太赫兹波应用于临近空间高速飞行器测控研究
第11卷 第4期 太赫兹科学与电子信息学报Vo1．11，No．4 2013年8月 Journal of Terahertz Science and Electronic Information Technology Aug．，2013 文章编号：2095-4980(2013)04-0512-06
太赫兹波应用于临近空间高速飞行器测控研究
宋小全，韦 震，韩中生，龙 方，王 禹
(北京跟踪与通信技术研究所，北京 100094)
摘要：临近空间高速飞行器测控需要解决“黑障”、超视距时空连续覆盖和多目标等难题，根据太赫兹电磁波可以穿透等离子体而大气传输损耗大的特点，研究以飞机和飞艇为主要平台的
空基太赫兹测控系统，提出采用扩频体制实现对高速飞行器进行测距、测速、遥测和遥控的综合
测控以及多目标测控，采用nR R (n≥3)测量体制实现高速飞行器的外弹道测量，分析表明空基太
赫兹扩频测控系统技术可行，但离工程应用还有较大差距。
关键词：太赫兹波；临近空间；高速飞行器；扩频测控
中图分类号：TN99；V556.1 文献标识码：A doi：10.11805/TKYDA201304.0512
Research on application of Terahertz technology to near-space hypersonic spacecraft Tracking Telemetry and Command
SONG Xiao-quan，WEI Zhen，HAN Zhong-sheng，LONG Fang，WANG Yu
(Beijing Institute of Tracking and Telecommunications Technology，Beijing 100094，China)
Abstract：Tracking Telemetry and Command(TT&C) for near space hypersonic spacecraft needs to solve blackout，over-the-horizon and multi-target problems. According to the characteristics that Terahertz
waves can penetrate the plasma and are attenuated intensively in the atmosphere，the Terahertz TT&C
system based on airborne platform including aeroplane and airship is researched. The Terahertz system
can accomplish integrated function of velocity measurement，ranging，telemetry and telecommand by using
spread spectrum technology；and tracking telemetry and command for multi-target can be realized as well.
The ballistic measurement of hypersonic spacecraft can be implemented by using nR R (n≥3) method. The
analysis results indicate that the technology solutions for air-borne Terahertz spread spectrum TT&C
system are reasonable，while there are significant differences for engineering application.
Key words：Terahertz wave；near space；hypersonic spacecraft；spread spectrum Tracking Telemetry and Command
临近空间包括大气平流层、中间层和部分电离层，介于传统的空天之间，根据国际航空联合会的定义，临近空间的范围为23 km~100 km。临近空间飞行器是指在临近空间区域内飞行并完成特定任务的飞行器，主要包括低速和高速两类飞行器。低速飞行器主要有平流层飞艇、高空气球、高高空无人机等，主要用于预警探测、侦察监视、通信保障和电子对抗等信息支援；高速飞行器主要有高空侦察机、高超音速飞行器、亚轨道飞行器等，主要用于天地往返运输、反导和对地精确打击等方面[1-2]。由于临近空间高速飞行器具有极大的战略意义和应用价值，世界主要航空航天大国，如美国、俄罗斯、法国和英国等积极开展相关研究工作，美国在该领域处于领先地位，并于2004年成功试飞了X-43A验证机，创造了9.8倍音速的飞行速度，最近X-51A高超声速发动机演示验证飞行器进行了3次试飞，其中1次取得部分成功，2次失败。
临近空间高速飞行器测控(Tracking Telemetry and Command，TT&C)需要解决“黑障”和超视距时空连续覆盖等难题，根据太赫兹波可以穿透等离子体而大气传输损耗大的技术特点，本文提出以飞机和飞艇为主要平台的空基太赫兹测控系统，研究了对临近空间高速飞行器进行跟踪、测距、测速、遥测和遥控的实现方法，分析了空基太赫兹测控系统的技术可行性。
第4期 宋小全等：太赫兹波应用于临近空间高速飞行器测控研究 513
1 临近空间高速飞行器测控的主要难点
临近空间高速飞行器在大气中进行有动力飞行，需要进行全过程连续跟踪测量和运动学定轨。文献[3]分析了临近空间飞行器测控系统的特点和主要技术问题，归纳该文的分析结果，临近空间高速飞行器测控的主要难点包括3个方面。
1.1 黑障问题
飞行器以高超音速在临近空间中飞行时，强烈的激波压缩和粘性摩擦作用使飞行器表面温度迅速升高，极高的温度使大气分子产生离解、电离，在飞行器周围产生等离子体，同时热屏蔽覆盖物烧蚀和发动机火焰也会产生等离子体，形成复杂的等离子鞘套。在对飞行器进行测量控制时，等离子体中的高密度电子吸收、反射和散射电磁波，造成电磁波信号急剧衰减，导致飞行器与测控站之间的信号中断和雷达目标丢失，即“黑障”问题。
1.2 超视距时空连续覆盖
由于临近空间高速飞行器的飞行高度比卫星低，飞行距离较远，通常要采用地基多站接力或天基测控系统来实现超视距覆盖。一个典型的例子是美国X-43A 高超音速临近空间飞行器的飞行试验。X-43A 飞行高度30 km ，飞行速度近10 Ma ，飞行距离达1 600 km ，在试验中，美国西部航空试验靶场、海军海上靶场以及范登堡空军基地的测控设备采用多站接力，并动用了测控飞机来完成对X-43A 的测量和控制。
1.3 多目标测控
一些临近空间高速飞行器要用火箭和飞机推动进入临近空间，如美国的“猎鹰计划”和“X-43”系列高超音速飞行器，此外编队飞行是临近空间高速飞行器的一个重要特点和应用方式，因此通常要进行多目标测控。 2 空基太赫兹测控系统的技术特点
实现临近空间高速飞行器测控有多种方案和实现途径，从发展的角度看，采用空基太赫兹测控系统具有突出的技术优势。
2.1 解决“黑障”难题，降低太赫兹波大气传输衰减的影响
