機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提出的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng),各個(gè)單一導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)按照自身導(dǎo)航原理逼真地仿真與型號(hào)相同的功能、性能和接口；調(diào)度系統(tǒng)響應(yīng)任務(wù)系統(tǒng)下發(fā)的顯控指令、加載指令和加載數(shù)據(jù)信息，結(jié)合環(huán)境仿真數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)各種導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)執(zhí)行仿真運(yùn)算；組合導(dǎo)航系統(tǒng)以INS仿真子系統(tǒng)作為主導(dǎo)航源，分別以GNSS、TACAN、IFDL作為輔助導(dǎo)航源進(jìn)行基于聯(lián)邦卡爾曼濾波的組合導(dǎo)航處理及故障檢測處理，采用聯(lián)邦濾波算法構(gòu)建兩級(jí)結(jié)構(gòu)的廣義聯(lián)邦卡爾曼濾波器來完成信息融合，主濾波器進(jìn)行總的信息融合,并對各個(gè)子濾波器進(jìn)行信息分配和重置，采用動(dòng)態(tài)信息分配系數(shù)對子濾波器的結(jié)果進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)；同時(shí)系統(tǒng)利用估算誤差量對INS子導(dǎo)航源實(shí)施閉環(huán)負(fù)反饋校正。
【專利說明】機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種主要應(yīng)用于航空平臺(tái)的綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)，尤其是用于機(jī)載多導(dǎo) 航綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)。

【背景技術(shù)】
[0002] 在現(xiàn)有技術(shù)中，各種導(dǎo)航源以不同的工作原理為飛機(jī)提供了各種導(dǎo)航信息，如慣 性導(dǎo)航系統(tǒng)（INS)、衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)（GNSS，如GPS、北斗等）、塔康（TACAN)和機(jī)間鏈導(dǎo)航系統(tǒng) (IFDL)等，導(dǎo)航時(shí)若只單獨(dú)使用它們中的任何一種，則總有這樣或那樣的弊端：（I) INS系 統(tǒng)由于加速度計(jì)的常值零位誤差，陀螺儀的常值漂移系統(tǒng)的初始對準(zhǔn)誤差，間而產(chǎn)生的姿 態(tài)角誤差，會(huì)使整個(gè)慣導(dǎo)系統(tǒng)出現(xiàn)定位誤差；（2)GNSS雖然具有全球、全天候、精度高和無 積累誤差等優(yōu)點(diǎn)，但抗干擾性差，易受地形遮擋而發(fā)生信號(hào)中斷；（3) TACAN是一種近距離 無線電導(dǎo)航系統(tǒng)，它無法在地面臺(tái)站覆蓋區(qū)域外使用，且距離臺(tái)站越遠(yuǎn)導(dǎo)航誤差越大；(4) IFDL利用編隊(duì)成員間到達(dá)時(shí)間和到達(dá)方向進(jìn)行相對定位，其存在位置信息更新率低、無姿 態(tài)信息、無地理導(dǎo)航能力等缺點(diǎn)。隨著導(dǎo)航技術(shù)和控制理論的發(fā)展，組合導(dǎo)航系統(tǒng)擁有眾多 的導(dǎo)航傳感器模塊，已經(jīng)構(gòu)成了一個(gè)多傳感器導(dǎo)航信息系統(tǒng)。信息融合方法是解決多傳感 器信息綜合處理問題強(qiáng)有力的手段。通過多源信息的最優(yōu)融合，能夠有效地提高組合導(dǎo)航 系統(tǒng)的精度和可靠性。