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惯性多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真

编号南京航空航天大学毕业论文

题目惯性/多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真

学生姓名陈雨

学号030510427

学院自动化学院

专业电气工程与自动化班级0305104

指导教师赖际舟副教授

二〇〇九年六月

南京航空航天大学

本科毕业设计(论文)诚信承诺书本人郑重声明:所呈交的毕业设计(论文)(题目:)是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的成果。尽本人所知,除了毕业设计(论文)中特别加以标注引用的内容外,本毕业设计(论文)不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。

作者签名:年月日

(学号):

惯性/多普勒组合导航系统的量测误差分析

摘要

论文首先分析了多普勒导航系统的基本原理及其论证方法,接着分析了惯性/多普勒导航系统的组合方法,阐述总结了多普勒测速仪的基本构成。接着对多普勒导航系统在测速误差仿真中用到的几个关系式进行了推导,然后对多普勒导航系统中的测速误差进行了研究,提出了多普勒导航系统在测速过程中所存在的随机误差和方法误差,论文最后设计了惯性/多普勒组合导航系统量测误差的建模和仿真,实现了惯导和多普勒导航系统的组合。

论文主要研究了多普勒雷达导航系统的测速误差,对测速误差进行了细化和分类,利用MATLAB对多普勒导航系统的测速误差进行了仿真建模和分析,然后对惯性/多普勒组合导航系统定位进行了仿真分析。

关键词:多普勒导航,测速误差,组合导航,卡尔曼滤波

INS/DNS measurement error analysis

Abstract

Doppler paper first analyzes the basic principles of navigation systems and its proof methods, followed by an analysis of INS / Doppler navigation system, a combination of methods, are summarized on the Doppler velocimetry of the basic component. Doppler navigation system and then on the error in the gun used in a number of simulation relations have been derived, and then on the Doppler velocimetry in the navigation system errors, the study, the Doppler navigation system in the gun the course of the existence of random error and methods of error, the final paper is designed INS / Doppler navigation system of measurement error modeling and simulation, the realization of the inertial navigation and Doppler navigation system comb ination.

Paper studied the Doppler radar navigation system Speed error, error of the gun and classification refinement using MATLAB on Doppler velocimetry of the navigation system errors, the simulation modeling and analysis, and then to the INS / Doppler navigation system for the simulation analysis orientation.

Key words:Doppler navigation;gun error;navigation,Kalman filter

目录

摘要 (i)

Abstract ................................................................................................................................................ i i 第一章绪论................................................................................................................................. - 1 -

1.1多普勒导航系统概述........................................................................................................ - 1 -

1.2 惯性/多普勒组合导航系统 ............................................................................................. - 3 -

1.3 本文所做的工作............................................................................................................... - 4 - 第二章惯性/多普勒组合导航系统 ............................................................................................. - 5 -

2.1 多普勒导航系统的基本工作原理................................................................................... - 5 -

2.2惯性/多普勒组合导航系统 .............................................................................................. - 8 -

2.3卡尔曼滤波在组合导航中的应用.................................................................................... - 9 - 第三章多普勒导航系统的量测误差分析............................................................................... - 12 -

3.1 多普勒测速仪的组成结构............................................................................................. - 12 -

3.2 多普勒导航系统的测速实现......................................................................................... - 12 -

3.3 多普勒导航系统的量测误差分析................................................................................. - 13 -

3.3.1 多普勒测量装置的工具误差............................................................................... - 13 -

3.3.2 飞机姿态引起的多普勒测速误差....................................................................... - 15 -

3.3.3 测速仪记忆状态飞行时产生的误差................................................................... - 16 - 第四章多普勒导航系统的测速误差仿真方案设计与实现................................................... - 17 -

4.1 仿真总体方案设计......................................................................................................... - 17 -

4.2 多普勒导航仿真系统设计............................................................................................. - 17 -

4.3 惯性/多普勒组合导航系统仿真设计 ........................................................................... - 19 - 第五章仿真结果与分析........................................................................................................... - 20 -