电磁波在等离子体中传输时，主要受等离子体频率的影响[4]。通常情况下，等离子体频率p ω接近等离子体内部的电子振荡频率pe ω，即：
p pe 5.641610ωω≈=× (1)
式中n e 为电子密度，单位为个/cm 3，n e 与飞行器的速度、飞行器的外形(用飞行器前缘的楔角来表征)以及飞行高度(不同高度的空气密度不同)有关。由于临近空间高速飞行器周围电离层的峰值电子密度高达1015/cm 3[3]，对应的等离子体频率p ω为1.78 THz ，即要求测控系统的工作频率f 大于283.9 GHz 。目前太赫兹核心器件的工作频率在300 GHz 以上，能穿透等离子体，可以解决临近空间高速飞行器测控中的“黑障”难题。
采用空基太赫兹测控系统的最大优势是降低太赫兹波大气传输损耗的影响。根据国内外研究和试验结果，在
近地面，水汽和氧气对太赫兹波的衰减很大[5-6]，工作频率为300 GHz 左右的太赫兹波每km 传输损耗高达几个
dB ，随着工作频率的提高，衰减系数迅速增大。而在海拔10 km 以上，太赫兹波的大气传输损耗基本上可忽略不计。
2.2 可实现长距离连续覆盖，减轻多站接力压力
测控站对飞行目标进行跟踪测量时，其视距范围的近似计算公式[7](仅考虑地球曲率)为：
L R = (2) 式中：L R 为测控站视距，单位为km ；R 为等效地球半径系数，取值1.334；H 1和H 2分别为测控站和目标的高度，单位为m 。
对于高度为30 km 的飞行器，地面测控站视距为710 km ；采用高度为10 km 的机载测控站，视距为1 120 km ；而采用高度为30 km 的艇载测控站，视距为1 420 km 。
514 太赫兹科学与电子信息学报第11卷
因此，采用机载或艇载空基测控站，测控系统受视距限制小，可实现长距离连续覆盖，减少远距离测控的接力要求。
2.3 保密性好，抗干扰能力强
由于大气传输损耗的影响，地面侦察干扰设备很难截获太赫兹频段的测控信号，更难以实施有效干扰。对空中侦察干扰设备，由于太赫兹频段能实现极窄天线波束，可以降低测控信号被侦察截获以及干扰信号进入天线主瓣的机会，极高的天线增益也抑制了从旁瓣进入的干扰。因此空基太赫兹测控系统具有良好的保密性和很强的抗干扰能力。
3 空基太赫兹测控系统实现方法
临近空间高速飞行器测控的基本要求为：外弹道测量、遥测和遥控，由于空基测控平台数量和成本等方面的限制，势必要求这些功能综合集成到一起。根据飞行器测控系统的发展趋势，宜采用测距精确度高，容易实现多目标测控和抗干扰能力强的扩频测控系统，因此空基太赫兹测控系统的基本思路是：采用扩频统一体制，在一套测控站上实现跟踪、测距、测速、遥测和遥控综合功能，配置多套测控站实现飞行器高精确度外弹道测量，采用相控阵天线与码分多址实现多目标测控。
3.1 综合测控实现方法
扩频测控系统采用扩频技术实现对飞行目标的测距、测速、遥测和遥控等功能，即用时分多路来区分不同类型的测控信号，各类信号打包成帧后统一进行伪随机(Pseudorandom Noise，PN)码扩频，再对载波进行调制并送入信道传输，接收端则采用相同的码序列进行解调及相关处理，恢复原始数据。其中测距利用伪随机码实现，即利用发射和接收伪随机码信号的时间延迟来获取测控站与飞行目标之间的径向距离，其测量精确度取决于码元宽度；测速采用连续波双程相干多普勒测速技术，载波同步后从载波或伪码中提取出多普勒频移进行测速；利用码分多址来区分不同目标，实现多目标测控。扩频测控系统中，同一伪随机码可同时用作扩频码、测距码和选址码，实现一码多用。
Fig.1 Configuration of the TT&C station
图1 测控站设备组成
Fig.2 Configuration of the spacecraft
图2 飞行器设备组成
第4期宋小全等：太赫兹波应用于临近空间高速飞行器测控研究515
空基太赫兹扩频测控系统包括空基测控站设备和飞行器设备[7-8]，空基测控站设备组成见图1，飞行器设备组成见图2，扩频功能是在其基带测量终端实现的。系统工作过程为：测控站稳定跟踪飞行器目标后，PN码产生器生成伪随机测距码与遥控指令信息进行模2加，经过脉冲成形后对中频载波进行正交相移键控(QuadriPhase Shift Keying，QPSK)调制，再通过上变频后送太赫兹发射机发射。飞行器对接收到的扩频序列信号进行捕获、跟踪和同步，对遥控信息进行解扩和解调，解调出的遥控指令送执行机构执行，同时完成测距码的捕获和跟踪，生成本地再生测距伪码，与飞行器的遥测数据进行模2加，通过QPSK调制后，经上变频和功率放大回传测控站。测控站接收到扩频信号后，对其进行捕获、跟踪和同步，对扩频遥测信息进行解扩，得到的遥测数据送遥测终端解调记录，同时完成测距码的捕获和跟踪，根据收、发测距码信号的时间延迟完成径向距离测量，并利用载波的多普勒信息获取相对速度数据。由于太赫兹频段工作频率高，相对运动产生的多普勒频率更高，在同样的频率分辨率条件下，能实现更高的速度测量精确度。
3.2 外弹道测量实现方法
临近空间高速飞行器飞行试验需要获取目标的外弹道参数X,Y,Z,X ,Y ,Z ，在测量精确度要求不高的情况下，可采用距离与角度(Range Azimuth and Elevation，RAE)测量体制，即由单套测控站测量距离(R)、方位角(A)和俯仰角(E)，微分平滑后得到R ,A ,E 。
高精确度的外弹道测量通常由多台套雷达组成的高精确度外测系统完成，这种外测系统的典型体制是中基线干涉仪，通过在飞行弹道沿线布置多台套连续波测距、测速雷达组成良好的测量几何，利用足够的测量冗余获取高精确度的外弹道参数。由于空基测控平台处于运动状态，不利于采用基线干涉仪体制，可以采用测量精确度与中基线干涉仪相近的nR R (n≥3)体制[7]，这是一种纯距离及其变化率的体制，每个站都测R R ，布站灵活，任务兼容能力强。其缺点是飞行器的应答机必须按频分或时分方式进行多路应答，由于太赫兹频段资源丰富，可以采用频分多路应答，即如果测控站按最低数量3套配置，飞行器的应答机需同时接收3套测控站不同频率的发射信号，经多级放大、混频和滤波形成3路中频信号，对每路信号进行扩频信号捕获，跟踪后产生各自的PN测距码，再将这3路测距码进行扩频调制后经上变频发射，各测控站接收飞行器的发射信号后解调出各自的PN测距码，完成本站与飞行器的径向距离测量，同时利用多普勒信息测量飞行器的相对速度，各测控站的测量数据经汇集后处理，获取飞行器的外弹道参数。
3.3 多目标测控实现方法
多目标测控的前提是测控站的天线能同时覆盖或快速跟踪多个飞行目标，同时覆盖多个飞行目标需要较宽的波束宽度，对发射机的功率要求很高，宜采用快速跟踪方式。受测控站平台空间有限以及机械转台扫描速度慢的制约，宜采用相控阵天线。由于太赫兹频段的辐射源功率不容易做高，可采用多组小功率太赫兹辐射源通过相控阵天线进行功率合成，实现较远的测控距离。
在测控站快速跟踪多个飞行目标的基础上，通过码分多址实现多目标测控。由于天线波束和测控信号要在不同飞行目标之间切换，测量的数据率会受到一定的限制(可根据目标的重要程度动态分配时间段)，正是基于这样的考虑，飞行器的应答机宜采用按频分多路应答，以避免时分多路应答带来的有效测控时间降低。
3.4 空基测控平台选取