機(jī)載多導(dǎo)航源組合導(dǎo)航系統(tǒng)采用先進(jìn)的導(dǎo)航信息智能融合技術(shù)將各 種導(dǎo)航系統(tǒng)組合起來，充分利用其冗余和互補(bǔ)性，形成一個(gè)有機(jī)的整體，兼并各系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn) 而互補(bǔ)缺點(diǎn)，在提高導(dǎo)航精度的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)對各導(dǎo)航源進(jìn)行故障檢測、診斷、隔離故障 設(shè)備和重構(gòu)系統(tǒng)，大大提高導(dǎo)航信息的可靠性，使綜合電子信息系統(tǒng)在復(fù)雜的戰(zhàn)場環(huán)境中 始終能夠?yàn)閼?zhàn)機(jī)提供統(tǒng)一的、最優(yōu)的、可靠的、長航時(shí)的導(dǎo)航參數(shù)。
[0003] 國內(nèi)的仿真系統(tǒng)要么是單一導(dǎo)航系統(tǒng)，要么是少數(shù)幾種單一導(dǎo)航系統(tǒng)組合在一 起，研究和應(yīng)用最多的組合導(dǎo)航系統(tǒng)主要有GPS+INS和GPS+INS+TACAN。所有的導(dǎo)航方法都 是針對特定的具體要求進(jìn)行設(shè)計(jì)的，目前能包容所有典型導(dǎo)航成員、適應(yīng)全航程的導(dǎo)航方 法還沒有出現(xiàn)。對于不同類型導(dǎo)航系統(tǒng)的組合，常采用卡爾曼濾波?？柭鼮V波的一個(gè)缺 點(diǎn)是當(dāng)系統(tǒng)的狀態(tài)發(fā)生突變時(shí)（如航向或航速發(fā)生突然改變），濾波得到的系統(tǒng)狀態(tài)并不 能馬上跟蹤系統(tǒng)真實(shí)狀態(tài)的變化，從而影響了濾波效果。在導(dǎo)航算法研究、組合導(dǎo)航系統(tǒng) 濾波器開發(fā)的過程中需要大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，而真實(shí)數(shù)據(jù)很難獲取，利用仿真技術(shù)產(chǎn)生試驗(yàn) 數(shù)據(jù)，可為導(dǎo)航算法的研究、組合導(dǎo)航系統(tǒng)濾波器的開發(fā)提供一種有效的手段，既方便又經(jīng) 濟(jì)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)存在的不足之處，提供一種包含導(dǎo)航信息源更全面，綜合功 能更強(qiáng)，適用范圍更寬，綜合結(jié)構(gòu)更合理，既能夠單獨(dú)使用，也能與其它仿真系統(tǒng)進(jìn)行互操 作，具有較強(qiáng)通用性，并可接入仿真平臺(tái)仿真環(huán)境的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)。
[0005] 本發(fā)明的上述目的可以通過以下措施來達(dá)到，一種機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系 統(tǒng)，包括基于INS/GNSS/TACAN/IFDL的容錯(cuò)組合導(dǎo)航系統(tǒng)、調(diào)度系統(tǒng)、無線電高度表ALT仿 真子系統(tǒng)、微波著陸MLS仿真子系統(tǒng)、儀表著陸ILS仿真子系統(tǒng)、精密測距儀DME/P仿真子 系統(tǒng)、機(jī)間鏈IFDL等單導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于：采用管道過濾器模型與基于軟件構(gòu)件的過 濾器方式相結(jié)合的層次化、模塊化的分布式仿真架構(gòu)，各個(gè)單一導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)按照自身 導(dǎo)航原理逼真地仿真與型號(hào)相同的功能、性能和接口；調(diào)度系統(tǒng)響應(yīng)任務(wù)系統(tǒng)下發(fā)的顯控 指令、加載指令和加載數(shù)據(jù)信息，自主地選擇單導(dǎo)航源或者組合導(dǎo)航進(jìn)行導(dǎo)航定位，結(jié)合環(huán) 