组合导航载体轨迹发生器的设计与实现

关键词：惯导元件；飞行器；轨迹发生器；组合导航；传感器数据

中图分类号：TP391.77 文献标识码：A

文章编号：1009-3044（2023）24-0088-05

0 引言

随着卫星导航系统和传感技术的发展，低价捷惯性导航得到广泛应用[1]。通过实地测量获取惯导元件输出数据，受试验周期、成本、环境等多种因素影响，难度较大[2-3]。为避免实地测量周期长、成本高、易受干扰等，越来越多的学者通过建立飞行轨迹模型来获取惯导元件的输出数据[4]。轨迹发生器是惯性导航系统进行算法验证和仿真的基础，用于产生仿真所需要的传感器数据和BDS参数[5]。

本文设计一种通过建立控制方程计算飞行器飞行状态，生成理想轨迹的轨迹发生器，对组合导航系统中惯性测量单元（IMU）[6]、BDS位置和速度等多类型传感器数据生成机理进行分析，设计了捷联惯性组合导航轨迹发生器。利用轨迹发生器生成的仿真数据进行组合导航解算，导航结果验证了所设计的轨迹发生器的正确性和有效性。

1 基本理论

1.1载体轨迹发生器原理

轨迹发生器用于产生模拟场景中各个时刻载体的导航参数： 位置、速度、姿态、比力加速度积分增量和角速度积分增量[7]。加速度增量和角速度增量的估计是设计轨迹发生器的的关键。为了实现误差控制，本文计算飞行器飞行状态，生成理想轨迹的轨迹发生器。具体步骤如下。

1）直线运动（静止/匀速）阶段，俯仰角、航向角、横滚角、加速度为0。

2）加速减速运动阶段，飞行器姿态角不变，三方向加速度任取一个常值。

3）上升/下降运动阶段，载体俯仰角以等角速度增大。

4）沿轴滚准运动阶段，载体俯仰角和航向角不变，横滚角以等速度递加，三方向加速度不变。

5）转弯运动阶段，载体航向角以等角速度增大。

1.2 标准SRCKF算法

标准SRCKF算法包括初始化、时间更新和量测更新三个步骤[8]：

1.3 载体轨迹发生器

假设载体为某飞行器，仿真过程包含了飞行器从静止到滑跑、上升、转弯和平飞等全过程，将仿真时间设定为1小时，飞行器的运动状态设计如表1所示。

根据上述飞行器状态设计，生成的飞行器姿态角速率、姿态角、加速度和速度如图1所示。

1.4 理想惯性传感器数据

根据设计的飞行器姿态角速率、姿态角、加速度和速度，生成理想的惯性传感器数据。惯性传感器数据[9]包括三个陀螺和三个加速度计。

1.5含有误差的惯性传感器数据生成

为了使仿真贴近实际，需要在生成的惯性传感器数据中加入误差。向理想传感器数据中加入的误差包括固定误差[10]和随机误差[11]。

固定误差项包括：零偏项、标度因数误差和惯性传感器安装误差。固定误差项设置如表2所示。

惯性传感器的随机误差包括：随机零偏、一阶马尔可夫噪声和白噪声。随机误差参数设置如表3 所示。

仿真生成的惯性传感器误差如图4所示。

1.6 BDS 仿真数据生成

根据载体轨迹设计中生成的纬度、经度和高度、东向速度、北向速度和天向速度，向其中加入误差得到BDS仿真数据，BDS的误差参数设置如表4所示。

仿真生成的BDS位置和速度如图5所示。

2 仿真验证及分析

为验证轨迹发生器的正确性，将以CKF为模型得到标准CKF组合导航结果，组合导航与飞行过程真实轨迹对比如图6所示。

现在向BDS位置观测量加入粗差，在[800，900]平飞阶段，加入100秒位置误差，如下所示。

由上述实验结果可以看到，从第800秒（0.22h）开始加入BDS位置粗差，至900秒（0.25h）撤销粗差，组合导航定位精度受到了严重的影响。水平位置精度在粗差撤销后180秒回归正常水平，而高度精度在粗差撤销后越1600秒才回归正常水平，该现象与惯性导航系统的天向通道本身不稳定的特性有关。

3 结束语

本文利用轨迹发生器产生的轨迹数据和导航算法进行了组合验证，结果表明了本文设计的有效性。但当BDS位置观测量中含有粗差时，给组合导航精度带来了不可接受的显著影响，因此必须设法使组合导航滤波器具有一定的抗差自适应能力。为解决这一问题，接下来将深入研究抗差自适应容积卡尔曼滤波器。