空基太赫兹扩频测控系统的测控平台可以选择同在临近空间区域内的平流层飞艇和高空气球，也可以采用飞行高度在10 km附近的测控飞机。采用高度在20 km以上的平流层飞艇和高空气球，可以获得较远的视距，但即使不考虑平流层飞艇和高空气球自身的复杂性，艇载/球载测控平台要实现远距离测控，设备的供电也不易解决。从技术难度的角度考虑，采用测控飞机相对容易实现。测控飞机对设备体积、重量和供电的限制较小，相控阵天线放置在机背上，有利于对临近空间目标进行快速搜索和跟踪测量。
在临近空间高速飞行器的起飞和降落段，可以采用飞行高度在10 km以下飞艇，艇载测控站的作用距离在数十km左右，这样既可以减轻测控飞机在飞行器起飞和降落段由于视距影响所受到的限制，也可与地面测控设备相配合，加强飞行器起飞和降落段的测控。
4 工程应用分析
516 太赫兹科学与电子信息学报 第11卷
4.1 工作频率
根据2.1节的分析，要求测控系统的工作频率f ＞283.9 GHz ，考虑艇载测控站还需要避开水汽吸收峰325 GHz 和氧气吸收峰369 GHz ，而且随着工作频率的提高，大气传输衰减系数迅速增大，因此工作频率不宜太高，本文取工作频率为300 GHz 。
4.2 伪码长度
伪随机码具有良好的周期自相关特性，周期可设计为任意长，无模糊距离随码长增加而成比例加大，但伪码捕获时间也同样增加，对多目标测控不利，通常需要综合权衡。
码长与最大作用距离的关系式为：
max 2
c R P Δ=
(3) 式中：R max 为最大作用距离；c 为光速；P 为码长；Δ为码元宽度。设R max 为1 000 km ，Δ为1/3 μs [8]，对应的码钟频率为3 MHz ，则码长应为2×104，取码长为32×1 023=32 736，其对应的最大无模糊距离为1 636 km 。 4.3 发射功率
相对于机载测控站而言，临近空间高速飞行器上的设备受体积、重量和供电等方面的限制更苛刻，通常遥测的码速率较高，对发射机的功率要求也最高，因此本文重点分析遥测发射机的功率需求。
采用QPSK 调制时，I 和Q 通道可以分别调制经过与测距码模2加的奇数位和偶数位遥测信息，或者I 和Q 通道分别调制经过与测距码序列模2加的完整遥测信息。在计算遥测作用距离时，与接收系统灵敏度相关的码速率不是扩频后的码速率，而是扩频前遥测数据的码速率。 遥测分系统在自由空间传播条件下的作用距离计算公式为[9]：
22t t r 2n n b 1(4π)(/)PG G R kT E R L M λΦ= (4) 式中：R 为作用距离；P t 为遥测发射机的发射功率；G t 为遥测发射天线的增益，取0 dB ；G r 为机载站接收天线的增益，取55 dB ；λ为工作波长；k 为波尔兹曼常数；T n 为系统噪声
温度，取200 K ；E /Φn 为接收机输入码脉冲能量与噪声功率
谱密度之比，采用PCM/QPSK 体制，当误码率为10-5时，则E /Φn 为13.4 dB(包含解调损耗和码分多址损耗共4 dB)；R b 为码速率，分别取32 kbit/s,64 kbit/s 和128 kbit/s ；L 1为系统损耗，取3 dB ；M 为信道裕量，取3 dB 。计算结果见
图3。
计算结果表明，即使是在遥测码速率不高的条件下，要实现300 km 以上的作用距离，太赫兹发射机的功率要求达到W 级，弹载设备宜选择采用微电子学技术的固态太赫兹源，其功率水平目前在10 mW 量级[10]，离工程应用还有较大的差距。
从式(4)可以看出，同样功率条件下，作用距离与波长成正比关系，提高工作频率，解决了“黑障”难题，但由于波长缩短，带来的问题是相同功率条件下作用距离相应下降。因此，减小等离子体电子密度，从而降低测控系统的工作频率，对利用太赫兹技术实现临近空间高速飞行器测控具有重要意义。
5 结论与展望
采用飞机和飞艇为主要平台的空基太赫兹扩频测控系统，可较好解决临近空间高速飞行器测控中面临的“黑障”、超视距时空连续覆盖和多目标测控等难题，并具有对高速飞行器进行测距、测速、遥测和遥控等综合测控能力。面临的主要难题是目前太赫兹波的技术水平离工程应用还有较大差距，尤其是高功率固态太赫兹辐射源，解决途径之一是发展太赫兹辐射源功率合成技术，通过功率合成降低对单个太赫兹源的功率需求。虽然太赫兹波
应用于临近空间高速飞行器测控还有漫长的路要走，但随着太赫兹技术的快速发展[11-14]，其工程应用的难点将不
Fig.3 Power of the transmitter vs. distance under different R b 图3 不同码速率下，发射功率随作用距离的变化曲线0 200 400 600 800 1000161412
10
8
642R b =32 kbit/s R b =64 kbit/s R b =128kbit/s R /km
P /W R b =128 kbit/s R b =32 kbit/s R b =64kbit/s
第4期 宋小全等：太赫兹波应用于临近空间高速飞行器测控研究 517
参考文献：
[ 1 ] 李铮,赵大勇. 美国临近空间平台开发利用及对我军的启示[J]. 火力与指挥控制, 2009,34(8):1-3. (LI Zheng,ZHAO
Dayong. Exploitation of American Military Near Space Platform and its Inspiration to Our[J]. Fire Control & Command Control, 2009,34(8):1-3.)
[ 2 ] 丁一,王进,李文洲. 临近空间飞行器在防空反导预警中的运用[J]. 国防科技, 2009,30(6):21-26. (DING Yi,WANG Jin, LI Wengzhou. Application of Near Space Vehicles to the Early Warning System of Air Defence and Anti -missiles[J].
National Defense Science & Technology, 2009,30(6):21-26.)
[ 3 ] 刘嘉兴. 临近空间飞行器测控系统的特点和主要技术问题[J]. 飞行器测控学报, 2008,27(2):1-7. (LIU Jiaxing. Characteristics
of TT& C System for Near Space Spacecraft[J]. Journal of Spacecraft TT&C Technology, 2008,27(2):1-7.)
[ 4 ] 钟育民,谌明,卢满宏,等. 无线电波在再入等离子体中传输的衰减模型及仿真验证[J]. 遥测遥控, 2010,31(2):1-6.
(ZHONG Yumin,CHEN Ming,LU Manhong,et al. Attenuation Model and Simulation Validation of Electromagnetic Wave Transmission in Reentry Plasma[J]. Journal of Telemetry Tracking and Command, 2010,31(2):1-6.)
[ 5 ] Yang Y,Shutler A,Grischkowsky D. Measurement of the Transmission of the Atmosphere from 0.2 to 2 THz[J]. Optics Express,
2011,19(9):8830-8838.