境仿真數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)各種導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)執(zhí)行仿真運(yùn)算；組合導(dǎo)航系統(tǒng)以INS仿真子系統(tǒng)作為 主導(dǎo)航源，分別以GNSS、TACAN、IFDL作為輔助導(dǎo)航源，狀態(tài)矢量為INS導(dǎo)航參數(shù)誤差，采用 聯(lián)邦濾波算法構(gòu)建兩級(jí)結(jié)構(gòu)的廣義聯(lián)邦卡爾曼濾波器來完成信息融合，主濾波器進(jìn)行總的 信息融合，并對各個(gè)子濾波器進(jìn)行信息分配和重置，GNSS/INS子濾波器UTACAN/INS子濾 波器2和IFDL/INS子濾波器3分別完成INS/GNSS/TACAN/IFDL組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)矢量 局部估算，主濾波器采用動(dòng)態(tài)信息分配系數(shù)對子濾波器的結(jié)果進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)。在容錯(cuò)組合 導(dǎo)航系統(tǒng)中，采用狀態(tài)殘差X 2檢驗(yàn)法對各個(gè)子濾波器進(jìn)行實(shí)時(shí)地檢測和診斷故障；模糊邏 輯自適應(yīng)控制器FLAC不斷監(jiān)視殘差r是否為零均值白噪聲；再根據(jù)模糊推理規(guī)則來控制各 子濾波器的估計(jì)誤差方差的加權(quán)因子a (k)，用于調(diào)整和測量噪聲方差矩陣Qk和Rk，最后根 據(jù)現(xiàn)代控制理論，對子導(dǎo)航源INS實(shí)施輸出校正或閉環(huán)反饋校正。
[0006] 本發(fā)明相比于現(xiàn)有技術(shù)具有如下有益效果： 本發(fā)明提出的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)軟件采用開放式體系結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，按照層 次化、模塊化的設(shè)計(jì)原則，可接入大系統(tǒng)平臺(tái)仿真環(huán)境，既能夠單獨(dú)使用，也能與其它仿真 進(jìn)行互操作，根據(jù)不同的用戶需求和不同的應(yīng)用目的選用不同導(dǎo)航子系統(tǒng)，提高了系統(tǒng)的 適應(yīng)性和可移植性。
[0007] 包含的導(dǎo)航信息源更全面。本發(fā)明中的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)基本覆蓋了 目前所有主流的導(dǎo)航方式，具體涵蓋了 INS仿真子系統(tǒng)、GNSS仿真子系統(tǒng)、TACAN仿真子 系統(tǒng)、ALT系統(tǒng)、MLS仿真子系統(tǒng)、ILS系統(tǒng)、DME/P系統(tǒng)、IFDL相對導(dǎo)航系統(tǒng)和組合導(dǎo)航 (1呢+6呢5+了404奸正01組合導(dǎo)航）的仿真系統(tǒng)?？梢酝暾啬M1呢、6呢5、了404隊(duì)六1^、 MLS、ILS、DME/P、IFDL等單一導(dǎo)航功能，還能夠利用正常子導(dǎo)航源信息重構(gòu)系統(tǒng)融合算法模 擬 GNSS+INS、TACAN+INS、IFDL+INS、GNSS+TACAN+INS+IFDL 的組合導(dǎo)航功能，可以根據(jù)飛機(jī) 在不同任務(wù)階段工作選用不同導(dǎo)航系統(tǒng)，盡可能逼真地再現(xiàn)各單一導(dǎo)航源及各類組合導(dǎo)航 系統(tǒng)的功能、誤差特性、接口特性和數(shù)據(jù)傳輸關(guān)系。
