SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统
专利汇可以提供SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种SINS/CNS/GPS组合导航 半实物仿真 系统由SINS子系统、CNS子系统、GPS子系统和组合导航计算机组成，组合导航计算机根据轨迹参数生成SINS子系统、CNS子系统及GPS子系统的标称轨迹数据，包括 飞行器 轨迹的 位置 、速度和 姿态 标准数据；SINS子系统和GPS子系统采集数据得到具有真实器件误差特性的半实物仿真系统数据，CNS子系统形成标称数据实现动态星图生成和识别，得到具有真实器件误差特性的半实物仿真数据；上述三个子系统的真实器件误差特性 叠加 到组合导航计算机中的轨迹发生器生成的标称数据上，由组合导航计算机进行SINS/CNS/GPS组合导航运算。本 发明 采用了真实器件输出的误差特性，通过轨迹发生器 软件 可以对各种不同轨迹进行仿真，试验结果对实际应用具有很强的借鉴意义，有效降低了试验成本，缩短了研制周期。，下面是SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统专利的具体信息内容。
1、一种SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统，其特征在于：由SINS子系统(1)、CNS子系统(2)、GPS子系统(3)和组合导航计算机(4)组成，组合导航计算机(4)中的轨迹发生器根据轨迹参数生成SINS子系统(1)、CNS子系统(2)及GPS子系统(3)的标称轨迹数据，包括飞行器轨迹的位置、速度和姿态标准数据，并存储在导航计算机(4)中；SINS子系统(1)和GPS子系统(3)采集数据得到具有真实器件误差特性的半实物仿真系统数据，CNS子系统(2)根据轨道发生器，形成标称数据实现动态星图生成和识别，得到具有真实器件误差特性的半实物仿真数据；上述三个子系统的真实器件误差特性叠加到组合导航计算机(4)中的轨迹发生器生成的标称数据上，由组合导航计算机(4)进行SINS/CNS/GPS组合导航运算，并输出结果。
2、 根据权利要求1所述的一种SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系 统，其特征在于：所述的CNS子系统（2)主要由星光模拟器和星敏感器模 拟器组成，星光模拟器由星光星图模拟终端（21)和液晶光阀（22)组成， 星敏感器模拟器由CCD镜头（23)、图形采集卡（24)和星图预处理及识 别终端（25)组成，星光星图模拟终端（21)装有导航星库，根据预先设 定轨迹生成沿途可供选择的观测星，在程序界面上选择观测星，用来模拟星 图及星光等级；液晶光阀（22)用来模拟无穷远处平行的恒星星光，此星光 通过光学系统，由CCD镜头（23)捕获，通过图形采集卡（24)采集传输 给星图预处理及识别终端（25),星图预处理及识别终端（25)通过星图 预处理、质心提取v识别以及定姿完成飞行器姿态信息的解算。
SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统
技术领域
导航系统已经深入到生活中，各国都投入了大量的人力物力进行研究。在 航空航天、交通运输等领域有着广泛的应用前景。在导航技术的研究和系统设 计过程中，仿真技术具有4艮高的科学价值和巨大的经济效益，半实物仿真显得 尤为重要，特别在导航系统的研制过程中，是仅次于飞行试验的权威试验鉴定 方法。先进的飞行器导航系统，在其设计、定型过程中，都要依靠仿真试验， 进行<资改和完善。
长航时飞机的研制成功和运用，对导航系统提出了很高要求。高精度导航 仅依靠任何一种导航手段独立实现，不但成本高而且可靠性差，因而必须将多 种导4元手段进行组合。捷联惯导系统（Strapdown lnertial Navigation System, SINS)结构简单、成本较低，能够自主、实时提供全面导航信息，短时精度高， 但其误差随工作时间积累，难以满足远程、长时间高精度导航要求；天文导航 系统(Celestial Navigation System, CNS)隐蔽性好，自主性强，但易受气候条 件的限制，通常不能单独完成导航定位的功能；全球定位系统（Global Positioning System, GPS)导航精度高且不随时间发散，能够全天候、实时 提供三维位置、速度信息，但频带窄，载体作较高机动时容易丢失信号，导航 信息不连续，不能提供姿态信息，且易被干扰。