[ 6 ] Krupnov A F,Golubiatnikov G Y,Markov V N,et al. Pressure Broadening of the Rotational Line of Oxygen at 425 GHz[J].
Journal of Molecular Spectroscopy, 2002,215(2):309-311.
[ 7 ] 刘蕴才,张纪生,黄学德,等. 导弹航天测控总体[M]. 北京:国防工业出版社, 2000. (LIU Yuncai,ZHANG Jisheng,HUANG
Xuede. General of Missile and Space Tracking Telemetry and Command[M]. Beijing:Publishing House of National Defence Industry, 2000.)
[ 8 ] 李海涛,孙平. 扩频TT&C 系统设计与分析[J]. 飞行器测控学报, 2004,23(1):58-63. (LI Haitao,SUN Ping. Analysis and
Design of Spread Spectrum TT& C Systems[J]. Journal of Spacecraft TT&C Technology, 2004,23(1):58-63.)
[ 9 ] 刘蕴才,房鸿瑞,张仿. 遥测遥控系统[M]. 北京:国防工业出版社, 2000. (LIU Yuncai,FANG Hongrui,ZHANG Fang. Telemetry
and Telecommand System[M]. BeiJing:Publishing House of National Defence Industry, 2000.)
[10] Radisic V,Deal W R,Leong K M K H,et al. A 10-mW Submillimeter -Wave Solid -State Power -Amplifier Module[J].
IEEE Trans. on Microwave Theory and Techniques, 2010,58(7):1903-1907.
[11] 洪伟,陈继新,严蘋蘋,等. CMOS 毫米波亚毫米波集成电路研究进展[J]. 微波学报, 2010,26(4):1-6. (HONG Wei,CHEN
Jixin,YAN Pinpin,et al. Research Advances in CMOS Millimeter and Submillimeter Wave Integrated Circuits[J]. Journal of Microwave, 2010,26(4):1-6.)
[12] 崔旭东,吴卫东,唐永建. 基于合成超构材料的太赫兹调制器设计[J]. 信息与电子工程, 2011,9(3):274-276. (CUI
Xudong,WU Weidong,TANG Yongjian. A design of metamaterial -based THz modulator[J]. Information and Electronic Engineering, 2011,9(3):274-276.)
[13] Hu Sanming,Xiong Yongzhong,Zhang Bo,et al. A SiGe BiCMOS Transmitter/Receiver Chipset With On -Chip SIW Antennas
for Terahertz Applications[J]. IEEE Journal of Solid -state Circuits, 2012,47(11):2654-2664.
[14] Hacker J,Urteaga M,Lin R,et al. 400 GHz HBT Differential Amplifier Using Unbalanced Feed Networks[J]. IEEE
Microwave and Wireless Components Letters, 2012,22(10):536-538.
作者简介：
宋小全(1969-)，男，四川省乐山市
人，博士，研究员，主要研究方向为系统
工程、电子对抗、雷达信号和数据处理.
韩中生(1978-)，男，吉林省榆树市人，硕士，工
程师，主要研究方向为雷达与雷达对抗. 韦 震(1968-)，男，广西壮族自治区容县人，硕士，高级工程师，主要研究方向为微波技术.email: wcaoyu@https://www.wendangku.net/doc/a51537840.html, . 龙 方(1972-)，女，河北省遵化市人，硕士，研究员，主要研究方向为雷达信号处理. 王 禹(1975-)，男，辽宁省本溪市人，博士，工程师，主要研究方向为雷达技术.
临近空间用途及发展优势与潜力
一、临近空间的概念 临近空间是指介于普通航空飞行器最高飞行高度和天基卫星最低轨道高度之间的空域。天基卫星的最低轨道约为200km，航空飞机的最大飞行高度约为20km，但从应用上讲，由于100km以下为临近空间飞行器的主要活动区域，故在国内一般定义临近空间为离地球表面约20-120km的空域，美军定义为20-100km的空域。过去所称的“近空间”、“亚轨道”、“空天过渡区”、“亚太空”、“超高空”或“高高空”等区域，都是指临近空间。 图表临近空间区域划分 资料来源：产研智库 二、临近空间飞行器综述 所谓临近空间飞行器，顾名思义是指能够飞行在临近空间执行特定任务的一种飞行器，既能比卫星提供更多更精确的信息（相对于某一特定区域），并节省使用卫星的费用，又能比通常的航空器减少遭地面敌人攻击的机会。临近空间飞行器能快速飞行在敌方战区上空而不易被敌方防空监视系统发现，从而为作战指挥官提供不间断的监视情报，以增强其对战场情况的了解能力。部署这种高空飞行器，成本低、时间快，适合现代战争的需求。 图表临近空间飞行器的设计思想、特点与关键技术 资料来源：产研智库
三、临近空间飞行器发展优势 民用领域以通信监测领域为例，与卫星相比，临近空间飞行器造价明显低于卫星，载荷能力超过卫星的2倍，延迟时间、衰减更小，且可以多次回收、重复利用。 图表临近空间飞行器与通信卫星的比较优势 资料来源：产研智库 除此之外，临近空间飞行器还具有一下优势： （一）持续工作时间长。 传统飞机的留空时间以小时为单位，临近空间飞行器的留空时间则以天为单位，目前正在研制的临近空间平台预定留空时间长达6个月，规划中的后续平台预定留空时间可达1年以上，易于长期、不间断地获得情报和数据，可对紧急事件迅速做出响应，而且人员保障少、后勤负担轻。 （二）覆盖范围广。 临近空间飞行器的飞行高度在传统飞机之上，其侦察覆盖范围比传统飞机要广得多。 （三）生存能力强。 气球或软式飞艇的囊体采用非金属材料而且低速运行，雷达和热反射截面很小，传统的跟踪和瞄准办法不易发现。与传统飞机相比，气球或软式飞艇的缺点是：充灌氦气的时间较长，在充气时需要保持稳固，有时还需要占用机库；在放飞、通过平流层上升、下降、回收和放气的过程中，由于其庞大的体积，容易受到风和湍流的影响。 四、临近空间飞行器军事用途
