高空长航时飞行器自主导航系统试验验证

摘 要：以捷联惯性导航子系统作为主导航系统,天文导航子系统作为辅助,设计了捷联惯性/天文组合导航系统.选取捷联惯导系统误差作为系统状态,高度计和星体的输出构造量测,利用卡尔曼滤波设计捷联惯性/天文组合导航算法.试验结果表明,该系统有效修正了纯捷联惯导的漂移误差,可以满足高空长航时飞行器的自主导航.

关 键 词捷联惯性/天文组合导航系统；天文导航设备；卡尔曼滤波

【分类号】V249.328

捷联惯性/天文组合导航系统是一种完全自主的导航系统.该系统捷联惯性导航子系统作为主导航系统,天文导航子系统作为辅助导航系统,采用卡尔曼滤波技术,完成天文导航信息修正惯导的漂移误差,实现两种系统优势互补的最优自主导航.本文设计的捷联惯性/天文组合导航系统针对高空长航时飞行器自主导航系统的研究.

1捷联惯性/天文组合导航系统组成

捷联惯性/天文组合导航系统组成框图如图1所示.系统采用模块化设计,由捷联惯组、天文导航设备（由小视场星体和天文导航控制处理器组成）、组合导航信息处理模块、电源转换模块组成.系统接收来自平台气压高度计的高度信息.组合导航信息处理模块是系统的核心处理单元,与捷联惯组、天文导航设备、气压高度进行信息交换,完成组合导航功能.

2接口设计

组合导航信息处理模块主要器件为TMS320C6748,该模块与系统其他组合部分接口设计如下：

（1）天文导航设备与组合导航信息处理模块的通讯要求

天文导航设备将天文解算的状态信息输出到组合导航信息处理模块.组合导航信息处理模块将解算的姿态、位置信息输出至天文导航设备.

（2）捷联惯组至组合导航信息处理模块的通讯要求

捷联惯组通过一路RS422串口将角增量、速度增量输出至组合导航信息处理模块.捷联惯组的解算由组合导航信息处理模块处理.

（3）捷联惯组至天文导航设备的输出

捷联惯组通过一路同步信号与天文导航设备连接.捷联惯组在给组合导航信息处理模块输出角增量、速度增量的同时给天文导航设备送出同步信号.

（4）气压高度计至组合导航信息处理模块的通讯

气压高度计通过RS422输出高度.

（5）电源模块

设备电源采用分布式电源设计方案.分布式电源系统由电源转换模块和供电单元组成,电源转换模块为独立模块,供电单元位于各功能模块内.

3组合算法

捷联惯导系统的误差方程如下[1]：

姿态误差方程：

（1）

速度误差方程：（2）位置误差方程：

（3）

若飞机飞行一段时间,姿态误差角和位置误差角都不为,根据、和三者之间的关系可知,星体不再直接量测,而是改为量测姿态误差角和位置误差角二者的差值.

检测设实验室经过严格标定以后陀螺标定误差和加速度计标定误差均很小,可以忽略它们的影响,检测设陀螺漂移为随机常值漂移,加速度计偏置误差为随机常值偏置,定义15维状态向量[2]

4实验室试验验证

实验室测试系统主要包括高精度双轴位置/速率转台、星光模拟器.

实验室转台验证试验包括静态验证试验和动态验证试验.

（1）实验室静态试验

实验室静态测试流程如下：a）和捷联惯导系统通过过渡板安装到转台台面,处于转台中心位置,b）捷联惯导系统预热30分钟.启动捷联惯导对准,对准接收后进入导航,向星体发送有效导航数据,星体进入星体跟踪阶段,对星光模拟器的模拟星点进行次序跟踪,并输出角.捷联惯导系统利用角实现组合导航；c）导航时间10小时后,将组合导航的位置结果与实验室转台真实位置比较,得到组合导航误差.

按上述实验流程,组合导航误差如图2所示.从测试结果可知,静态测试下,组合导航系统的导航误差程振荡趋势,周期近似为休拉周期,约84.4分钟.实验室静态测试导航误差大致在0.5海里.

（2）实验室动态试验

实验室动态测试流程如下：实验室动态测试与静态测试的流程基本一致,区别在于静态测试时转台保持静止,而动态测试时增加对转台施加转动,为保障的正常工作,施加转动的幅度和周期不超过的动态范围.

5结束语

本文所研究的捷联惯性/天文组合导航系统的设计充分考虑了系统中各组成部分的连接关系,试验测试表明此系统能够有效修正纯捷联惯导的漂移误差,满足高空长航时飞行器的自主导航,具有很高的工程实用价值.