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再取舍输出或反馈的校正体例进行组合体系的校

2019-07-14

  惯性卫星紧组合系统仿实及环节手艺研究,系统仿实学报,数控仿实系统,惯性系统,系统仿实,惯性制导系统,惯性丈量系统,电力系统仿实,系统建模取仿实,宇龙数控仿实系统

  再选择输出或反馈的校正体例进行组合系统的校正20 紧组合模式的长处正在于测输入相关问题 组合系统的精度高 正在可见卫星少于4颗的环境下 也能正在较短的时间内一般工做。其错误谬误是系统的实现较复杂 21 22 综上取松组合系统比拟 通过更深条理组合惯导和卫星消息的紧组合系统具有更高的机能。针对现代运载体对系统的高精度、高靠得住性的要求 惯性 卫星紧组合手艺具有很高的研究价值。 GPS惯性紧组合手艺研究现状及阐发 对于基于伪距、伪距率不雅丈量的GPS 惯性紧组合系统 国外的研究曾经逐步成熟 正正在向大规模工程使用阶段推进 23 27 此中 最成功的GPS SINS紧组合典范当属美国空军和海军的结合间接弹药 简称JDAM打算 JDAM是正在美军老式库存的航空尾部改拆GPS SINS组合制导组件 使其成为切确制导 该打算由美国波音 Boeing 公司完成 JDAM的SINS利用的是Honeywell公司的商用IMU—HG1700 此中陀螺漂移1 ho加快度计零偏1mg GPS取SINS采用伪距和伪距率紧组合 设想精度为CEP 30m 无GPS辅帮 和CEP13m SINS GPS紧组合 正在JDAM的组合系统中GPS领受机领受高精度的P码 采用紧组合算法进行组合 以达到更高的精度要求。其特点是采用了五通道精码GPS领受机模块、快速的紧组合卡尔曼滤波器、特殊的选星算法等环节手艺 28 29 格鲁门公司研发出了基于GPS惯性紧组合的系统LN 260 以其优越的机能被美国空军的F 16多功能和役机项目选做备份的分析系统 可是具体细节无法获知。NovAtel公司也推出了一款基于惯性 GPS紧组合手艺的SPAN组合系统 采用的IMU器件精度为 陀螺漂移小于0 75 ho 加快度计零偏为1mg 组合系统的姿势输出精度为 横滚、俯仰姿势为0 015 航向角为0 041 速度为0 02 ms 正在1 8m摆布。 近年来国内对紧组合系统的研究相对较少 30 31 并且仍是以纯真的数字仿线 没有对紧组合系统机能做出一个较为全面的评估 并且向工程使用方面的研究偏少。究其缘由 次要有两方面缘由 一方面是因为GPS 惯性紧组合手艺需要涉及到GPS领受机内部的一些手艺环节 需要具备伪距、伪距率、卫星星历等原始不雅测输出、时钟特征不变、较高的GPS信号失锁速度等前提 而国内研究根基采用现成的GPS领受机模块 二次开辟比力坚苦 别的一方面就是部门国内的系统硬件平台计较能力偏弱 而紧组合手艺的计较量较大 正在必然程度上了紧组合手艺的深切研究。 正在GPS 惯性紧组合手艺中 因为对GPS领受机消息的操纵条理比力深 因而对领受机机能的不变性 特别是内部时钟特征的不变性要求较高 别的因为使用的变化、载体灵活的影响 正在此根本上研究和探索基于紧组合算法的快速滤波算法也是主要的焦点手艺之惯性 卫星紧组合系统仿实及环节手艺研究 同时因为载体正在高动态环境下需要屡次地更新和切换可见星座若何选择更为高效的选星算法 确保载体灵活的同时星历数据的同步更新 也是紧组合手艺研究的主要内容。 论文研究的目标及意义正在高手艺的现代和平中 为了满脚现代运载体对定位的需要 进一步提高系统的机能是一项具有主要意义的研究课题 36 。组合系统是提高定位精度和加强容错性的无效手段 也是目前航空、航天、国防等范畴手艺的次要成长标的目的。