采用SINS/CNS组合，具有自 主性强、姿态误差不累积的优点，但定位和测速精度较差。采用SINS/GPS组 合，导航精度高，误差也不随时间积累，但易被千扰且对载体姿态的校正能力不足，不能满足飞行控制系统的要求。将SINS与GPS和CNS构成 SINS/CNS/GPS组合导航系统，则可获得很高精度的位置、速度和姿态信息， 同时能够大大提高系统的容错能力和可靠性，从而满足高精度导航系统的需求。 现在国内SINS/GPS组合导航系统已经得到了较好应用，如中航一集团618所 生产的SINS/GPS组合导航系统已经成功应用于直升机上，而SINS/CNS/GPS 组合导航系统仅限于数字仿真，要实现SINS/CNS/GPS组合导航半实物系统 必须进行飞行器搭载实验验证，不但成本高，且通用性较差，因而无法实现。 使用SINS、 CNS、 GPS系统，采集数据后进行组合运算，在模拟飞行器运动 时，由于CNS系统无法实现星图的相关运动和识别，也只能是静态模拟或事 后处理，无法实现SINS/CNS/GPS组合导航半实物系统的实时动态模拟。本 发明采用实物误差特性和飞行轨迹动态数字模型相结合的方法实现了 SINS/CNS/GPS组合导航半实物系统，可以进行实时动态的模拟。 发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种 SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统。
本发明的技术解决方案是： 一种SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真 系统，由SINS子系统、CNS子系统、GPS子系统和组合导航计算机组成， 组合导航计算机中的轨迹发生器根据轨迹参数生成SINS子系统、CNS子系 统及GPS子系统的标称轨迹数据，包括飞行器轨迹的位置、速度和姿态标 准数据，并存储在导航计算机中；SINS子系统和GPS子系统采集数据得到 具有真实器件误差特性的半实物仿真系统数据，CNS子系统根据轨道发生
器，形成标称数据实现动态星图生成和识别，得到具有真实器件误差特性的 半实物仿真数据；上述三个子系统的真实器件误差特性叠加到组合导航计算
机中的轨迹发生器生成的标称数据上，由组合导航计算机进行 SINS/CNS/GPS组合导航运算，并输出结果。
本发明的原理是：在具有SINS、 CNS、 GPS各实物系统的基础上，模拟飞行器的真实运动环境，采集各实物系统的真实误差特性，得到半实物仿 真系统用的真实器件误差噪声，叠加到轨迹发生器软件产生的标称轨迹数据 后生成组合导航半实物仿真数据，这样就模拟了实物器件在真实环境下的导
航输出数据，数据传输到导航计算机中进行组合滤波，完成SINS/CNS/GPS 组合导航半实物仿真系统。
本发明的优点：（1)釆用SINS、 GPS实物系统、星图模拟器和星敏 感器模拟器实物CNS系统，具有真实误差特性；（2)导航计算机使用轨迹 发生器软件生成任意飞行轨迹，不需进行飞行器搭载，实现SINS/CNS/GPS 组合导航半实物系统；（3)能按预先轨迹实现星图的相关运动和识别，完 成SINS/CNS/GPS组合导航半实物系统实时动态模拟，具有很强的通用性； (4)实现的SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统结构简单且成本较 低。
附图说明
图1为本发明的一种SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统结构示 意图；
图2为本发明的SINS系统的组成结构图；
图3为本发明的CNS系统的组成结构图；
图4为本发明的GPS系统的组成结构图；
图5为本发明的SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真原理图；
图6为本发明的SINS/CNS/GPS组合导航半物理仿真系统组合逻辑图。
具体实施方式
組合导航计算机4组成，组合导航计算机4中的轨迹发生器根据轨迹参数生 成SINS子系统1、 CNS子系统2及GPS子系统3的标称轨迹数据，包括 飞行器轨迹的位置、速度、姿态标准数据等，并存储在导航计算机4中，SINS子系统1.和G.PS子系统3采信数据得到具有真实器件误差特性的半 实物仿真系统数据，CNS子系统2根据轨道发生器，生成的标称数据实现 动态星图生成和识别，生成了具有真实器件误差特性的半实物仿真数据，通 过RS232串口将上述三个子系统的真实器件误差特性叠加到组合导航计算 机4中的轨迹发生器生成的标称数据上，由组合导航计算机4进行 SINS/CNS/GPS组合导航运算，并输出结果。