临近空间低速飞行器螺旋桨技术
临近空间低速飞行器螺旋桨技术 杜绵银，陈培，李广佳，周波 (中国航天空气动力技术研究院，北京 100074) 摘要：临近空间飞行器因其显著特点和潜在的军、民两用价值而成为当前各国研究的热点。螺旋桨推进是低速临近空间飞行器的主要推进动力方式。本文介绍了临近空间发展、螺旋桨的发展及其在低速临近空间飞行器特别是高空飞艇及高空太阳能无人机上的应用，分析了低速临近空间飞行器螺旋桨设计、试验、制造的技术特点及技术难点。 关键词：临近空间；螺旋桨；平流层飞艇；高空长航时无人机 引言 未来战争是空天地海电磁五位一体的体系对抗，空天是重要的战略制高点，图1显示了各个高度范围人类研制和构想的各种空天飞行器。距地面20km以下的范围是传统航空器主要活动区域，100km以上的太空则是航天器的运行空间。而介于两者之间即20~100km的临近空间，该空域大气稀薄、气象活动较弱包括了大气层中对流层顶、平流层、中间层和热层下边界，由于技术和认识上的原因，长期以来是一个相对独立的“和平地带”，各国均未给予太多关注。目前，随着航空航天技术的统一和融合，临近空间作为一个新兴的技术领域，其重要的战略价值日益受到世界各国的高度重视。美国、俄罗斯、欧洲、韩国、英国、日本、以色列等国家纷纷投入大量的经费，积极开展临近空间飞行器的技术与应用研究。但从发展总体水平上看，国外临近空间飞行器技术仍处于关键技术攻关与演示验证阶段，要获得较高的军用价值仍需实现关键技术上的突破[1]。 图1 空间飞行器概念示意图 临近空间飞行器特指能在近空间作持续飞行并完成一定使命的飞行器，具有突防能力强生存力高和应用范围广的特点，能执行快速远程投放、侦察、监视、预警、通信中继、导航和信息干扰等诸多任务[2-3]。按飞行速度，临近空间飞行器可分为高速飞行器和低速飞行器两类。临近空间高速飞行器又可分为超声速和高超声速飞行器，飞行高度涵盖20~100km，一般以火箭或吸气式发动机为动力，主要包括超声速飞机和巡航导弹，高超声速巡航导弹、高超声速滑翔导弹和可重复使用的空天飞行器等，如美国的X-43A（图2）。临近空间低速飞行器主要包括高空气球、平流层飞艇（图3）和高空长航时无人机（图4）等，飞行高度约20~30km，飞行速度为低速和亚声速。 图 2 X-43A 图3 洛马公司的高空飞艇想象图 图4探路者高空长航时无人机 高空气球由于没有动力装置，易受风力影响，无法实现定点和机动，其应用价值有限。平流层飞艇和高空长航时无人机大多以太阳能电池和燃料电池提供能源，驱动螺旋桨产生推力来克服空气阻力。与传统飞机相比，留空时间长，覆盖范围广，制造和运行维护费用低；与卫星相比, 由于临近空间飞行器运行高度低,容易实现高分辨
临近空间飞行器特点及用途应用
专业经济研究智库 权威行业研究报告 一．临近空间飞行器基本概述及发展特点 （一）、临近空间的概念 临近空间是指介于普通航空飞行器最高飞行高度和天基卫星最低轨道高度之间的空域。天基卫星的最低轨道约为200km ，航空飞机的最大飞行高度约为20km ，但从应用上讲，由于100km 以下为临近空间飞行器的主要活动区域，故在国内一般定义临近空间为离地球表面约20-120km 的空域，美军定义为20-100km 的空域。过去所称的“近空间”、“亚轨道”、“空天过渡区”、“亚太空”、“超高空”或“高高空”等区域，都是指临近空间。 图表 临近空间区域划分 资料来源：产研智库 （二）、临近空间飞行器综述 所谓临近空间飞行器，顾名思义是指能够飞行在临近空间执行特定任务的一种飞行器，既能比卫星提供更多更精确的信息（相对于某一特定区域），并节省使用卫星的费用，又能比通常的航空器减少遭地面敌人攻击的机会。临近空间飞行器能快速飞行在敌方战区上空而不易被敌方防空监视系统发现，从而为作战指挥官提供不间断的监视情报，以增强其对战场情况的了解能力。部署这种高空飞行器，成本低、时间快，适合现代战争的需求。 图表 临近空间飞行器的设计思想、特点与关键技术
资料来源：产研智库 （三）、临近空间飞行器发展优势 民用领域以通信监测领域为例，与卫星相比，临近空间飞行器造价明显低于卫星，载荷能力超过卫星的2倍，延迟时间、衰减更小，且可以多次回收、重复利用。 图表临近空间飞行器与通信卫星的比较优势 资料来源：产研智库 除此之外，临近空间飞行器还具有一下优势： （一）持续工作时间长。 传统飞机的留空时间以小时为单位，临近空间飞行器的留空时间则以天为单位，目前正在研制的临近空间平台预定留空时间长达6个月，规划中的后续平台预定留空时间可达1年以上，易于长期、不间断地获得情报和数据，可对紧急事件迅速做出响应，而且人员保障少、后勤负担轻。 （二）覆盖范围广。 临近空间飞行器的飞行高度在传统飞机之上，其侦察覆盖范围比传统飞机要广得多。 （三）生存能力强。 气球或软式飞艇的囊体采用非金属材料而且低速运行，雷达和热反射截面很小，传统的跟踪和瞄准办法不易发现。与传统飞机相比，气球或软式飞艇的缺点是：充灌氦气的时间较长，在充气时需要保持稳固，有时还需要占用机库；在放飞、通过平流层上升、下降、回收和放气的过程中，由于其庞大的体积，容易受到风和湍流的影响。 二、临近空间的用途应用
四轴飞行器作品说明书
四轴飞行器作品说明书
四轴飞行器在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四轴飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四轴飞行器的一个实现方案，软件算法，包括加速度计校正、姿态计算和姿态控制三部分。校正加速度计采用最小二乘法。计算姿态采用姿态插值法、需要对比这三种方法然后选出一种来应用。控制姿态采用欧拉角控制或四元数控制。 关键词：四轴飞行器；姿态；控制
1.引言 (1) 2.飞行器的构成 (1) 2.1.硬件构成 (1) 2.1.1.机械构成 (1) 2.1.2.电气构成 (3) 2.2.软件构成 (3) 2.2.1.上位机 (3) 2.2.2.下位机........... . (4) 3.飞行原理........... ................................ (4) 3.1. 坐标系统 (4) 3.2.姿态的表示 (5) 3.3.动力学原理 (5) 4.姿态测量........... ................................ (6) 4.1.传感器校正 (6) 4.1.1.加速度计和电子罗盘 (6) 5.姿态控制 (6) 5.1.欧拉角控制 (6) 5.2.四元数控制 (7) 6.姿态计算 (7) 7.总结 (8) 参考文献 (9)