为充实操纵现有卫星的劣势 进一步提高组合系统的机能 将目前普遍使用的GPS和捷联惯性系统组合起来 采用恰当的组合体例和算法 能够形成更高机能组合系统 37 以满脚各方面的需求。因而 开展GPS 惯性紧组合手艺的研究既具有学术研究的前沿性 又具有现实使用的火急性。 目前 基于和速度的GPS 惯性松组合系统曾经比力成熟 并且大量使用于工程实践中。可是其错误谬误也日益出来 正在某些无效卫星个数低于4的环境下 因为GPS无法供给载体和速度消息而无法取惯导系统进行组合 同时因为GPS供给的和速度并非原始丈量数据 而是颠末卡尔曼滤波或者最小二乘解算 38 获得的计较量 从而给进一步的组合带来量测相关的问题 39 。而基于伪距、伪距率的GPS 惯性紧组合系统 因为间接采用了GPS的原始不雅丈量 不存正在量测相关的问题而且正在GPS无效卫星数目小于4时 仍可供给必然的精度 并且具有必然的容错性。要想进一步提高组合系统的精度和靠得住性 除提高惯性器件的精度及标定弥补手艺、采纳合理的滤波算法之外 最无效的体例是提高组合的程度来扬长避短 充实阐扬组合系统的潜力和劣势。因而 论文正在研究组合理论的根本上 采用数字仿实和半物理仿实的方式对GPS 惯性紧组合系统的机能进行深切研究 验证紧组合算法的无效性 表现深条理消息组合的劣势 进一步提高组合系统机能。 因为惯性 卫星紧组合系统需要用到GPS领受机的深条理消息 对GPS领受机内部的时钟不变性提出了较高的要求 而现实使用中因为各类要素的影响 领受机时钟误差特征会变得比力复杂 40 。因而 本文针对现实器件机能 对当时钟误差特征处置进行深切研究 正在系统精度的前提下 确保惯性 卫星紧组合系统的靠得住性和不变性 为紧组合手艺的工程使用供给参考。 综上所述 跟着航空航天事业和国防现代化事业的快速成长以及我国自行研制和成长的改良型“斗极二代”卫星系统的日益成熟 全球卫星系统 Global Navigation Satellites System 可为我国陆地、海洋、空中和空间的各类军事和平易近用供给多种营业保障 特别对提高我国国防现代化有着主要的意义。因而 研究深条理的惯性 卫星紧组合系统 对于提高组合系统的精度 保障系统的靠得住性具有主要的意义。 南京航空航天大学硕士学位论文 本文次要研究内容针对现代运载体对系统的高精度、高靠得住性的要求 论文对基于伪距、伪距率的GPS 惯性紧组合手艺进行了研究 阐发了紧组合系统的数学模子 设想了紧组合系统的仿实方案 搭建了完整的GPS 惯性紧组合系统数字仿实平台 并对其正在不怜悯况下的机能进行了仿实取阐发 操纵现实IMU和GPS领受机 建立了紧组合半物理仿实系统 并针对现实使用中的GPS领受机噪声特征 提出了对应的滤波处置方式 通过半物理仿实试验验证了算法的准确性和无效性 表白该算法能无效提高GPS 惯性紧组合系统的精度和靠得住性。连系课题的具体研究工做 论文的研究内容次要分为以下几部门 第一章 绪论 对惯性 卫星紧组合手艺的成长和现状进行了综述 阐述了课题研究的目标、意义、研究现状及论文次要研究内容。 第二章 GPS领受机仿实研究 面向紧组合手艺研究的需要 正在GPS领受机道理布局阐发的根本上 研究GPS领受机的仿实 模仿紧组合体例下领受机的实正在输出消息 包罗GPS卫星星座、伪距和伪距率的不雅丈量等 为后续的GPS 惯性紧组合研究预备了前提。 第三章 GPS SINS紧组合仿实系统研究 正在组合理论根本上 阐发了惯性 卫星紧组合系统数学模子 设想了紧组合数字仿实系统的总体方案 建立了一套完整的GPS SINS紧组合数字仿实系统平台 该平台可用于对紧组合手艺的先期研究和验证评估。 第四章 GPS SINS紧组合系统机能仿实研究 基于建立的数字仿实系统 正在设定分歧的仿实前提下 对GPS 惯性紧组合系统的机能进行了全面的仿实取阐发 通过对多种前提下的GPS SINS紧组合系统仿实 验证了紧组合算法的无效性和高精度。 