5.1 仿真初始设定................................................................................................................. - 20 -

5.2 仿真结果与分析............................................................................................................. - 20 -

5.2.1 多普勒导航系统测速误差仿真曲线................................................................... - 20 -

5.2.2 惯性/多普勒组合导航系统仿真结果与分析 ..................................................... - 24 -

第六章工作总结与展望........................................................................................................... - 25 -

6.1 工作总结......................................................................................................................... - 25 -

6.2 工作展望......................................................................................................................... - 25 - 参考文献................................................................................................................................. - 26 -

第一章绪论

1.1多普勒导航系统概述

多普勒导航系统是一种自主导航系统[1],即无需地面导航标、无需地面导航设备与之配合工作,而仅靠安装在载体(飞机、卫星、导弹等)上的导航设备,就可以确定出载体当前位置的一种导航系统。现代飞行器的导航和控制过程,要求连续地和自动地确定飞行器相对于地面的运动速度、运动方向和飞行器所在位置的瞬变坐标。为了保证宇宙飞行器在月球和其他星球上软着陆,必须测量飞行器速度矢量的分量。载体上利用多普勒效应的自主雷达装置和系统,在成功地完成着这些任务。最初建议利用多普勒效应测量飞机的速度是在四十年代初期。在这方面以测量飞机地速和偏流角为目的的系统的研究工作是在战后年代开始的。五十年代初,在实际飞行条件下取得了第一批积极成果。这些研究和以后所做的工作,导致了制造一系列的多普勒导航装置,这些装置在飞机、直升飞机和气垫船上,最近又在宇宙飞行器上都得到了广泛应用。这是由于多普勒装置的自主性好、精度高,使用性能好和价格比较低的原因所致。目前,自主多普勒装置和导航系统已用来测量飞行器的地速、偏流角和速度矢量分量,确定它们所在位置的坐标以及用于自动控制飞行;测量风速,保证宇宙飞行器的软着陆以及完成其他一系列任务。多射束多普勒装置的发展,给利用多普勒装置在反射表面上空飞行的飞行器增添飞行高度测量以及确立反射面的垂线开辟了可能性。

自主导航体制很早以前就已在飞机上得到了使用[2]。例如,可以利用由真空速表得出的飞机的真空速,由机上罗盘得出的航向数据,配合以飞行员预知的风速和风向,借助于导航计算机,首先求出飞机的地速,然后对地速求时间积分,从而得出飞机沿其航线飞行过的距离。可以看出,早期自主导航的精度是由各敏感元件输入数据的精度决定的,由于在飞机上不能直接测得当地的风速和风向,加以空速表提供的空速数据也是很不准确的,因而所能得到的导航精度比较差。

但是,正如上面指出过的,早期的这类导航系统准确度低的原因在于一些敏感元件输入的起始数据的精度低,而并不是这种导航方式所依据的工作原理限制了它的精度。因而在以后的一些年代中,在大量采用非自主导航系统的同时,对这类自主导航系统的改进也给予了

很大的关注。改进的着眼点首先在于如何能在飞机上得到准确的飞机地速数据,而多普勒雷达正好能提供高精度的地速和偏流数据[3],因而使这类自主导航系统的精度得到了显著提高。利用多普勒导航雷达作为敏感元件的自主导航系统称为多普勒导航系统,其方框图如图所示。

预定航线

惯性多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真

图1.1 多普勒导航系统

多普勒导航系统的工作原理和早期的自主导航系统的工作原理是完全一样的,都是对飞机的地速矢量求时间积分来得到飞机飞行过的距离和当前位置。它们的差异在于,在多普勒导航系统中,是利用多普勒雷达作为敏感元件,直接给出飞机的地速模数和偏流角,以代替早期在自主导航系统中由人装定的风速、风向和空速表的空速数据换算得到的地速。这样,由于多普勒雷达有着很高的测量精度,因而克服了早期系统中由于起始数据精度低而引起的系统导航精度低的缺点。