[0008] 綜合功能更強(qiáng)，適用范圍更寬。本機(jī)導(dǎo)航信息與IFDL鏈導(dǎo)航信息的綜合完成了協(xié) 和功能、互補(bǔ)功能和余度功能。此發(fā)明不僅適用于載機(jī)自身的精確地理位置導(dǎo)航，也適用于 編隊(duì)?wèi)?zhàn)機(jī)間精確相對位置確定。例如協(xié)和功能:MLS+DME/P協(xié)和可以提供飛機(jī)相對于著陸 點(diǎn)的位置信息，TACAN+ALT協(xié)和可以提供飛機(jī)相對于塔臺(tái)的位置信息等?；パa(bǔ)和余度功能： 將INS+GNSS+TACAN+IFDL相組合，相互取長補(bǔ)短，互為余度，將增強(qiáng)、完善系統(tǒng)功能和性能， 獲得1?更新率的多維精確導(dǎo)航彳目息，提1?系統(tǒng)精度、可罪性，增強(qiáng)抗干擾能力，實(shí)現(xiàn)1?精度 的相對導(dǎo)航和地理導(dǎo)航。
[0009] 綜合結(jié)構(gòu)更合理。本發(fā)明采用管道過濾器模型與基于軟件構(gòu)件的過濾器方式相結(jié) 合的層次化、模塊化的分布式仿真架構(gòu)，可以非常便捷地增加子導(dǎo)航源和子導(dǎo)航源子系統(tǒng)， 軟件具有非常好的擴(kuò)展性和開放性；仿真軟件采用VC++多任務(wù)處理方式，各個(gè)子導(dǎo)航源子 系統(tǒng)軟件通過任務(wù)線程方式進(jìn)行參數(shù)級(jí)功能軟件的處理，數(shù)據(jù)任務(wù)間通過消息隊(duì)列或系統(tǒng) 內(nèi)部的全局共享內(nèi)存實(shí)現(xiàn)各部分的數(shù)據(jù)交換。
[0010] 具有較強(qiáng)容錯(cuò)性能。本發(fā)明組合導(dǎo)航技術(shù)使用了兩級(jí)聯(lián)邦卡爾曼濾波器，其中 GNSS/INS子濾波器1、TACAN/INS子濾波器2和IFDL/INS子濾波器3分別完成INS/GNSS/ TACAN/IFDL組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)矢量局部估算，主濾波器進(jìn)行總的信息融合，并對各個(gè)子 濾波器進(jìn)行信息分配和重置，克服了單獨(dú)使用INS、GNSS、TACAN或IFDL時(shí)分別產(chǎn)生的累積 誤差大、系統(tǒng)失效、距臺(tái)站距離遠(yuǎn)時(shí)導(dǎo)航誤差變大、導(dǎo)航信息不全面等問題，并且通過多級(jí) 故障檢測技術(shù)自動(dòng)隔離發(fā)生故障的子導(dǎo)航源，充分利用正常工作的子導(dǎo)航源輸出信息，獲 得可靠、準(zhǔn)確的導(dǎo)航參數(shù)估計(jì)，同時(shí)利用該估計(jì)結(jié)果實(shí)現(xiàn)對子導(dǎo)航源INS的閉環(huán)反饋校正。
[0011] 本發(fā)明可用于飛行器系統(tǒng)的試驗(yàn)和性能指標(biāo)分析，還可用于各種導(dǎo)航模型系統(tǒng)誤 差分析和機(jī)載單導(dǎo)航源導(dǎo)航參數(shù)確定，也適用于INS/GNSS/TACAN/IFDL組合導(dǎo)航系統(tǒng)的工 程應(yīng)用算法研究，幫助突破組合導(dǎo)航關(guān)鍵技術(shù)。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0012] 下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)一步說明。
[0013] 圖1是本發(fā)明機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖。
[0014] 圖2是本發(fā)明機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)真軟件組成圖。
[0015] 圖3是本發(fā)明INS/GNSS/TACAN/IFDL組合導(dǎo)航流程圖。
[0016] 圖4是本發(fā)明FLAG結(jié)構(gòu)框圖。
[0017] 圖5是本發(fā)明模糊邏輯控制器FLAG原理示意圖。
[0018] 圖6是本發(fā)明INS/GNSS/TACAN/IFDL組合導(dǎo)航故障檢測與診斷FDIR原理框圖。
[0019] 圖7是本發(fā)明的Fuzzy ArtMap結(jié)構(gòu)圖。
