/8/2012 70 位 置 误 差 36 5/8/2012 71 速 度 误 差 5/8/2012 72 姿 态 误 差 37 5/8/2012 73 6.5.0 GNC系统组成和数据流程 6.5.1 惯性/卫星定位组合导航系统仿真 6.5.2 惯性/卫星定位组合导航实验 6.5.3 惯性/卫星定位组合导航的主要发展方向 6.5 GPS/INS组合仿真与讨论 返回目录 5/8/2012 74 6.5.0 GNC系统构成框图 导航与制导系统总体方案框图 SINS导航 观测量 生成 SINS/GPS 组合导航 滤波器 导弹 运动方程 修正比例 制导律 控制 指令 制导模块 执行 机构 PID 控制律 控制模块组合导航模块 38 5/8/2012 75 6.5.0 GNC设计与实验流程 传感器选择 接口设计 与测试 硬件安装、 集成与调试 导航软件编 码与调试 制导软件编 码与调试 控制软件编 码与调试 导弹飞行模 型与验证 数字仿真 实验 地面 试验 飞行 试验 半实物仿真 实验 软 件 在 回 路 仿 真 硬 件 在 回 路 仿 真 5/8/2012 76 6.5.0 GNC系统软件流程 IMU测量数据 采集与处理模块 GPS测量数据 接收与处理模块 捷联惯导 导航模块 观测量产生模块 初始化 模块 制导模块 卡尔曼滤波模块 误差校正模块 导航结果输出模块 控制模块 初始化数据 初始化数据 初始化数据 初始化数据角速度和加速度数据 角速度和加速度数据 误差校正数据 原始测量或导航结果 执行机构 执行机构和弹体 GNC系统工作流程 39 5/8/2012 77 1. GNC系统总体设计与关键器件、部件选择与安装 2. 系统初始化与初始对准方案 3. 系统时序设计与时间同步 4. 坐标系选择与坐标转换 5. 高精度、快速地面初始对准和空中飞行对准设计与实验 6. 高精度、实时、快速收敛和稳定的IMU/GPS组合导航系 统结构与算法设计、实验测试与试验 7. 制导律和控制律设计、优化与实验 6.5.0 GNC系统设计关键技术 5/8/2012 78 6.5.1 GPS/INS/组合导航仿真系统 设计方案 1. 设计思想与原则 2. 总体方案 3. GPS仿真子系统 4. IMU仿真子系统 5. IMU/GPS仿真子系统 6. 航迹规划与数据显示子系统 7. 网络与接口子系统 40 5/8/2012 79 6.5.1.1 仿真系统设计思想与原则 以个人计算机（PC）和各种接口板卡作为整个 仿真系统的硬件平台；软件系统设计将遵循软件系 统工程的设计思想，建立结构化、模块化、方便维 护和易于系统升级的航迹规划与数据显示仿真软件、 GPS仿真软件、IMU及SINS/GPS组合导航仿真软件， 并采用网络技术最终建立分布式SINS/GPS组合导航 仿真软件系统；构成便于完成对系统或单元性能测 试和参数设置与调试的仿真平台。 5/8/2012 80 6.5.1.2 仿真系统总体方案 仿真系统组成：航迹规划子系统；GPS仿真子系统；IMU与SINS/GPS组合导 航子系统；网络与接口系统 IMU与SINS/GPS组合导 航仿真计算机 以太网网络或 SBS实时网络 航迹规划/数据显示与 控制计算机 GPS仿真 计算机 导引与控制 仿真系统 RS232接口 （GPS定位数据） RS232接口 （GPS定位数据）局域网络 （航迹数据 控制命令 计算结果） 局域网络 （航迹数据 控制命令 计算结果） 局域网络 （航迹数据 控制命令） RS232/ RS422接口 ARINC429接口 （计算结果/测量数据） RS232/ RS422接口 ARINC429接口 RS232/ RS422接口 ARINC429接口 IMU组件或 相关产品 GPS接收机 分布式实时SINS/GPS组合导航仿真系统 41 5/8/2012 81 6.5.1.3 组合导航 功能框图 飞控系统飞控系统 GPS/INS组合滤波GPS/INS组合滤波 传感器测量信息传感器测量信息 GPS/INS 航迹规划信息航迹规划信息 传感器仿真及GPS/INS 仿真子系统 INS力学编排INS力学编排GPS数据预处理GPS数据预处理 仿真控制调度仿真控制调度 GPS导航信息GPS导航信息 GPS 仿真数据与图形显示仿真数据与图形显示 