多普勒雷达测量得到的是以天线坐标系为参考坐标的飞机速度和偏流[4],而导航所需要的是飞机在地面坐标系中的数据,因而引入航向基准和垂直基准来对之进行坐标转换。计算机则对转换后所得的地速进行时间积分,以求出飞机的当前位置。与早期的自主导航系统一样,在引入目的地或中转点的位置坐标后,它可以提供到达目的地的距离、沿规定航线飞行的横向偏差、以及到达目的地的飞行时间。必要时,还可以提供当时当地的风速和风向等数据。

多普勒导航系统的主要优点是[5]:能进行完全自主的导航,不需要任何陆基或星基的支持;反映快速,飞行前不需要调整和预热,使用方便简单;由于雷达波束很窄,且以很小的角度指向地面,所以发射功率小且不易被探测和干扰,因而隐蔽性和抗干扰性好;测得的平

均速度的精度很高,且几乎可全天候工作。但也存在如下缺点[6]:需要外部的航向信息源;需要内部外部的垂直基准信息,以便把速度信息变换到地球参考坐标系上;定位误差随时间积累,也就是定位精度随时间的增加而变差;在平坦的沙漠、平静的水面以及海面上空工作时,其性能和精度恶化。

1.2 惯性/多普勒组合导航系统

惯性/多普勒组合导航系统是以惯性导航系统为主,以多普勒测速雷达作为辅助测量手段,采用卡尔曼滤波技术设计的一种组合导航系统[7]。由多普勒导航的特点可知,多普勒导航雷达的工作离不开惯性系统的支持,因为惯性导航能够提供多普勒雷达所需的垂直基准和航向信息。如果没有此垂直基准和航向信息,多普勒雷达就无法实现导航定位。所以,惯性导航与多普勒导航理所当然成为最早的组合导航系统。

惯性导航和多普勒导航都是自主式导航系统,工作时都不需要任何外部陆基或星基设备的支持。组合后虽然不能说完全隐蔽性工作(因要向地面辐射信号,以获得多普勒测量),但由于多普勒雷达的波束很窄,且以很陡的角度向地面辐射,所以很难对其实施欺骗和干扰。因此,惯性/多普勒组合导航系统特别适合于军事应用场合。所以,该组合系统不仅有助于常规的惯性导航初始对准,还能实施空中对准,以提高快速反映能力。然而,由于惯性导航和多普勒导航都是推算导航系统,在组合后给出的位置信息中,积累误差完全被消除。

惯性/多普勒组合导航系统可以看作全自主式的,它很有军事应用价值[8],比如在70年代,美国的E-2C预警机上就采用惯性/多普勒组合导航系统。我们知道,多普勒导航雷达的主要用户是直升机以及动态机动较小的运输机、轰炸机、和侦察机等。至于动态机动较大的战斗机是不宜使用的,因为根据多普勒测速原理,大的动态机动会使它丧失测速功能。总之,凡是用于配装多普勒导航雷达的飞机都能够使用惯性/多普勒组合导航系统。

本文利用卡尔曼滤波技术对惯导和多普勒导航进行组合[9]。在上世纪60年代以前,组合导航系统一般都采用频率滤波的方法或古典自动控制中校正的方法,具体的形式是环节校正[10]。60年代以来,组合导航系统开始采用卡尔曼滤波技术。即在两个(或两个以上)导航系统输出的基础上,利用卡尔曼滤波去估计系统的各种误差(称为误差状态),因此,利用卡尔曼滤波进行组合的方法常称为最优组合方法。卡尔曼滤波理论是1960年由美国工程师卡尔曼提出的,现已成功用于高精度组合导航系统中。从本质上讲,卡尔曼滤波器是基于测量模型的已知统计特性意义下的最优融合估计[11]。一般地,如果系统具有确定的数学模型,且系统