[0020] 圖8是本發(fā)明INS仿真子系統(tǒng)仿真計(jì)算流程圖。
[0021] 圖9是本發(fā)明GNSS仿真子系統(tǒng)計(jì)算流程圖。
[0022] 圖10是本發(fā)明TACAN仿真子系統(tǒng)信息解算工作流程圖。
[0023] 圖11是本發(fā)明MLS+DME/P仿真子系統(tǒng)功能軟件流程圖。
[0024] 圖12是本發(fā)明ALT仿真子系統(tǒng)高度測量值解算工作流程圖。
[0025] 圖13是本發(fā)明IFDL仿真子系統(tǒng)測量值解算工作流程圖。

【具體實(shí)施方式】
[0026] 參閱圖1、圖2。在以下描述的實(shí)施例中，機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)包括 機(jī)載多導(dǎo)航源仿真部分、環(huán)境仿真模擬器和外部任務(wù)系統(tǒng)部分。具體包括慣性導(dǎo)航系統(tǒng) (INS)、衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)（GNSS)、塔康（TACAN)、無線電高度表（ALT)、微波著陸（MLS)、儀表著 陸（ILS)、精密測距儀（DME/P)、機(jī)間鏈（IFDL)等單導(dǎo)航系統(tǒng)、組合導(dǎo)航系統(tǒng)、環(huán)境仿真模 擬器和外部任務(wù)系統(tǒng)。單導(dǎo)航源子系統(tǒng)真實(shí)地反映了現(xiàn)有機(jī)型導(dǎo)航設(shè)備的誤差特性、接口 關(guān)系和性能特性；組合導(dǎo)航子系統(tǒng)選用INS仿真子系統(tǒng)作為主導(dǎo)航源，分別以GNSS、TACAN、 IFDL作為輔助導(dǎo)航源進(jìn)行基于聯(lián)邦卡爾曼濾波的組合導(dǎo)航處理及故障檢測處理，同時(shí)系統(tǒng) 利用估算誤差量對INS子導(dǎo)航源實(shí)施閉環(huán)負(fù)反饋校正。其中機(jī)載多導(dǎo)航源仿真部分包括導(dǎo) 航仿真部分和調(diào)度部分。導(dǎo)航仿真部分又分成單導(dǎo)航仿真系統(tǒng)和組合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)。導(dǎo)航 仿真部分包括：慣性導(dǎo)航INS仿真子系統(tǒng)、衛(wèi)星導(dǎo)航GNSS仿真子系統(tǒng)、塔康TACAN仿真子系 統(tǒng)、無線電高度表ALT仿真子系統(tǒng)、微波著陸MLS仿真子系統(tǒng)、儀表著陸ILS仿真子系統(tǒng)、精 密測距儀DME/P仿真子系統(tǒng)、機(jī)間鏈IFDL相對導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)。它們實(shí)現(xiàn)的典型功能分別 如下： ①INS仿真子系統(tǒng)綜合考慮了慣性儀表誤差特性，建立了常值誤差、一階馬爾可夫過 程的隨機(jī)游走模型，更加逼真地模擬了陀螺儀和加速度計(jì)的測量數(shù)據(jù)。
[0027] ②GNSS仿真子系統(tǒng)可根據(jù)衛(wèi)星星歷驅(qū)動(dòng)衛(wèi)星星座的推演運(yùn)算，為接收機(jī)導(dǎo)航定 位提供標(biāo)準(zhǔn)衛(wèi)星位置、速度等基準(zhǔn)信息，同時(shí)支持選擇最佳幾何精度因子的四顆衛(wèi)星和選 擇所有可見星兩種選星方法。
[0028] ③TACAN仿真子系統(tǒng)可根據(jù)仿真設(shè)置的導(dǎo)航模式，完成飛機(jī)相對于TACAN地面信 標(biāo)臺(tái)方位、斜距、速度、到臺(tái)待飛時(shí)間的參數(shù)級(jí)仿真。
[0029] ④ALT仿真子系統(tǒng)模擬氣壓高度表的測高功能，給出飛機(jī)的氣壓高度。
[0030] ⑤MLS/ILS仿真子系統(tǒng)與DEM\P配合使用，主要模擬飛機(jī)相對于地面方位控制臺(tái) 的方位信息、機(jī)相對于地面俯仰控制臺(tái)的俯仰信息和飛機(jī)相對于DME/P臺(tái)的距離信息；然 后在此基礎(chǔ)上，采用旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)迭代解算算法（RGS算法）得到飛機(jī)相對于著陸點(diǎn)的實(shí)時(shí)位置 信息。
