飞行器导航系统误差补偿技术

【摘要】：随着现代军事对飞行器导航精度越来越高的要求,飞行器导航系统常采用两种及以上的导航系统进行组合导航。目前,捷联惯性导航系统(SINS)与全球卫星定位系统(GPS)是最为常用的两种飞行器导航系统。SINS导航过程不需要外部提供信息,同时不受外部环境的影响,然而,它自身惯性元件误差会随时间增加累积,长期导航精度较差。GPS能够提供全天候的定位信息,其定位误差不随时间增加而累积,能够保证长期的导航精度,但其存在抗干扰能力较差、多路径效应等问题。将两者组合作为飞行器导航系统,可达到优势互补,使得系统拥有更好的导航性能。本文将SINS/GPS紧组合系统作为飞行器导航系统的研究对象,对其紧组合模式分析误差并实现补偿,使飞行器导航系统获得更好的性能。首先,本文概述SINS导航原理,并对飞行器高动态下SINS进行误差分析。同时,完成对SINS的仿真,包括组合导航仿真所需的轨迹生成、惯性元件输出数据以及SINS解算过程的仿真。其次,本文对GPS组成及定位原理简要概述,并分析GPS相关误差。同时,对组合导航仿真所需的卫星实时位置与速度信息求解过程进行了详细说明,之后完成了改进的SINS辅助GPS选星方法的仿真。最后,本文结合对SINS及GPS的误差分析,建立基于高动态飞行器的紧组合系统状态方程,选取SINS和GPS伪距与伪距率信息作为量测量,建立系统量测方程,通过卡尔曼滤波算法实现误差补偿。针对常规卡尔曼滤波器发散的问题,选取了能够有效抑制发散的Sage-Husa自适应滤波方法。通过MATLAB对两者的仿真对比,证明自适应滤波方法能够有效使导航误差收敛,提高飞行器导航系统的精度。