仿真的监视和 显示，航迹产 生 RS-232串口连接 GPS仿真子系统 飞行仿真软件包飞行仿真软件包 航迹规划信息航迹规划信息 SBS实时网络 飞行控制飞行控制 RS422和ARINC429接口RS232接口 以太网接口 以太网接口 SBS 飞行控制飞行控制 SBS SBS 以太网接口 RS-232串口连接 RS-232串口连接 航迹规划与 监视仿真子系统 5/8/2012 82 系统功能 1 模拟GPS系统，产生GPS导航卫星的位置数据 2 模拟GPS接收机功能，根据接收到的导航电文和计算的卫星位置， 进行选星、误差计算、解算用户位置和速度等状态； 3 根据用户要求的格式，向用户提供所需的运动状态信息； 4 能向用户提供其他辅助信息或显示GPS系统运行状态，如显示用户 卫星可见图、几何精度因子等； 5 可设置单点定位、差分定位等精度模式，并产生相应状态信息。 GPS仿真子系统 6.5.1.4 仿真系统功能及其实现 42 5/8/2012 83 系 统 界 面 GPS仿真子系统(续) 5/8/2012 84 系 统 功 能 GPS仿真子系统(续) 43 5/8/2012 85 系统功能 1 根据给定飞行轨迹和惯性器件的误差特性模拟惯性器件的测量数据； 2 进行SINS导航计算； 3 用户导航结果的输出等; 4 IMU及SINS仿真部分可独立工作； 5 能够进行纯SINS的导航解算; 6 能够显示惯性器件的测量结果和纯INS导航解算结果 . IMU及SINS仿真子系统 6.5.1.4 仿真系统功能及其实现（续） 5/8/2012 86 系 统 界 面 IMU及SINS仿真子系统（续） 44 5/8/2012 87 系统功能 1 GPS仿真子系统输出数据的接收和处理： 通过RS232接口接收GPS输出的导弹位置、速度等导航信息， 并将其WGS84坐标系变换到导航坐标系； 2 IMU及SINS仿真数据的接收和处理； 3 组合滤波： 将经过处理的GPS导航信息和经过解算的SINS导航信息进行卡 尔曼滤波处理，用其输出结果来调整INS导航系统的输出，并 将组合导航信息通过RS232/422接口和ARINC429总线接口发送 给制导系统。 GPS/INS仿真子系统 6.5.1.4 仿真系统功能及其实现（续） 5/8/2012 88 系 统 界 面 GPS/INS仿真子系统(续) 45 5/8/2012 89 系 统 功 能 GPS/INS仿真子系统(续) 5/8/2012 90 系统功能 1 仿真系统的状态监控和图形显示。 2 仿真控制调度，设置仿真模式，各仿真子系统的时间同步，控制 仿真系统的运行等。 3 生成飞行弹道数据，并把弹道数据通过网络或以文件形式转发给GPS仿 真系统和IMU及SINS/GPS仿真子系统。 4 通过网络接收来自GPS仿真系统的GPS导航信息、来自惯性传感器及 SINS/GPS仿真子系统的惯导数据和SINS/GPS组合导航数据，进行数据 和飞行轨迹显示。 5 可选择采用来自飞行仿真软件包的航迹规划信息还是采用监控和航迹 系统产生的航迹规划信息。 6 数据保存。 航迹产生子系统 6.5.1.4 仿真系统功能及其实现（续） 46 5/8/2012 91 系统结构框图 弹道生成、监控及航迹显示计算机 GPS仿真子系统 IMU及SINS/GPS 仿真子系统航迹规划信息 航迹规划信息 GPS导航信息GPS导航信息 RS232 惯导数据及 SINS/GPS组合导航 数据 惯导数据及 SINS/GPS组合导航 数据 网络 网络 状态监控和图形显示状态监控和图形显示 仿真控制调度仿真控制调度 数据的显示与保存数据的显示与保存 选择航迹规划信息来源选择航迹规划信息来源 航迹产生子系统(续) 5/8/2012 92 系 统 界 面 航迹产生子系统(续) 47 5/8/2012 93 在各子系统之间进行数据传递和交换，模拟仿真子 系统之间以及子系统与整个系统之间的接口特性。主要 包括GPS接收机模拟部分和SINS/GPS组合导航仿真部分 的接口、IMU测量组件与SINS/GPS组合导航仿真部分的 接口、SINS/GPS组合导航仿真部分和导引与控制系统仿 真环境的接口、GPS接收机模拟部分和导引与控制系统 仿真环境的接口等。