[0031] ⑥IFDL相對導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)完成IFDL網(wǎng)內(nèi)兩個(gè)或兩個(gè)以上的編隊(duì)成員組成相 對導(dǎo)航系統(tǒng)功能，在IFDL系統(tǒng)的時(shí)分多址通信功能集成上，利用到達(dá)時(shí)間TOA和到達(dá)方向 DOA進(jìn)行精密測距和交互位置數(shù)據(jù)，利用有源時(shí)間比對RTT得到的源與用戶時(shí)鐘的鐘差，然 后進(jìn)行一定的數(shù)據(jù)處理，使成員得到其在規(guī)定的相對坐標(biāo)系中的坐標(biāo)位置。
[0032] 各種導(dǎo)航仿真系統(tǒng)的輸入是環(huán)境仿真提供的地面臺(tái)信息、空中編隊(duì)飛機(jī)的標(biāo)稱軌 跡數(shù)據(jù)和天氣環(huán)境信息，輸出是每種導(dǎo)航仿真系統(tǒng)提供給外部任務(wù)系統(tǒng)的導(dǎo)航信息。調(diào)度 系統(tǒng)完成對不同導(dǎo)航子系統(tǒng)選擇的控制，即飛機(jī)在全航線飛行中根據(jù)調(diào)度子系統(tǒng)自主地選 擇單導(dǎo)航源或者組合導(dǎo)航進(jìn)行導(dǎo)航定位。調(diào)度系統(tǒng)響應(yīng)任務(wù)系統(tǒng)下發(fā)的顯控指令、加載指 令和加載數(shù)據(jù)信息，系統(tǒng)結(jié)合環(huán)境仿真數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)各種導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)執(zhí)行仿真運(yùn)算。
[0033] INS+GNSS+TACAN+IFDL組合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)，它以INS仿真子系統(tǒng)作為主導(dǎo)航源， 以GNSS、TACAN、IFDL作為輔助導(dǎo)航源，具體包含有三個(gè)子濾波器（GNSS/INS子濾波器1、 TACAN/INS子濾波器2、IFDL/INS子濾波器3)和一個(gè)主濾波器（也稱全局濾波器），它們采 用間接濾波方式工作：各個(gè)子濾波器均采用模糊邏輯自適應(yīng)卡爾曼濾波器完成系統(tǒng)的狀態(tài) 矢量局部估算，其主要流程是各個(gè)子濾波器通過模糊邏輯自適應(yīng)控制器FLAC不斷監(jiān)視各 子濾波器的殘差r是否為零均值白噪聲；再根據(jù)模糊推理規(guī)則來控制各子濾波器的估計(jì)誤 差方差的加權(quán)因子a (k)，用于調(diào)整過程和測量噪聲方差矩陣Qk和Rk，從而不斷調(diào)整子濾波 器增益K，使其達(dá)到全局最優(yōu)或次優(yōu)估計(jì)；然后主濾波器進(jìn)行子濾波器的公共狀態(tài)矢量融 合合成和時(shí)間更新，輸出可靠、準(zhǔn)確的導(dǎo)航參數(shù)誤差的全局最優(yōu)估計(jì)量；最后根據(jù)現(xiàn)代控制 理論，對子導(dǎo)航源INS實(shí)施輸出校正或閉環(huán)反饋校正。
[0034] 在容錯(cuò)組合導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，采用組合導(dǎo)航故障檢測與診斷技術(shù)FDIR對組合 導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)地檢測和故障診斷。這里利用狀態(tài)殘差X 2檢驗(yàn)法對各個(gè)子濾波器進(jìn)行 數(shù)據(jù)有效性檢測，當(dāng)子濾波器無故障時(shí)，將子濾波器的濾波結(jié)果送入聯(lián)邦濾波器；當(dāng)檢測到 突變故障后，子濾波器將被自動(dòng)隔離，利用其它正常子導(dǎo)航源信息重構(gòu)系統(tǒng)融合算法。為 了識(shí)別故障以及重構(gòu)，需要對故障進(jìn)行定位，可以用Fuzzy ArtMap模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的識(shí)別能 力來分離故障源、判斷故障幅值和發(fā)生時(shí)間。