噪声和量测噪声是高斯分布的白噪声,那么卡尔曼滤波就能提供融合数据的唯一统计意义下的最优估计。

1.3 本文所做的工作

本文专注于多普勒导航系统的测速误差研究。本文第二章主要介绍了多普勒导航系统的基本工作原理,多普勒效应及其推导,多普勒频谱分析,多普勒测速装置的介绍,基本关系式推导和多普勒测速误差分析。第三章主要介绍了惯性/多普勒组合导航系统。第四章主要介绍了惯性/多普勒组合导航系统量测误差的仿真方案与实现。第五章主要是惯性/多普勒组合导航系统量测误差的仿真结果与分析。本文最后一章——第六章主要是对此毕业设计的工作总结与展望。

第二章 惯性/多普勒组合导航系统

2.1 多普勒导航系统的基本工作原理

多普勒效应的实质是在辐射振荡源和接收器之间存在相对运动时,接收点所接收到的辐射振荡的频率与辐射源辐射的频率是不相同的,两者之差和辐射源与接收器之间的相对径向运动速度成比例,通常将这一频率差称为多普勒频移[12]。因此,当辐射源与接收器之间存在相对运动时,这一相对运动的径向速度分量是和多普勒频移成正比的。测量出多普勒频移后,即可知这一相对运动的径向速度分量。

以上论述的数学推导可用以下方法论证[13],具体如下:如图2.1所示,假设装设有辐射连续振荡发射机的飞机出发于A 点,它以速度w 向B 点作等速直线飞行,在B 点处安装接收装置,该接收装置固定不动。设在瞬间1t ,发射机辐射的频率为0f ,在B 点接收到这一振荡的时刻将为1T ,由于电波由A 点传到B 点需时间r/c ,故

c r t T /11+= (2-1)

r 为A 、B 两点间的距离,c 为电波行进速度。

惯性多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真

惯性多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真

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图2.1 多普勒效应示意图一

经过t ?后的时刻2t ,飞机移动到'A 点,这时辐射的频率为0f 的振荡将在2T 时刻在

B 被

接收到,

c

t

w r t T ?-+

=22 ,其中t ?=2t -1t (2-2)

r

w

2

'

1

B

设在t ?=2t -1t 时间间隔内,发射机辐射出去的振荡数目为t

f n

?=0,这些振荡在

12T T T -=?时间间隔内被B 点接收机所接收。因而接收到的振荡频率

00120()(f w

c c t

c w t t f c

r

t c

t w r t t

f T

n f b -=

?-

??=+-?--

?=?=

(2-3)

现若在B 点安置的不是接收机,而是反射面,根据上面的讨论,可以将该反射面看作辐射振荡频率为0f 的辐射源,该辐射源固定不动,而在A 点处防止接收装置,该接收装置以恒速w 由A 向B 移动。这样,在时间'1t 由B 点辐射出来的振荡,将在'1T 时为接收装置所接受。由于接收装置的运动方向和电波进行方向是相反的,'1T 可由下式确定:

w

c r t T ++

='

1'

1 (2-4)

而在'2t 由B 点辐射出来的振荡,将在'2T 时间为接收装置所接收,且

w

c t w r t T +?-+

='

'2

'2

(2-5)

而在'1'2'T T T -=?时间间隔内接收到上述'n 个振荡,因而接收到的振荡频率

a

f 为

001212)()()(f w

c w c f w

c c c

w c f c

w c t

w

c w t t t

f w

c r t w

c t w r t t f T

n

f b b b a -+=

-?

+=

+=?+-

-?=

++

-+?-+

?=?=

(2-6)

由于一般w<

02

)221(f c

w c w f a +++

= (2-7)

忽略去其高次相后,有

)21(f c w f a +

= (2-8)

很显然,接收振荡的频率a f 是和辐射振荡频率0f 不相同,两者之差为多普勒d f ,且

λ

w

f c

w f f f a d 2200=

=

-= (2-9)