如图5所示，组合导航半物理仿真系统具体的步骤为：①初始化星图模 拟参数和初始轨迹参数设定，根据轨迹参数生成各子系统标称轨迹数据，包 括载体的速度、位置、姿态数据；②利用此标称数据计算并求解出对应SINS 子系统的标称器件输出数据和CNS系统星光星图模拟器的光轴指向数据； ③接收静态SINS数据，去除数据均值，得到真实器件噪声后叠加到求解的 SINS子系统的标称器件输出数据上，将其作为具有真实误差特性的SINS 输出数据，通过捷联解算求解出速度、位置和姿态；④CNS子系统利用生 成的光轴指向数据产生特定视场下与光轴对应的星图图像，通过星敏感器模 拟器敏感，星图处理、匹配识别和姿态确定，完成载体姿态的输出；©接收 静态GPS数据，包括位置和速度数据，去除位置、速度数据均值，得到真 实器件噪声后，叠加到前面①生成的载体的速度和位置数据上，将其作为具 有真实误差特性的GPS输出；⑥组合导航计算机接收③、④和⑤的输出数 据，根据组合逻辑对信号进行时间同步预处理，并完成组合滤波。
如图2所示，SINS子系统1由陀螺、加速度计组件及相关电路11、电 源模块12、温控模块13、再平衡回路14、惯导计算机15和I/O通讯模块 16组成。SINS系统上电后，预热15分钟，陀螺和加速度计输出稳定的信 号，通过惯导计算机15和I/O通讯模块16向组合导航计算机4输出，经过 组合导航计算机的解算得到载体的速度、位置和姿态信息。
如图3所示，CNS子系统2主要由星光模拟器和星敏感器模拟器组成。 星光模拟器由星光星图模拟终端21和液晶光阀22组成，星敏感器模拟器由CCD镜头23、图形采集卡24和星图预处理及识别终端25组成；星光 星图模拟终端21装有导航星库，并具有星图生成功能，根据轨迹发生器产 生的预先设定轨迹生成沿途可供选择的观测星，可以在程序界面上选择观测 星，用来模拟星图及星光等级，液晶光阀22用来模拟无穷远处平行的恒星 星光，此星光由CCD镜头23捕获，通过图形采集卡24采集传输给星图预 处理及识别终端25，星图预处理及识别终端25通过星图预处理、质心提取、 识别以及定姿完成飞行器的姿态信息的解算。
如图4所示，GPS子系统3主要由GPS接收天线31和GPS接收机 组成，GPS接收机由频率变换模块32,码同步电路33,信号解调模块34, 定位解算模块35， 1/0通讯模块36组成，在空旷环境下，通过GPS接收天 线接收GPS导航卫星信号，接收信号经过GPS接收机的解算得到飞行器的 速度和位置信息。
本发明组合导航计算机4采用PC104嵌入式微机，它具有尺寸小、功 耗低、宽温范围等特性，以及一系列针对嵌入式应用的功能扩展，PC104模 块主要特点就是采用低功耗嵌入式CPU,在标准的90 mm x 96 mm面积内 几乎集成了PC机所有功能，包括并行打印接口、串行口、软驱接口、 IDE 硬盘接口、 IAS总线、键盘和鼠标接口、 VGA显示和LCD显示接口、矩 阵键盘接口等，并支持在板Flash电子硬盘，而且各个功能的应用设计与 标准微机完全相同。因此，PC104模块不但具有与PC机相同的强大功能， 硬件电路设计简单和程序开发方便等相同的优势，同时还具有体积小、集成 度高、可靠性好的突出优点，尤其是LCD接口和矩阵键盘接口，可以非常 方便地构成测控系统，使工程师可将它视为一个超级芯片，为应用系统的设 计引入"面向对象，，的方法，也为了系统的日后维护、升级带来更大的方便。
图6为SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真系统组合导航计算机4的 组合逻辑图，在得到SINS、 GPS和CNS各子系统数据后，输出至组合导 航计算机4进行组合导航运算：当SINS子系统无SINS数据时，即SIN系统无效时导航运算停止，当SINS系统有效时，导航运算进行;-当GPS 系统有效CNS系统无效时，进行SINS/GPS组合导航运算；当GPS系统 无效CNS系统有效时，进行SINS/CNS组合导航运算；当GPS系统和CNS 系统同时有效时进行SINS/CNS/GPS組合导航运算；当GPS系统和CNS 系统同时无效时进行SINS纯惯导运算。依据此组合导航逻辑进行 SINS/CNS/GPS组合导航半实物仿真。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的 现有技术。
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