[0035] 機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)軟件采用管道過濾器模型與基于軟件構(gòu)件的過 濾器方式相結(jié)合的層次化、模塊化的分布式仿真架構(gòu)，從單導(dǎo)航源子系統(tǒng)到組合導(dǎo)航子系 統(tǒng)的消息采用管道方式傳輸，導(dǎo)航子系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)采用基于軟件構(gòu)件的過濾器方式。當(dāng)組合導(dǎo) 航增加子導(dǎo)航源時(shí)，增加管道即可；當(dāng)整個(gè)綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)增加子導(dǎo)航源子系統(tǒng)時(shí)，增加 過濾器或/和相應(yīng)軟件構(gòu)件即可，從而確保了機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真軟件的擴(kuò)展性和 開放性。
[0036] 參閱圖3。關(guān)于INS+GNSS+TACAN+IFDL組合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)的實(shí)施過程表述如下： INS/GNSS/TACAN/IFDL組合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)，采用廣義聯(lián)邦濾波技術(shù)來完成信息融合，其由一 個(gè)主濾波器和三個(gè)子濾波器完成，狀態(tài)矢量為INS導(dǎo)航參數(shù)誤差，各個(gè)子濾波器（GNSS/INS 子濾波器1、TACAN/INS子濾波器2、IFDL/INS子濾波器3)采用間接濾波方式工作，應(yīng)用模 糊邏輯自適應(yīng)控制器FLAG完成狀態(tài)矢量局部估算，主濾波器（也稱全局濾波器）進(jìn)行子濾 波器的公共狀態(tài)矢量融合和時(shí)間更新，輸出可靠、準(zhǔn)確的導(dǎo)航參數(shù)誤差的全局最優(yōu)估計(jì)量。 最后根據(jù)現(xiàn)代控制理論，對子導(dǎo)航源INS實(shí)施輸出校正或閉環(huán)反饋校正。
[0037] ①機(jī)載慣性導(dǎo)航系統(tǒng)慣導(dǎo)誤差狀態(tài)方程的建立 首先載機(jī)位置、速度和加速度選取地心地固直角坐標(biāo)系，姿態(tài)角是載機(jī)直角坐標(biāo)系相 對于載機(jī)東北天地理直角坐標(biāo)系的偏差角，濾波器慣性系統(tǒng)狀態(tài)誤差向量設(shè)為： Xsins = [ S Xsins 5 Ysins 5 Zsins 5 Vxsins S Vysins S Vzsins 小 x 小 y 小 z S fax S fay S fazSVex SVey SV0Jt (I) 其中S XSINS、S YSINS、S Zsins為載機(jī)的位置誤差；S VXSINS、S VYSINS、S Vzsins為載機(jī)的速度 誤差；t、七、叭為載機(jī)的姿態(tài)角誤差；Sfax、Sfay、SfazS載機(jī)的加速度誤差；SV 0x、 S Vey、S Vez為載機(jī)的姿態(tài)角速度誤差。