由上式看出,当波长λ为某一已知恒定数时,多普勒频移d f 是与辐射源和反射面间的相对径

向运动速度成正比的。测出d f 后即可得之速度w 。

上面的推导中是假定飞机恒定速度沿AB 方向运动,现若飞机运动速度w 的方向是与AB 方向长γ角的,很显然,在上述推导中,应以AB 方向上的速度分量γcos w 来取代w 。因而当飞机运动方向和飞机与反射点连线方向不相重合时,多普勒频移应表示如下

γ

λ

cos 2w

f d =

(2-10)

γ为飞机速度方向与飞机和反射点连线间的夹角。

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图2.2 多普勒信号照射波束示意图

以上推导多普勒频率基本公式时认为波束是无限窄的,电磁能仅沿此与飞机速度成γ角的方向传播,因此所得的多普勒频移是一个单一的频率值。但是,实际上多普勒传播波束是有着一定宽度的[14],波束在地面上照射的也不是一个点,而是具有一定面积的某一区域,如图2.3所示。在这一区域内存在的是许多基元反射目标,而不是一个单一的反射点。假定天线波束在包含飞机速度w 的垂直平面内和飞机地速_

H w 成0γ角度。很显然,在照射区域内,其它第i 个反射基元与飞机地速所成的角度为: i γ。i γ与0γ是不相同的。因此,由第i 个基元反射回来的能量产生的多普勒频率将为

i

H

di w f γλ

cos 2=

(2-11)

而这与基本多普勒频率0

cos 2γλ

H

d w f =

是不相同的。

由于每根多普勒天线射束在γ方向上有一定的射束宽度,所以射束的反射信号来自展开的γ角。因而该信号的多普勒频率组成便是一个频谱而不是单一的频率。而且散射媒介(地面)

是由很多随机分布的散射元组成的,而每一个散射元产生的反射信号一般又具有不同的幅度和不同的相位。总的散射功率就是射束中各单独散射中心或散射元的功率增量的总和。每一个散射中心提供的信号的相位是随机的,因此总信号的功率是每一个散射中心的平均功率的相加。鉴于频率展开和散射中心幅度与相位的随机性,每根射束的多普勒信号具有类似噪声的频谱形状。此频谱相当于有限频带噪声,基本的多普勒频谱选加在相当平坦的噪声背景上。这种频谱的形状近似于高斯分布。从图可以看出,要正确估计多普勒频率,必须计算、分析其频谱,寻找其能量中心。

在实际航行中,由于风速影响,使飞机地速偏离飞机纵轴方向一个偏流角[15],使得飞机纵轴方向的速度仅仅是飞机沿纵轴方向的速度。为了得到飞机地速,就需要不断的测量出偏流角,故多普勒雷达必须向两个以上的方向同时发射电波。下面以两波束多普雷达来说明是怎样测量偏流角的。

如果多普勒雷达以左前方和右前方的方向向地面发射波束,它们与飞机纵轴夹角大小相同,则在飞机没有偏流角的情况下,反射回来的两个无线电波的多普勒频移是相同的。若有偏流角,则飞机速度就与飞机纵轴方向不一致,飞机速度与两个波束的夹角就不相同,两个反射信号的频移就不等。这是雷达能自动地把它的无线转动到两个频移相等的位置,显然天线转动的角度就是偏流角。有了多普勒雷达提供的偏流角和地速的数值,再加上机上航向仪表提供的航向角,计算机就能不断地计算出飞机的位置参数。从而就构成了多普勒导航系统。如图2.3所示为多普勒导航系统的输入输出情况:

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图2.3 多普勒雷达的输入和输出

2.2惯性/多普勒组合导航系统

组合导航系统中应用较多的是卡尔曼滤波算法。惯性导航系统作为整个组合导航系统的基本参考系统,导航坐标系选为东北天地理坐标系,取SINS 的误差方程作为组合导航系统的状态方程。通过对SINS 系统性能及误差源的分析,可以获得SINS 的误差方程为:

()()()()()X F X G W =+ t t t t t

(2-12)

系统的状态变量定义为:

[,,,,,,,,,,,,,,,,,]