1.引言 四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着MEMS传感器、单片机、电机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器成为航模界的新锐力量。到今天，四轴飞行器已经应用到各个领域，如军事打击、公安追捕、灾害搜救、农林业调查、输电线巡查、广告宣传航拍、航模玩具等。 目前应用广泛的飞行器有：固定翼飞行器和单轴的直升机。与固定翼飞行器相比，四轴飞行器机动性好，动作灵活，可以垂直起飞降落和悬停，缺点是续航时间短得多、飞行速度不快；而与单轴直升机比，四轴飞行器的机械简单，无需尾桨抵消反力矩，成本低。 本文就小型电动四轴飞行器，介绍四轴飞行器的一种实现方案，讲解四轴飞行器的原理和用到的算法，并对几种姿态算法进行比较。 2.飞行器的构成 四轴飞行器的实现可以分为硬件和软件两部分。比起其他类型的飞行器，四轴飞行器的硬件比较简单，而把系统的复杂性转移到软件上，所以本文的主要内容是软件的实现。 2.1.硬件构成 飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。 2.1.1.机械构成 机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是碳纤维材料的机架。电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上，迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正桨，四个桨的中心连成的正方形，正桨反桨交错安装。 CA D设计机架如图：
临近空间飞行器
临近空间飞行器 一、临近空间飞行器的基本概念 临近空间(Near space) 通常是指距地表20～100千米处的空域，其下面的空域我们通常称为“天空”，是传统航空器的主要活动空间；其上面的空域就是我们平常说的“太空”，是航天器的运行空间。临近空间区域包括大气平流层（高度12-50千米）的大部分区域，中间大气层区域（高度50-80千米）和部分电离层区域（高度60-100千米）。 临近空间的显著特点包括：空气相对稀薄；环境压力低；环境温度变化复杂；臭氧和太阳辐射强；20-40千米区域平均风速最小。目前“临近空间”这个词只是一个学术概念，还没有公认的“官方定义”，对其的称呼也有很多种，如“近空间”、“亚轨道”或“空天过渡区”，美国也有人称之为“横断区”，而我国学术界过去则有“亚太空”、“超高空”、“高高空”等称呼。 临近空间飞行器是指高于普通飞行器飞行空间，而低于轨道飞行器运行空间区域的飞行器，主要包括能在近空间作长期、持续飞行的低动态飞行器，和具有高动态（马赫数大于1.0）的亚轨道飞行器或在临近空间飞行的高超声速巡航飞行器。 临近空间飞行器具有航空、航天飞行器所不具有的作用，特别是在通信保障、情报收集、电子压制、预警等方面极具发展潜力。 二、临近空间飞行器的特点 临近空间飞行器的应用前景十分广阔。在民用上可以进行高空大气研究、天气预报、环境及灾害监测、交通管制监测、电信和电视服务。在军事上可用于国界巡逻、侦察、通信中继、电子对抗等，在空间攻防和信息对抗中能发挥重要作用，进一步促进空天一体化的发展，
特殊的战略位置将为未来战争开辟了一个新的战场。其发展和应用将可能对未来整个作战体系和作战思维产生重大而深远的影响。 临近空间飞行器在应用上不同于一般的飞机和卫星，具有一些显著的特点，主要表现在以下几个方面： （1）与传统飞机相比，临近空间飞行器持续工作时间长。传统飞机的留空时间以小时为单位，临近空间飞行器的留空时间则以天为单位，目前正在研制的临近空间平台预定留空时间长达6个月，规划中的后续平台预定留空时间可达1年以上，易于长期、不间断地获得情报和数据，可对紧急事件迅速做出响应，而且人员保障少、后勤负担轻。 （2）覆盖范围广。临近空间飞行器的飞行高度在传统飞机之上，其侦察覆盖范围比传统飞机要广得多。 （3）生存能力强。气球或软式飞艇的囊体采用非金属材料而且低速运行，雷达和热反射截面很小，传统的跟踪和瞄准办法不易发现。与传统飞机相比，气球或软式飞艇的缺点是：充灌氦气的时间较长，在充气时需要保持稳固，有时还需要占用机库；在放飞、通过平流层上升、下降、回收和放气的过程中，由于其庞大的体积，容易受到风和湍流的影响。 （4）飞行高度适中。临近空间飞行器由于飞行高度介于飞机和卫星之间，因此在对地观察分辨率、电子对抗效果等方面优于卫星，而在通信服务覆盖范围、侦察视场范围等方面优于飞机。 （5）部署速度快、机动能力强。卫星的发射准备周期长，约40天，机动变轨次数有限。而临近空间飞行器结构简单，可大量部署，准备时间往往不超过一天，实时性好，威胁作用大。（6）低速临近空间飞行器大量采用全复合材料，没有大尺寸高温部件，具有低可探测性，而且飞行速度较高，目前世界上尚缺乏有效对抗临近空间飞行器的武器。 （7）低速临近空间飞行器飞行高度高，视场大；高速临近空间飞行器不仅飞行高度高，而且速度快，突防能力强。因而临近空间飞行器在战场信息控制和快速精确打击等方面具有很强的威慑作用。可实现局部快速响应和持久部署。一些低速临近空间飞行器处于区域气流稳定，平均风速小，可实现红外凝视的监视侦察，在局部区域的时间分辨率方面，是飞机和卫星不可比拟的。 （8）载荷能力强，效费比高。临近空间飞行器可作为卫星廉价的替代品。用于中继通信和侦察。临近空间飞行器的制作和使用费用远低于现有的无人驾驶飞机和卫星。飞行平台的载荷能力大，飞行器可返回，可重复使用，载荷可维修，可更换。与卫星相比，临近空间飞行器具有效费比高、机动性好、有效载荷技术难度小、易于更新和维护。此种飞行器距目标的距离一般只是低轨卫星的1／10～1／20，可收到卫星不能监听到的低功率传输信号，容易实现
临近空间飞行器表面波等离子体推进新原理
临近空间飞行器表面波等离子体推进新原理 荆志波，江滨浩 哈尔滨工业大学电气工程系，哈尔滨（150001） E-mail: jingzhiboqust@https://www.wendangku.net/doc/a51537840.html, 摘要：针对临近空间大气容易实现放电形成等离子体的天然环境条件，根据流体力学伯努利原理、等离子体中的粒子和波之间共振效应和表面波与定向运动等离子体流之间存在着自恰的耦合关系，本文提出临近空间飞行器表面波等离子体推进的新原理。该原理具有响应速度快、推力可调、机动性强等特点。 关键词：临近空间；伯努利原理；表面波等离子体；波－粒子共振效应 中图分类号：O53 1引言 近年来，临近空间特殊的战略价值受到了许多国家的重视。飞艇类浮空器具有驻空时间长、载重量大、生存能力强、预警功能强、侦察视野广、效费比高等优点，各航天大国纷纷开展以飞艇为主的浮空器平台的研究和应用[1]。飞艇所处的平流层环境比较特殊和复杂，一方面大气稀薄，另一方面风速、风向变化频繁[2]。