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摘 要： 针对弹道导弹在工程实际中噪声特性的不确定性及其引起的模型误差, 本文提出了一种适用于弹道导弹的SINS/CNS组合导航方案. 该方案融合了简单组合模式和基于全面最优校正的组合模式特点, 采用自适应卡尔曼滤波来保证滤波的稳定性和鲁棒性, 并根据导弹的飞行弹道, 建立了合理、完备的弹载导航星表. 仿真验证结果表明, 该导航方案可以达到全面提高弹道导弹导航参数精度的目的.
关键词： 惯性导航； 天文导航； 组合导航； 自适应卡尔曼滤波； 弹载导航星表
中图分类号：V249.32+8文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2015）
Abstract： Combined with the characteristics of ballistic missile and the model error caused by uncertain noise characteristics in engineering practice, this paper proposes a SINS/CNS integrated navigation system suitable for ballistic missiles. This system, integrated some characteristics of simple combination models and overall optimal correction combination models, uses the adaptive Kalman filtering to ensure the stability and robustness of the filter. In the simulation, according to the missile trajectory, it establishes a reasonable, complete guide star catalog of missile. The simulation illustrates that this navigation scheme can improve the precision of navigation parameters of ballistic missile.
Key words： inertial navigation； celestial navigation； integrated navigation； adaptive Kalman filter； guide star catalog of missile
0引言
随着弹道导弹技术的发展, 对导弹射击精度的要求不断提高, 而导弹的命中精度又和导航系统的精度直接相关. 单纯提高器件精度非常困难, 且单一的导航方式也不能满足导航系统可靠性的要求. 因此, 通常采用将多种导航设备进行最优组合的方式来提高导航精度.
捷联惯性导航系统（Strap-down Inertial Navigation System, SINS）具有不依赖外界信息、导航信息完备、短时精度高、数据输出率高等优点, 但其误差随时间累积而发散[1]. 天文导航系统（Celestial Navigation System, CNS） 是一种被动、无源、自主式的导航方法, 它利用星体在天空中固有的运动规律提供的信息来确定载体空间运动参数[2], 它能够提供稳定的不随时间发散的导航信息, 同时还具有测量精度高、不易被敌方摧毁、不受地域条件限制、全球导航等优点.
目前, 常见的SINS/CNS组合模式主要有以下几种：简单组合模式技术成熟, 其中惯导系统独立工作, 天文导航系统利用惯导提供的位置和姿态信息解算出天文位置和航向, 定期对惯导系统的输出进行校正, 但这种组合模式并未对惯性器件误差进行校正, 因此随着时间的增加, 速度误差和位置误差均发散[3]； 基于陀螺仪漂移校正的组合模式将惯导和天文导航系统输出的姿态信息相结合, 利用最优估计算法估计并补偿因陀螺漂移引起的误差, 但这种组合模式无法对加速度计的误差进行估计和补偿, 因此随着时间的延长, 其位置误差仍然发散[4]； 全面最优组合模式中天文导航利用高精度的地平信息确定载体的姿态、位置信息, 和惯导系统解算出的导航信息进行融合, 不仅可以补偿陀螺漂移, 还可以补偿其他因素引起的误差, 实现对惯导系统的全面校正[5], 但这种方法对地平基准信息要求较高[6].
本文结合弹道导弹的实际特点, 提出了一种适用于弹道导弹的SINS/CNS组合导航系统方案.
1弹道导弹SINS/CNS组合导航系统方案设计
本文提出的SINS/CNS分段组合模式方案, 如图1所示.
工作模式为：①在导弹发射初期只由惯性导航系统提供导航信息； ②在导弹大机动动作结束后利用SINS/CNS的简单组合模式, 对弹道导弹的姿态信息进行校正, 此时, 由于姿态、位置是耦合的, 因此对位置的校正也有微小的作用； ③在弹道导弹飞出大气层且发动机关机后, 此时利用间接敏感地平可以获得准确的地平基准[7-9], 进行高精度天文导航定位, 利用天文导航系统和惯性导航系统输出的姿态信息求得数学平台误差角方程, 然后以惯导系统误差方程为状态方程, 将天文导航系统、惯导系统位置输出的差值和数学平台误差角作为观测量进行卡尔曼滤波, 得到数学平台失准角误差、位置误差和陀螺仪漂移误差的估计值, 进行输出校正； ④在滤波稳定后采用基于全面最优校正的组合模式进行组合导航, 即在③的基础上用估计结果对惯导系统的解算过程进行反馈校正, 得到高精度的姿态、位置信息. 本方案将简单组合模式和基于全面最优校正的组合模式有机地结合起来, 实现了弹道导弹的SINS/CNS组合导航.
总结:本文是一篇关于弹道导弹论文范文，可作为相关选题参考,和写作参考文献。
参考文献：
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