T

E N U vE vN vU L h bx by bz rx ry rz x y z X λ???δδδδδδεεεεεε=??? (2-13)

式(3.12)中,,,???E N U 为平台误差角,,,vE vN vU δδδ为速度误差,,,L h λδδδ为纬度、经度和高度误差,,,bx by bz εεε为陀螺常值漂移误差,,,rx ry rz εεε为陀螺一阶马尔可夫漂移误差,,,x y z ???为加速度计零偏。

INS/DOP 量测方程:33312[[111]]H O diag O ??= ; (2-14)

图2.4所示为惯性/多普勒组合导航系统的结构图:

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图2.4 惯性/多普勒组合导航系统的结构图

2.3卡尔曼滤波在组合导航中的应用

信息融合技术作为一种自动化信息综合处理技术,自80年代形成和发展以来,在军事部门、自动控制、组合导航等领域迅速得到普及。同时,由于传感技术、微机技术、系统集成技术、智能控制等相关领域的日新月异,信息融合技术在基本理论与实现方法上得到了极大的充实,在各工业控制领域的渗透也大大加快。

组合导航系统中利用多传感器信息的融合[16],根据系统的物理模型(由状态方程和观测方程描述)以及传感器噪声的统计假设,将观测数据映射到状态矢量空间,在一定的最优估计准则下,进行最优滤波,以获得状态矢量的最优估计。最优估计是指在某一指标函数达到最值时的估计,这些指标可以是量测估计偏差的平方和达到最小,也可以是状态估计的均方误差达到最小,也可以用估计值出现的概率作为估计指标等,根据不同的估计指标产生了很多不同的估计方法。目前,进行多信息融合常用的滤波方法有加权平均法、卡尔曼滤波法、贝叶

反馈校正

斯估计法、统计决策理论、Shafer-Dempster 证据理论、模糊逻辑和神经网络等。

虽然工程对象一般都是连续系统,但考虑到计算机的控制实现,常用离散化模型来描述系统[17]。因此,离散卡尔曼滤波方程是最常用的方式。

离散化后的系统状态方程和量测方程分别为[10]:

,-1111k k k k k k k k k k ---=+??

=+?X X ΓW Z H X V Φ

(2-15)

式(3.5)中,k X 为k 时刻的n 维状态向量;k Z 为k 时刻的m 维量测向量;,1k k -Φ为1k -到k 时刻的系统一步转移矩阵(n n ?阶);1k -W 为1k -时刻的系统噪声(r 维);1k -Γ为系统噪声权矩阵(n r ?阶),它表征由1k -到k 时刻状态矢量影响的噪声系数矩阵;k H 为k 时刻的量测矩阵(m n ?阶);k V 为k 时刻的m 维量测噪声。

卡尔曼滤波要求{}k W 和{}k V 是互不相关的零均值白噪声序列,即有: {}T

k j

k

kj

E δ=W W Q

(2-16)

{}T

k j

k kj

E δ=

V V R

(2-17)

式(3.6)、(3.7)中,k Q 和k R 分别为系统噪声和量测噪声的方差阵,在卡尔曼滤波中要求它们分别是已知的非负定阵和正定阵;kj δ是Kronecker Delta 函数,即

0()1

()

kj k j k j δ≠?=?

=? (2-18)

初始状态的一、二阶统计特性为:

{}0

0x E m =X ;

{}0

0X =x Var C

(2-19)

式(2-19)中,{}Var 是对{} 求方差的符号。卡尔曼滤波要求0

x m 和0

x C 为已知量,且要求0

X 与{}k W 以及{}k V 都不相关。

在离散卡尔曼滤波基本算法中,,k k Q R 已知,并且给出状态变量及状态变量方差阵的初

始值0?X 和0

P ,可按下述方程进行线性最小方差最优估计:

/1,11

/1/11/1/1/1,11,11

11/1/1

?????[][][][][]k k k k k k

k k k k k k k T

T

k k k k k k k k k T

T k k k k k k k k k k T

T

k

k k k k k k k k k k k k k k -----------------?=?

