一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统
专利汇可以提供一种捷联惯性/天文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。并且一种捷联惯性/天文组合导航 半实物仿真 系统，包括捷联惯性子系统、天文子系统、组合导航终端、轨迹发生终端、演示验证与评估终端，采用轨迹发生终端生成标称轨迹数据，作为信息处理参考源输入给天文子系统和组合导航终端；天文子系统采用ARM(或DSP)+ 液晶 光 阀 的星图 模拟器 和CMOS(或CCD)敏感器件+DSP(或ARM)的星敏感器构成；组合导航终端由DSP(或ARM)实现，并行接收惯性和天文子系统的输出数据，完成高 精度 组合导航；最后利用以ARM(或DSP)处理器为核心的控制终端，根据标称轨迹数据和组合导航结果，实现系统的演示验证和评估。本 发明 有效降低组合 导航系统 的试验成本，缩短研制周期，这对研究组合导航系统的动态性能和工程应用具有重要理论和实践意义。，下面是一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统专利的具体信息内容。
1、一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统，包括捷联惯性子系统 (1)、天文子系统(2)、组合导航终端(3)、演示验证与评估终端(4)、 轨迹发生终端(5)，其中天文子系统(2)由星图模拟器(21)和星敏感 器(22)组成，轨迹发生终端(5)生成标称轨迹数据分别输出至组合导航 终端(3)、演示验证与评估终端(4)及天文子系统(2)的星图模拟器(21) 中，作为它们信息处理的参考源来统一规范输入，使惯性、天文子系统实时 同步运行；星图模拟器(21)根据标称轨迹数据生成星图，由星敏感器(22) 敏感星图后，进行实时快速的星图预处理和匹配识别算法以及高精度定姿， 完成星敏感器精确快速的姿态输出；组合导航终端实时并行采集捷联惯性子 系统(1)和天文子系统(2)真实器件的输出姿态数据，通过数据平滑处理 得到组合滤波所需的子系统真实误差特性数据，经信息同步处理叠加到轨迹 发生终端(5)生成的标称轨迹数据上，通过先进最优滤波算法，实现高精 度的组合导航；演示验证与评估终端(4)根据轨迹发生终端(5)生成的标 称轨迹数据和组合导航终端(3)输出数据，实现系统的演示验证和评估， 并根据验证和评估结果进行系统改进和优化，实现系统最优性能。
2、根据权利要求1所述的一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统， 其特征在于：所述的星图模拟器(21)主要包括ARM或DSP处理器(211)、 液晶光阀(212)、平行光管(213)和显示设备(214)，ARM或DSP处 理器根据星敏感器在载体上的安装矩阵和轨迹发生终端(5)生成的轨迹数 据，解算出星敏感器光轴的指向，结合星敏感器的视场，求解出当前光轴指 向和此视场下的导航星，经过坐标转换完成星图的生成，并通过液晶光阀 (212)实现星图的直观显示，此直观显示的星图信号通过平行光管(212) 后输出，完成无穷远处平行星光的模拟。
3、根据权利要求1所述的一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统， 其特征在于：所述的星敏感器主要由CMOS或CCD敏感器件、DSP或ARM +CPLD组成，DSP或ARM根据CMOS或CCD敏感器件输出的星图数据， 进行实时快速的星图预处理和匹配识别算法以及高精度定姿，完成星敏感器 精确快速的姿态输出。
4、根据权利要求1所述的一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统， 其特征在于：所述的先进最优滤波算法为UKF或UPF。
技术领域
本发明涉及一种组合导航半实物仿真系统，适用于捷联惯性/天文组合 导航系统的理论方法和工程应用技术的研究，以及组合导航系统的性能验 证。
背景技术