第五章 GPS 惯性紧组合系统半物理仿实研究 基于卫星领受机现实器件阐发了GPS领受机的时钟误差特征 针对现实使用中领受机钟差强相关特征形成滤波数值不不变的问题 提出了自顺应钟差拟合模子和时间差分钟差推算滤波算法 基于现实的细小型IMU和卫星领受机 将本文的数值仿实平台扩展为惯性 卫星紧组合半物理仿实系统。 第六章 全文总结取瞻望 对全文研究工做进行了归纳综合和总结 并提出了进一步研究的标的目的和需要处理的问题。 惯性 卫星紧组合系统仿实及环节手艺研究 第二章GPS卫星领受机仿实研究 引言正在GPS 惯性紧组合系统中 需要操纵GPS的深条理消息 要求GPS领受机可以或许给出伪距、伪距率和卫星星历等原始丈量数据。因而 GPS领受机的仿实是惯性 卫星紧组合仿实研究的主要构成部门 是建立GPS 惯性紧组合数字仿实系统不成或缺的焦点单位之一。本章次要从GPS卫星星历输出、伪距伪距率输出这两部门对GPS领受机输出消息进行仿线 GPS卫星领受机丈量道理GPS领受机做为用户终端 能够通过领受和处置卫星信号来获得对应于用户的消息 其工做道理如图2 1所示。方程节 GPS领受机工做道理领受机工做过程能够分为 将天线前端领受下来的射频信号做降频处置 降频后的信号为适于做信号处置的中频信号 将模仿的中频信号进行A D转换 进入到信号处置阶段 对数字信号进行处置 起首辈行信号的捕捉 包罗伪码和载波的二维捕捉 其次 正在捕捉到伪码相位和粗略载频的根本上 进入伪码和载波的环 颠末对伪码和载波的切确解调出电文 而且完成伪距的计较 操纵领受机获得的原始不雅测消息进行用户和速度的解算。 伪距、伪距率和卫星星历等数据消息是从GPS卫星信号中间接提取的 所以称为原始消息 是GPS用于的根基前提 同时也是惯性 卫星紧组合研究的根基不雅测消息 因而 本节后续内容次要这对GPS的原始不雅测消息进行仿实研究。 GPS卫星星历仿实GPS卫星环绕地球轨道运转 它的霎时能够通过卫星的轨道参数确定。卫星的无摄运南京航空航天大学硕士学位论文 动一般可通过一组适宜的参数来描述此中使用最普遍的一组参数称为开普勒轨道参数或开普勒轨道根数。 GPS系统24颗卫星的轨道参数如表2 1所示。 GPS卫星轨道参数卫星标号 升交点赤经 离心率轨道面倾角 32573 190 96 26609000 00655 32573 220 48 26609000 00655 32573 330 17 26609000 00655 32573 83 58 26609000 00655 2573 249 90 26609000 00655 2573 352 12 26609000 00655 2573 25 25 26609000 00655 2573 124 10 26609000 00655 8573 286 20 26609000 00655 10 85 73 48 94 26609000 00655 11 85 73 155 08 26609000 00655 12 85 73 183 71 26609000 00655 13 145 73 312 30 26609000 00655 14 145 73 340 93 26609000 00655 15 145 73 87 06 26609000 00655 16 145 73 209 81 26609000 00655 17 205 73 11 90 26609000 00655 18 205 73 110 76 26609000 00655 19 205 73 143 88 26609000 00655 20 205 73 246 11 26609000 00655 21 265 73 52 42 26609000 