?=+-?

=+??

=+??

=--+?

?=-?

或X X X X K Z H X K P H H P H R P P Q P I K H P I K H K R K P

I K H P ΦΦΦ

Γ

Γ

(2-20)

开环卡尔曼滤波方程各项意义为:

状态一步估计 1

1,1|??---X =X k k k k k φ

状态估计 ]?[??1

|1|--X -+X =X k k k k k k k k H Z K

滤波增益 1

1|1|][---+=k T

k k k k T k k k k R H P H H P K (2-21)

一步预测均方差 1

1,11,1|-----+=k T

k k k k k k k Q P P φφ

估计均方误差

1

|][--=k k k k k P H K I P

从中可以知道,111|?k k k k

+++X =X -X 是开环校正后的系统误差。 滤波是以1/1?k k --X 为准,依据前面的状态方程预测k 时刻的状态向量/1?k k -X ,同时又对状

态进行观测,得到量测向量k Z ,再在预测与量测之间进行巧妙的折衷,即根据量测对预测进

行修正,从而得到最优状态估计/?k k X ,所以卡尔曼滤波本质上就是不断预测-量测修正-再

预测-再量测修正这样一个循环递推的过程。而增益矩阵k K 起到折衷作用,即在预测和量测之间进行加权组合。

第三章多普勒导航系统的量测误差分析

3.1多普勒测速仪的组成结构

多普勒测速仪包括天线装置、与天线直接相连的收发装置、将多普勒频率信号变换成模拟量的测量装置、将这些数据变换为飞行速度矢量分量值、地速和偏流角值的计算装置。

惯性多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真

图3.1 多普勒测速仪综合功能图

然后这些数据加到观测显示器、飞行器位置坐标导航计算机和飞行器的自动控制系统。

根据用途和构成方法,多普勒测速仪可以分为两类:一类是测量飞行器的地速和偏流角或测量地速矢量纵向和横向分量的多普勒测速仪(机载型多普勒测速仪);另一类是测量飞行器速度的全矢量,即其三个分量的多普勒测速仪(装直升飞机类的多普勒测速仪)。

飞机的速度矢量是始终向前的,而且相对飞机纵轴偏离一个不大于几十度的角度;

机载类多普勒测速仪的测速范围通常在100—200公里/小时到1000—4000公里/小时,工作高度范围在几十米到几十公里。由于这些特点,机载多普勒测速仪中的天线射术配置可以选成使多普勒频率符号成为是预先能知道的,而多普勒频率最小值永远比零大得多。

因此,机载类多普勒测速仪一般必须测量地速和偏流角,而不要求测量速度的垂直了分量,机载类多普勒测速仪原则上可以不用三射束或四射束天线,而是用两个天线射束。

3.2 多普勒导航系统的测速实现

惯性多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真

图3.2 飞机速度矢量示意图

图中W 为飞机的速度矢量,W1、W2、W3为机体坐标系飞机的三个速度分量,β为

飞机偏流角,由图可以推导出公式:

??

?

??===βθθ

βθsin cos 3sin 2cos cos 1W W W W W W (3-1) 3.3 多普勒导航系统的量测误差分析

多普勒导航系统的量测误差主要分为两类:多普勒测量装置产生的工具误差(随机误差)和飞行姿态引起的误差(方法误差)。 3.3.1 多普勒测量装置的工具误差

属于工具误差的有多普勒测量装置各组合装置产生的误差。这些误差包含的成分及其他一些原因有关。

1. 天线装置造成的误差

多普勒测速仪的天线装置包括天线本身及整流罩。天线装置的误差源有 1)中心视线角不同于额定值;

中心视线角与额定值的差别主要取决于生产公差,这时,光学型天线的这个差别可能相对的较大,因此这种天线要求调整和校准。波导裂缝天线通常不用调整。

2)射束配置不对称;

对于射束配置对称性的要求基本上取决于确定偏流角时需要的精度,对于波导裂缝天线