我国在工程应用中大都是平台惯性/天文组合导航系统，不但成本高、体积 大，而且结构复杂。捷联惯性/天文组合导航系统作为发展方向，各国都投入了 大量的精力进行深入研究。在捷联惯性/天文组合导航系统的研制过程中，由于 飞行实验费用大，各子系统的地面调试，算法的实验测试，以及组合导航系统 的演示验证与评估，不可能都通过实时飞行测试完成。因此为检验算法的性能， 器件调试及组合导航的数学仿真、半实物仿真、演示验证与评估，以及加快组 合导航系统样机研制的周期，降低成本，提高效率等方面出发，构建一种捷联 惯性/天文组合导航半实物仿真系统是解决以上问题最为有效的途径。国外在此 方面起步较早，上世纪60年代，美国就在U-2高空侦察机和B-2高空侦察机 上采用了平台惯性/天文组合导航技术，但这种平台惯性/天文组合导航的缺点是 成本较高，结构设计复杂。80年代，美国已将捷联惯性/天文/卫星组合导航技 术应用于“全球鹰”无人机，虽然含有捷联惯性/天文组合导航系统，但存在体 积大、实时性和时间同步差的缺点，且没有实验室用功能完备的捷联惯性/天文 组合导航半实物仿真系统。国内SINS/GPS组合导航系统已经得到了较好应用。 专利申请号为200610011580.X中提出了一种SINS/CNS/GPS组合导航半实 物仿真系统，但存在两个问题：(1)GPS不为我国所拥有，平时不可靠，战时 危险；(2)其中的SINS/CNS组合导航半实物仿真系统仅仅是将由计算机实现 的SINS和CNS系统简单的通过串口连接，不但体积大、精度低、实时性差， 而且时间同步性差。
发明内容
本发明的技术解决方案是：一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系 统，包括捷联惯性子系统(1)、天文子系统(2)、组合导航终端(3)、 演示验证与评估终端(4)、轨迹发生终端(5)，其中天文子系统(2)由 星图模拟器(21)和星敏感器(22)组成，轨迹发生终端(5)生成标称轨 迹数据分别输出至组合导航终端(3)、演示验证与评估终端(4)及天文子 系统(2)的星图模拟器(21)中，作为它们信息处理的参考源来统一规范 输入，使惯性、天文子系统实时同步运行；星图模拟器(21)根据标称轨迹 数据生成星图，由星敏感器(22)敏感星图后，进行实时快速的星图预处理 和匹配识别算法以及高精度定姿，完成星敏感器精确快速的姿态输出；组合 导航终端实时并行采集捷联惯性子系统(1)和天文子系统(2)真实器件的 输出姿态数据，通过数据平滑处理得到组合滤波所需的子系统真实误差特性 数据，经信息同步处理叠加到轨迹发生终端(5)生成的标称轨迹数据上， 通过先进最优滤波算法，实现高精度的组合导航；演示验证与评估终端(4) 根据轨迹发生终端(5)生成的标称轨迹数据和组合导航终端(3)输出数据， 实现系统的演示验证和评估，并根据验证和评估结果进行系统改进和优化， 实现系统最优性能。
其中CNS子系统中的星图模拟器主要由ARM(或DSP)处理器、液 晶光阀、平行光管和显示设备组成；其中装有基本恒星星表，高精度星图生 成软件；ARM(或DSP)处理器根据星敏感器在载体上的安装矩阵和轨迹 发生终端生成的轨迹数据，解算出星敏感器光轴的指向，结合星敏感器的视 场，求解出当前光轴指向和此视场下的导航星，经过坐标转换完成星图的生 成，同时利用ARM(或DSP)处理器易于控制的优点，实现星图的直观显 示；此显示的信号通过高分辨率液晶光阀和平行光管，最后完成无穷远处平 行星光的模拟。
其中CNS子系统中的星敏感器主要由CMOS(或CCD)敏感器件、 DSP(或ARM)+CPLD组成；其中装有小容量、有序的导航星库，实时 快速的星图预处理和匹配识别算法以及高精度定姿算法；采用运算精度高、 处理速度快的浮点型DSP(或ARM)，完成星敏感器精确快速的姿态输出； 最后通过软硬件设计实现处理器以高位存取方式访问存储器的功能，并利用 此功能来加速星敏感器的上电初始化。
本发明的原理是：利用轨迹发生终端生成标称轨迹数据，输出给天文子 系统中的星图模拟器、组合导航终端和演示验证与评估终端，作为它们信息 处理的参考源来统一规范输入，使惯性、天文子系统实时同步运行，组合导 航信息实时准确，有效提高了组合导航精度和演示验证与评估质量；在天文 子系统的构建上，采用高精度星图模拟终端(ARM(或DSP)、液晶光阀、 平行光管等)和高精度星敏感器(CMOS(或CCD)敏感器件、DSP(或 ARM)+CPLD等)；组合导航终端由DSP(或ARM)+FPGA(或CPLD) 构成，接收惯性和天文子系统输出的数据，完成高精度组合导航；最后使用 以ARM(或DSP)处理器为核心的控制终端并配有显示设备，根据标称轨 迹数据和组合导航输出数据，实现系统的演示验证和评估。