00655 22 265 73 165 83 26609000 00655 23 265 73 275 52 26609000 00655 24 265 73 305 04 26609000 00655 按照表2 1中的参数能够计较出卫星的实近点角 进而能够计较确定卫星的瞬时 细致计较过程见参考文献 卫星瞬时活动速度的求取可采用差分的体例正在kt前后 各取一段很小的时间间隔Δ 如5微秒 计较kt Δ和kt Δ时辰卫星正在ECEF坐标系下的 正在很短的时间内 通过卫星差分获得卫星的速度。所求得的卫星速度消息用于和惯性系统给出的速度消息一路 计较卫星领受机相对于卫星的多普勒频移 按照上述理论对GPS的某颗卫星的进行12小时 GPS系统的运转周期为11小时58分 的星座仿实 仿实曲线所示。 惯性 卫星紧组合系统仿线X 坐标米Y 坐标米Z 坐标米轨道曲角坐标系下天球坐标系下 2024x107 2024x107 10123x107X 坐标米Y 坐标米Z 坐标米轨道曲角坐标系下天球坐标系下轨道曲角坐标系下天球坐标系下图2 GPS的某颗卫星仿实轨迹同时 按照正在静态不雅测环境下求解某颗星的高度角的变化 仿实某颗卫星的高度角曲线 仿线小时 正在南航基准点处对GPS系统的可见星数目进行了仿线卫星的高度角仿线GPS可见星数目仿线 GPS系统南航基准点处可见星数目仿线能够看出 因为卫星正在环绕着不雅测点做周期性活动 因而该卫星的高度角呈周期性变化 当满脚可见高度角要求时 卫星即为可见形态。 4能够看出正在无遮挡的环境下 GPS系统可见星数目维持正在4颗以上 同时因为卫星空间分布的不服均 可见星数目会发生阶段性的变化 取现实环境是相符的 表白GPS星座的仿实是准确合理的。 领受机抱负伪距伪距率输出仿实按照GPS定位道理 GPS领受机输出的抱负伪距为用户到卫星的抱负几何距离 因而对应于第j颗星 sjsjsjxyz的抱负伪距输出为 南京航空航天大学硕士学位论文 222jsjsjsjxxyyzzρ 此中xyz 为载体不雅测时辰的。 同理 对应于第j颗星的抱负伪距率为 123 jGjsjjsjjsjexxeyyezzρ 此中xyz 为载体正在不雅测时辰的速度。 jiei为不雅测点到卫星不雅测矢量的标的目的余弦。 领受机伪距伪距率输出的误差影响要素因为现实的GPS领受机不克不及输出抱负的伪距和伪距率 因而需要对GPS领受机的误差特征进行研究 以通过仿实的体例获得接近实正在的GPS输出信号。正在研究误差要素对GPS输出的影响时 往往将误差换算为卫星至测坐的距离 以响应的距离误差暗示 称为等效测距误差。表2 2所列为GPS系统中各类误差对伪距丈量的影响 即为响应的等效测距误差 36 误差来历对伪距丈量的影响 卫星部门卫星摄动及其它 信号多径效应及其它 信号领受领受机噪声及其它 合计17 2中数据能够看出上述误差要素对GPS输出的影响 量级都比力小 并且通过电文中的模子参数进行弥补后 根基能够忽略不计。需要指出的是 正在典范定位中 领受机时钟误差能够通过平差解算来消弭 但正在GPS 惯性紧组合系统的研究中 GPS领受机时钟误差无法正在领受机内部获得弥补。因而 领受机内部时钟误差是伪距伪距率输出最次要的误差影响要素。 GPS领受机时钟误差分为时钟的偏置误差和频次误差。此中偏置误差次要影响领受机的伪距输出 频次误差次要影响领受机的伪距率输出。正在持久的研究中 总结出GPS误差形态的经验模子为 41 惯性 卫星紧组合系统仿线rurururutruruttwttwTδδδδ 此中ruttδδ 别离为领受机的时钟偏置误差等效的测距误差和频次误差等效的测速误差 ruT为一阶马尔科夫过程相关时间 rutruww为响应的驱动白噪声。 