对应的硬件接口包括RS232、惯性器 件数据采集接口、RS422接口、ARINC429接口、以太网 或SBS实时网络等。 网络与接口子系统 返回 6.5.1.4 仿真系统功能及其实现（续） 5/8/2012 94 6.5.2 GPS/INS组合导航实验系统设 计方案与分析 1. 实验的目的和内容 2. 实验系统的组成 3. 实验方案 4. 可能的问题与解决方法 返回目录 48 5/8/2012 95 6.5.2.1 实验的目的与内容 为验证并考核组合导航系统及其组合滤波器的性 能，发现和解决系统设计和研制中的问题，最终提供 工程上切实可行的方案，必须建立实验系统，进行大 量的静态和动态实验与实验结果分析。 实验目的 实验内容 z SINS/GPS组合导航静态实验、实验结果处理与分析； z SINS/GPS组合导航动态实验与实验结果分析； z SINS/GPS组合导航工程样机研制与机载试验。 5/8/2012 96 6.5.2.2 实验系统的组成 z 捷联惯性测量单元（或弹载SINS）； z GPS接收天线和OEM板（GPS接收机）； z 信号接口板卡； z 组合导航计算机； z 其他部件（如高度计和航向传感器）； z 实验车辆与实验安装支架； z 差分GPS系统； z 电源装置。 49 5/8/2012 97 6.5.2.2 组合导航结构框图 5/8/2012 98 GPS接收机 （OEM板） IMU或惯性 制导组件 其他传感器 IMU信号处理与转换 接口板卡 工控机 IMU信号采集卡 IMU误差补偿GPS 数据处理 姿态四元数 解算与更新 地理坐标系和地 球自传速率补偿 15或17状态Kalman滤波器 导航计算、更新 与修正 RS232 接口 接口板卡 数传 电台 6.5.2.2 实验系统的组成（续） 系统组成与数据处理框图 GPS接收机 （OEM板） 数传 电台 地面控制站 50 5/8/2012 99 6.5.2.2 组合导航软件流程 IMU测量数据 采集与处理模块 GPS测量数据 接收与处理模块 MIMU器件误差校正与姿 态解算 卡尔曼滤波 模块 导航误差校正与导航结果 输出模块 角速度测量数据 加速度测量数 姿态数据输出 加速度和角速度变化数据数 当地导航坐标 系变化速度方向余弦 姿态数据输出 加速度和角速度数据输出 方向余弦 陀螺误差校正 加速度计误差校正 速度校正 位置校正 姿态校正 位置、速度数据输出 位置数据 速度数据 卫星 星历 数据 GPS 导航 数据 原始 测量 数据 5/8/2012 100 6.5.2.3 实验内容与实验方案 1 实验室仿真试验 2 室内静态试验 3 车载动态试验 4 挂飞试验 5 投放飞行试验 验证设计方案和滤波算法的可行性，是在模拟数据控制 条件下鉴定导航系统的性能 采用GPS、IMU实际测量数据，进一步验证、改进模型和 算法 低动态环境下的半物理仿真实验。检验组合系统的综 合性能，评估组合导航系统可行性和稳定性，为进一 步改进系统提供依据 将SINS/GPS组合导航系统样机安装在试验飞机上，在飞 机作各种机动飞行的高动态环境中对组合导航系统的性 能做进一步的验证 将安装了组合导航系统的样机系统从设计要求的发射点 发射，从弹着点的圆概率偏差来验证组合导航系统的性 能和可用性。 51 5/8/2012 101 6.5.2.4 可能的问题与解决方案 问题 1 姿态基准建立与初始对准 2 测量路线确定与轨迹测量 3 精度评估与性能验证 4 测量数据时间同步与测量数据延迟 5 数据格式转换 6 野值点判断和剔除 7 滤波器发散处理 8 GPS天线相位中心与IMU测量中心的测量与补偿 9 GPS接收机测量和解算信息的可用性判断和处理 10 一体化设计中存在的问题与对策 下一页 5/8/2012 102 6.5.2.4.1 姿态基准建立与初始对准 z 姿态基准的建立可考虑采用高精度平台惯导和 三轴磁传感器。 z 初始对准使用基于卡尔曼滤波的快速动基 座对准方法。 52 5/8/2012 103 6.5.2.4.2 测量路线确定与轨迹测量 封闭性:车载实验中载车的行进路线应该是从出发点出发 经过设计的路线又回到了作为终点的出发点；可考虑 采用差分GPS和相对GPS进行测量路线的确定和测量。 GPS信号遮挡:实际工作中GPS可能遇到信号丢失的情况， 在选择的路线中需要考虑存在遮挡的情况；