面向我国未来临近空间信息作战平台的需求，为了使飞艇以较高精度实现定点悬停或低速飞行，从而完成较长时间（半年以上）的预警侦察任务，要求推进装置能克服大气阻力，并能根据周围气流变化情况实现推力的连续可调；升浮控制装置能以较快的响应速度使飞艇升降及时避开强气流区；姿控装置能以较高的精度调整飞艇的姿态，以精确调节飞艇的航向及太阳能电池帆板的接收角度。 目前，美国、日本和以色列在平流层飞艇的推进技术等关键技术研究方面处于世界领先地位[3]。所设计的飞艇几乎都采用电动螺旋桨作为主推进器来抵消风力，实现位置修正、姿态调整和巡航飞行；飞艇升浮控制则都是通过调节气囊中主、副舱之间氦气和空气的体积比来实现。如美国洛克希德·马丁公司的高空飞艇采用了四台电动马达驱动的推力矢量大型双螺旋桨作为推进器[4]；日本与美国合作于2005年升空的高空通信平台上的充氦飞艇则采用了由尾部和两舷的螺旋桨提供的驱动力来做位置保持[5]；以色列飞机工业公司(IAI)研制的巨型侦察飞艇也已经在21km高度试飞成功，通过艇身后部的电动机带动螺旋桨进行巡航飞行[6]。最近，NASA从未来发展的角度发表了论证报告[7]，提出在“临近空间”的相对较低高度采用螺旋桨推进比较合适，但是当进一步提高工作高度时使用等离子推进器就相对比较合适，图1表明等离子体推进的适用空域要高于电动螺旋桨的高度，其根本原因在于，当海拔越来越高时，大气变得越来越稀薄，容易实现电离，采用空气动力学的方式推进不如等离子体推进有效。 驻空类临近空间飞行器的主要特点有以下三个： （1）翼展大、表面积大，因而其表面覆盖的太阳能电池帆板供给的电能相对充足，如美国MDA公司设计的试验型高空飞艇表面积约23550m2，提供的最大电功率为75kW，因此其产生的电能供飞艇内部的有效载荷使用后还有较多的剩余[4]。 （2）周围的空气介质非常稀薄，如在30km高空，气压约1200Pa；在40km高空，气压则降到约280Pa[8]；低气压条件下容易放电形成等离子体。 （3）相比大气层内飞行器，其工作时间很长，通常达半年以上，平台自重很大。
第六届华中地区大学生数学建模邀请赛问题1.飞行器空间坐标修正
第六届华中地区大学生数学建模邀请赛 题目：飞行器空间坐标修正 【摘要】 飞行器的导航问题越来越受到人们的重视，它对精度的要求非常之高，我国通过激光引导和北斗导航系统来提高导弹等的定位导航精度然而由于噪声干扰和仪器精度问题使得飞行器的坐标观测值存在一定误差，随着时间的推移，误差逐渐积累会变得越来越大，这会严重影响飞行器的导航精度，因此修正坐标误差非常必要。 本文在分析了各物理量的关系的基础上，经过严密地推导，得出各个轴方向上的位移与其对应速度的修正之后的函数关系，据此建立了相关的数学模型并通过评价说明了模型的合理性和科学性。 对于问题一：噪声信号的干扰对飞行器空间坐标的观测值造成误差，通常采用联邦卡尔曼滤波的方法或者通过坐标变换用雅各比行列式来修正噪声干扰带来的误差。 对于问题二：另外观测数据的仪器误差可以均值法或者迭代均值法来消减。 关键词：联邦卡尔曼，坐标变换，雅各比行列式，迭代均值
目录 一问题重述 (3) 1.1问题背景 (3) 1.2问题提出 (3) 二模型假设 (4) 三符号说明与名词解释 (4) 四问题分析 (4) 4.1问题一分析 (4) 4.2问题二分析 (6) 五模型建立与求解 (7) 5.1问题一模型 (7) 5.2问题二模型 (11) 六模型评价 (13) 七模型的改进 (13) 参考文献 (14)
一问题重述 1.1问题背景 飞行器的导航精度问题一直是航空航天领域研究的重要课题，惯性导航系统是一种不依赖于任何外部信息的自主式导航系统，在航空航天领域起着越来越重要的作用。由于其系统结构误差、惯性测量部件误差、标度系数误差等因素的影响，惯性导航系统的积累误差随着时间的推移而逐渐增大，这一问题严重影响到航空航天技术的发展。目前关于定位精度的研究成果主要是从物理技术(例如红外测距)方面来提高定位的精度，近年来，围绕定位坐标精度问题的相关研究也渐渐展开。因此进一步研究飞行器空间坐标修正方法有重要的理论意义和应用价值。本题的目标是利用数学的方法对飞行器的误差进行修正，并利用结果进行飞行器的仿真。 1.2问题提出 某一观测站测得飞行器空间位置(假设观测站为坐标原点)X(x、y、z)，飞行器的飞行速度V(x轴、y轴、z轴),飞行器与观测站之间的偏向角α，俯仰角θ以及观测数据的时间间隔t。所给的各项数据均含有一定的误差，其中观测站的坐标 (0,0,0)不含误差，飞行器的坐标（观测值）可能含有较大误差。请根据所给数据进行如下工作：问题一：飞行器坐标的数据为观测值，由于电子仪器的精度和噪声干扰等，含有一定的误差波动，建立数学模型对飞行器坐标观测值的随机波动误差进行修正。 问题二：由于观测数据的仪器误差，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移，建立数学模型，对飞行器的坐标的这种误差进行修正。(提示：在短时间内，可以视为飞行器坐标含有一定的常量误差，或者飞行器的这种误差是线性变化的)。 问题三：结合具体的飞行器给出误差修正方案。
航空器和航天器分类
航空器是怎样分类的，各类航空器又是如何细分的？航天器是怎样分类的？各类航天器又是如何细分的？ 答：一、航空器根据产生向上力的基本原理的不同，航空器可划分为两大类：轻于空气的航空器和重于空气的航空器，前者靠空气静浮力升空，又称浮空器；后者靠空气动力克服自身重力升空。 根据构造特点还可进一步分为下列几种类型：（1）轻于空气的航空器。分为气球和飞艇。轻于空气的航空器的主体是一个气囊，其中充以密度较空气小得多的气体（氢或氦），利用大气的浮力使航空器升空。①气球②飞艇（2）重于空气的航空器。重于空气的航空器。重于空气航空器的升力是由其自身与空气相对运动产生的，分为固定翼航空器、旋翼航空器、扑翼机以及倾转旋翼机.①固定翼航空器。固定翼航空器又分为飞机和滑翔机。飞机是最主要的、应用范围最广的航空器。它的特点是装有提供拉力或推力的动力装置，产生升力的固定，控制飞行姿态的操纵面；滑翔机与飞机的根本区别是，它升高以后不用动力而靠自身重力在飞行方向的分力向前滑翔，虽然有些滑翔机装有小型发动机（称为动力滑翔机），但主要是在滑翔飞行前用来获得初始高度。②旋翼航空器主要由旋转的产生升力，分为直升机和旋翼机。直升机的旋翼是由发动机驱动的，升力和水平运动所需的拉力都由旋翼产生。而旋翼机是一种利用前飞行时的相对气流吹动旋翼自转以产生升力的旋翼航空器。③扑翼机。扑翼机又名振翼机。它是人类早期试图模仿鸟类飞行而制造的一种航空器。它用像飞鸟翅膀那样扑动的翼面产生升力和拉力。④倾转旋翼机，倾转旋翼机是一种同时具有旋翼和固定翼，并在机翼两侧翼梢处各装有一套可在水平与垂直位置之间转动的旋翼倾转系统组件的飞机。 二、航天器是指在地球大气层以外的宇宙空间，基本按照天体力学的规律运动的各类飞行器，又称空间飞行器。航天器分为无人航天器和载人航天器。 按照各自的用途和结构形式，航天器还可以进一步细分。（1）无人航天器。无人航天器包括人造地球卫星和空间探测器。①人造地球卫星。人造地球卫星是数量最多的航天器。按照卫星的用途，又可分为科学卫星、应用卫星和技术试验卫星。②空间探测器。空间探测器是指对月球和月球以外的天体和空间进行探测的无人探测器，也称深空探测器。分为月球探测器以及行星和行星际探测器。（2）载人航天器。载人航天器分为载人飞机、空间站、航天飞机、空天飞机。①载人飞机。载人飞机是载乘航天员的航天器，又称宇宙飞船。按照运行方式的不同，分为卫星式载人飞船和登月载人飞船两类。②空间站。空间站是航天员在太空轨道上生活和工作的基地，又称轨道站和航天站③航天飞机。航天飞机是是世界上第一种也是唯一一种可重复使用的航天运载器，还是一种多用途的载人航天器④空天飞机。 1