领受机含误差伪距伪距率输出仿实按照上述的GPS误差特征阐发及GPS定位道理 需要正在抱负伪距伪距率根本上 再添加对应的次要误差量 做为GPS领受机的原始输出 如许才能较实地模仿领受机输出。论文选择的次要误差量为领受机时钟误差 其数学模子如式 因而领受机输出的对应于第j颗星 sjsjsjxyz的伪距为 jjGuctρρδε 同样地领受机输出的对应于第j颗星的伪距率为 jjGGtuctρρδε 此中ε为随机噪声 不雅测误差 初始设定GPS领受机时钟偏置等效的测距误差为100米频次误差为1米 伪距不雅测噪声为10米伪距率不雅测噪声为0 正在南京航空航天大学基准点处仿实视野中的某颗GPS卫星的伪距和伪距率不雅丈量如图2 5所示 002 3852 392 3952 42 4052 412 4152 422 4252 432 435x 107 时间秒 某颗星的伪距仿线 时间秒 能够看出跟着卫星的运转 正在静止的不雅测点处获得的伪距、伪距率仿实输出根基呈线性变化 申明不雅丈量的变化次要是因为卫星取不雅测点之间的相对活动所形成的 因为伪距的基数较大 因而随机不雅测误差对其线性变化趋向影响比力微弱 而对于伪距率的影响南京航空航天大学硕士学位论文 11 较为较着 上述仿实成果定性表白仿实算法是准确无效的。 基于定位测速算法的GPS仿实领受机的验证为了验证GPS仿实领受机输出的星历、伪距和伪距率等消息的准确性和合 本节基于卫星的典范最小二乘定位和测速算法 按照GPS仿实领受机输出的星历、伪距和伪距率 进行定位和测速解算 通过比力解算获得的、速度消息取仿实设定的前提的分歧性 验证本章对GPS领受机的仿实。 GPS定位及伪距仿实验证GPS系统定位道理是以卫星和用户领受机天线之间的距离不雅丈量为基准 按照已知的卫星瞬时坐标 来确定用户领受天线的 卫星系统定位方式的本色是以星地空间距离为半径的三球交汇。因而 考虑用户领受机时钟同步误差 正在一个测坐上 只需4个距离不雅丈量 12 正在获得了对应4颗卫星的伪距之后能够通过必然的定位解算算法来求解用户的 定位解算的方式有良多种 本节采用较为常用的最小二乘迭代法做为定位解算算法。 假设领受机为固定点 110 20 500m 领受机速度为零 仿线 按照模仿获得的卫星星历对单点定位过程进行1000秒仿实获得三个标的目的的定位成果 见图2 所示。00109 9998109 9999109 0 0001110 0001110 0002 时间秒 经度度 经度定位输出0019 999819 999819 999919 9999202020 000120 000120 0002 时间秒 纬度度 纬度定位输出惯性 卫星紧组合系统仿线 时间秒 高度米 仿实成果能够看出定位成果输出正在不雅测点实正在处上下波动 误差大约是10 15米 接近于现实的GPS领受机定位输出 仿实成果是合理可托的 同时也验证了仿距和星历的准确性。 GPS测速及伪距率仿实验证目前大部门GPS领受机都是通过对载波相位丈量值进行处置来估量所领受到的卫星信号的多普勒频次 从而对速度进行丈量。多普勒频移是由卫星取领受机之间的相对活动所惹起的其大小取相对活动速度矢量相关系。本文次要关心由原始不雅测消息伪距率获取用户速度的过程 测速算法采用最小二乘迭代法。仿线 按照模仿获得的卫星星历对单点测速过程进行1000秒仿实获得三个标的目的的速度输出 见图2 7所示。 00 0500050 10 150 20 25 时间秒 东向速度米秒 东向速度输出00 10010 20 30 时间秒北向速度米秒

  再选择输出或反馈的校正体例进行组合系统的校正20 紧组合模式的长处正在于测输入相关问题 组合系统的精度高 正在可见卫星少于4颗的环境下 也能正在较短的时间内一般工做。其错误谬误是系统的实现较复杂 21 22 综上取松组合系统比拟 通过更深条理组合惯导和卫星消息的紧组合系统具有更高的机能