本发明与现有技术相比的优点在于：保留了传统平台惯性/天文组合导 航算法简单，易于参数设置和优化，以及工程实现技术成熟的优点，用于组 合导航系统在算法功能上的实现和优化，同时又克服了传统系统成本高、体 积大、研发周期长及实时性较差的缺点，构建了一种惯性、天文子系统全捷 联工作模式的组合导航半实物仿真系统。本发明的特点在于：(1)采用轨 迹发生终端生成标称轨迹数据，作为各模块信息处理的参考源来统一规范输 入来有效提高组合导航精度和演示验证与评估质量；(2)针对各模块功能 需求，采用具有处理速度快、控制能力强等显著特点的处理器芯片，实现系 统的小型化和一体化设计；(3)为提高实时性，组合导航时采用并行采集 惯性、天文子系统输出数据方式，并利用子系统真实器件数据通过平滑处理 得到其真实误差特性数据，实现高精度的半实物组合导航；(4)增加了惯 性/天文组合导航的演示验证与评估功能，具有演示验证初始化、导航显示、 载体飞行模拟、导航误差曲线实时显示以及评估结果生成等模块，可有效地 降低组合导航系统的试验成本，缩短其研制周期，这对研究组合导航系统的 动态性能、系统特性和工程应用等具有重要理论和实践意义。
根据轨迹发生终端生成的标称轨迹数据和组合导航终端输出数据，实现 系统的演示验证和评估，来有效地降低组合导航系统的试验成本，缩短其研 制周期，这对研究组合导航系统的动态性能、系统特性和工程应用等具有重 要理论和实践意义。
附图说明
图1为本发明的结构组成示意图；
图2为本发明的工作流程图；
图3为本发明的软件流程图；
图4为本发明的组合导航终端的捷联解算算法和基于先进最优滤波算 法的组合导航软件流程图；
图5为本发明的演示验证与评估终端软件流程图。
具体实施方式
如图2所示，本发明的一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统， 其功能实现为：初始化星图模拟参数和轨迹发生终端参数，根据轨迹参数生 成各子系统标称轨迹数据；利用此标称数据计算求解出对应捷联惯性子系统 的标称数据和星图模拟器的光轴指向数据；接收静态SINS数据，去除均值 后叠加到求解的SINS子系统的标称数据上，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；利用生成的光轴 指向数据产生特定视场下的星图图像，通过星敏感器敏感，星图处理、匹配 识别和姿态确定，完成载体姿态的输出；组合导航终端接收惯性、天文的输 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；演示 验证与评估终端根据轨迹发生终端生成的标称轨迹数据和组合导航终端输 出数据，实现系统的演示验证和评估，并根据验证和评估结果不断的进行系 统改进和优化，实现系统最优性能。
如图3所示，本发明的软件流程，首先进行系统软硬件的初始化，设置 组合导航及验证与评估参数，之后接收SINS数据，如果数据有效，进行工 作模态判断，否则等待接收下一条SINS数据；判断是组合模式还是纯捷联 解算模式，如是组合模式，则接收CNS数据，进行自适应滤波实现组合导 航，完成反馈校正；否则直接进行纯捷联解算实现捷联惯性导航；后进行导 航信息的实时演示验证；并判断数据是否接收完毕，如没有则继续接收下一 条SINS的数据；否则进行组合导航系统的评估；评估结果如没有满足要求， 则调整和优化整个系统的参数，进行下一次的验证和评估，否则生成评估报 告，软件流程结束。
如图4所示，本发明的组合导航终端3的捷联解算算法和基于先进最优 滤波算法的组合导航软件流程，首先读取SINS数据，通过捷联解算算法求 解载体在导航坐标系下的位置、速度和姿态信息；同时读取CNS数据，求 解出载体高精度的姿态信息；后根据这两路数据计算载体的姿态误差，进而 求解出平台的姿态误差角；最后利用先进的最优滤波方法(UKF或UPF)， 并结合平台的姿态误差角，估计出载体在导航坐标系的位置、速度和姿态信 息，完成组合导航。
如图5所示，本发明演示验证与评估终端4的流程，首先是演示验证与 评估初始化，后根据接收的导航信息数据实时进行显示和实时进行载体飞行 的模拟，再结合标称轨迹数据，完成导航误差曲线的实时显示和飞行轨迹验 证，最后针对形成的组合导航验证结果序列，采用误差标准差和误差均方差 两种方法进行组合导航性能的评估。
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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