四旋翼飞行器的姿态解算小知识点
1、惯性测量单元IMU(InertialMeasurement Unit) 姿态航向参考系统AHRS(Attitude and Heading Reference System) 地磁角速度重力MARG(Magnetic, Angular Rate, and Gravity) 微机电系统MEMS(Micro Electrical Mechanical Systems) 自由度维数DOF(Dimension Of Freedom) 无人驾驶飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicle) 扩展卡尔曼滤波EKF(Extended Kalman Filter) 无损卡尔曼滤波UKF(Unscented Kalman Filter) 惯性导航系统INS(Inertial Navigation System) 全球导航卫星系统GNSS(Global Navigation Satellite System) 天文导航系统CNS(Celestial Navigation System) 可垂直起降VTOL(Vertical Take-off and Landing) 2、常见的导航系统：惯性导航、天文导航、卫星导航、路标导航、无线电导航、推算导航、组合导航。 3、有两个基本坐标系：“地理”坐标系和“载体”坐标系。”地理”坐标系指的就是地球上的“东北天（ENU）”坐标系，而“载体”坐标系值的就是四轴自己的坐标系。 4、在“地理”坐标系中，重力的值始终是（0，0，1g），地磁的值始终是（0，1，x）。这些值就是由放置在四轴上的传感器测量出来的。 5、“地理”坐标系和“载体”坐标系是两个不同的坐标系，需要转化。转化的方法就是坐标系的转换，目前有三种方式：四元数（q0123）、欧拉角（yaw（Z轴）/ pitch（Y轴）/roll（X 轴）属于其中一种旋转顺序Z-Y-Xà航空次序欧拉角）、方向余弦矩阵（9个系数）。 6、所谓的姿态，就是公式+系数。比如：欧拉角公式和欧拉角的系数（翻滚、倾仰、偏航） 7、姿态的数据来源有5个：重力、地磁、陀螺仪、加速度计、电子罗盘。其中前两个来 自“地理”坐标系，后三个来自“载体”坐标系。 8、导航的基本原则就是保证两个基本坐标系的正确转化，没有误差。只有实现了这个原则，载体才可以在自己的坐标系中完成一系列动作而被转换到地理坐标系中看起来是正确的。为了达到这个目标，需要对两个坐标系进行实时的标定和修正。因为坐标系有三个轴，偏航yaw修正由电子罗盘（基于载体）、地磁（基于地理）对比修正误差补偿得到。倾仰pitch 和翻滚roll上的修正由加速度计（基于载体）、重力（基于地理）对比修正误差得到。在完成了基本原则的基础之后，即保证两个坐标系的正确转化后，利用基于载体上的陀螺仪进行积分运算，得到基于载体坐标系的姿态数据，经过一系列PID控制，给出控制量，完成基 于载体坐标系上的稳定控制后，反应到地理坐标系上的稳定控制，从而达到我们观察到的定高、偏航、翻滚、倾仰等动作。 对于上述论述可以看出，导航姿态从理论上讲只用陀螺仪是可以完成任务的。但是由于陀螺仪在积分过程中会产生误差累计，外加上白噪声、温度偏差等会造成导航姿态的解算随着时
飞行器坐标
飞行器空间坐标修正 摘要 随着科技的快速发展，人们追求着精益求精。毋庸置疑，精确度问题成了热点问题。特别，高精度要求的航空航天领域对精度的研究更是有很重要的理论意义和应用价值。本题的目的是利用数学的方法对飞行器的测量数据进行坐标修正，使得飞行器的空间坐标位置更加精确。 针对问题一，主要产生误差的原因是电子仪器的精度和噪声干扰等。由于仪器精读造成的误差无法消除，在这里我们只考虑噪声的干扰，可以采用迭代均值法，卡尔曼滤波器模型对坐标数据进行了误差修正。 针对问题二，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移。通过问题一的修正后的数据，采用vx,vy的坐标变换法，对（vx，vy，vh）进行变换并将它与所测数据进行比较，并进行数据融合对数据进行第二次修正。 针对问题三，我们选择的具体飞行器为无人机。由飞行器运动方程，推导出斜距与飞行状态之间的关系。在根据所测数据，利用kalman滤波方法可得斜距估计。根据实际值、最优估计值和GPS推算值进行数据融合，对空间坐标修正。在将结果进行无人机仿真表明，使用此模型可以是无人机的空间坐标位置得到很好的修正，位置更精确。 关键词：迭代均值法 kalman滤波坐标变换法飞行器运动方程数据融合 一．问题的重述 随着科学技术的高速发展，飞行器得到越来越广泛的运用，而飞行器的导航精度问题一直是航空航天领域研究的重要课题，惯性导航系统是一种不依赖于任何外部信息的自主式导航系统，在航空航天领域起着越来越重要的作用。由于其系统结构误差、惯性测量部件误差、标度系数误差等因素的影响，惯性导航系统的积累误差随着时间的推移而逐渐增大，这一问题严重影响到航空航天技术的发展。目前关于定位精度的研究成果主要是从物理技术(例如红外测距)方面来提高定位的精度，近年来，围绕定位坐标精度问题的相关研究也渐渐展开。因此进一步研究飞行器空间坐标修正方法有重要的理论意义和应用价值。本题的目标是利用数学的方法对飞行器的误差进行修正，并利用结果进行飞行器的仿真。 附录表一中给出的数据是飞行器的空间位置坐标以及其在空间的速度，还有飞行器与观测站之间的偏向角和俯仰角。其中除了观测站的位置坐标（0,0,0）是准确，其余的数据均有一定的误差，请对给出的数据进行以下三项工作： 1.飞行器坐标的数据为观测值，由于电子仪器的精度和噪声干扰等，含有一定的误差波动，建立数学模型对飞行器坐标观测值的随机波动误差进行修正。 2.由于观测数据的仪器误差，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移，建立数学模型，对飞行器的坐标的这种误差进行修正。(提示：在短时间内，可以视为飞行器坐标含有一定的常量误差，或者飞行器的这种误差是线性变化的)。 3.结合具体的飞行器给出误差修正方案。