[0038] 然后建立載機(jī)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)慣導(dǎo)誤差狀態(tài)方程，作為子主濾波器，GNSS/INS子濾 波器1和TACAN/INS子濾波器2的狀態(tài)方程如下： Xi (k) = Fi (k, k-1) Xi (k-1) +Gi (k, k-1) Wi (k) (2) 其中i = 1，2分別表示子濾波器1和子濾波器2，F(xiàn)i(k，k-l)為tk_i時(shí)刻到tk時(shí)刻系統(tǒng) 的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，Wi (k)為tk時(shí)刻系統(tǒng)的噪聲矢量，Gi (k，k-1)為時(shí)刻到tk時(shí)刻系統(tǒng)的 噪聲驅(qū)動(dòng)矩陣；Xi (k-1)為tk_i時(shí)刻載機(jī)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)誤差狀態(tài)量，Xi (k)為tk時(shí)刻載機(jī)慣 性導(dǎo)航系統(tǒng)誤差狀態(tài)量。
[0039] ②GNSS/INS子濾波器1的觀測方程的建立 在地心地固直角坐標(biāo)系下建立GNSS位置速度觀測量與INS仿真子系統(tǒng)狀態(tài)估計(jì)量之 間偏差的線性化量測方程，作為子濾波器1的觀測方程，具體如下： Z1GO = H1GOX1GO+V1GO (3) 其中H1 = [I6X6 O6x9]為tk時(shí)刻位置速度量測矩陣，V1 (k)為tk時(shí)刻GNSS接收機(jī)的位 置速度量測噪聲向量。如GPS/SINS子濾波器采用位置和速度進(jìn)行組合方式，卡爾曼濾波器 的輸入觀測量為慣性導(dǎo)航SINS的輸出信息與GPS導(dǎo)航的輸出信息相減。
[0040] ③TACAN/INS子濾波器2的觀測方程的建立 在塔康臺(tái)極坐標(biāo)系下建立TACAN觀測量（含斜距、反方位角和氣壓高度值）與INS仿 真子系統(tǒng)狀態(tài)估計(jì)量（由位置估計(jì)信息反解出斜距、反方位角和高度值）之間的偏差的線 性化量測方程，作為TACAN/INS子濾波器2的觀測方程，具體如下： Z2(k) = H2GO X2(k)+V2(k) (4) 其中H2 = [Ft O3xi2]為tk時(shí)刻量測矩陣，

【權(quán)利要求】
1. 一種機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航仿真系統(tǒng)，包括基于INS/GNSS/TACAN/IFDL的容錯(cuò)組 合導(dǎo)航系統(tǒng)、調(diào)度系統(tǒng)、無線電高度表ALT仿真子系統(tǒng)、微波著陸MLS仿真子系統(tǒng)、儀表著陸 ILS仿真子系統(tǒng)、精密測距儀DME/P仿真子系統(tǒng)、機(jī)間鏈IFDL等單導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于：采用管道過濾器模型與基于軟件構(gòu)件的過濾器方式相結(jié)合的層次化、模塊化的分布式仿真 架構(gòu)，各個(gè)單一導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)按照自身導(dǎo)航原理逼真地仿真與型號(hào)相同的功能、性能和 接口；調(diào)度系統(tǒng)響應(yīng)任務(wù)系統(tǒng)下發(fā)的顯控指令、加載指令和加載數(shù)據(jù)信息，自主地選擇單導(dǎo) 航源或者組合導(dǎo)航進(jìn)行導(dǎo)航定位，結(jié)合環(huán)境仿真數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)各種導(dǎo)航仿真子系統(tǒng)執(zhí)行仿真運(yùn) 算；組合導(dǎo)航系統(tǒng)以INS仿真子系統(tǒng)作為主導(dǎo)航源，分別以GNSS、TACAN、IFDL作為輔助導(dǎo) 航源，狀態(tài)矢量為INS導(dǎo)航參數(shù)誤差，采用聯(lián)邦濾波算法構(gòu)建兩級(jí)結(jié)構(gòu)的廣義聯(lián)邦卡爾曼 濾波器來完成信息融合，主濾波器進(jìn)行總的信息融合，并對各個(gè)子濾波器進(jìn)行信息分配和 重置，GNSS/INS子濾波器1、TACAN/INS子濾波器2和IFDL/INS子濾波器3分別完成INS/ GNSS/TACAN/IFDL組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)矢量局部估算，主濾波器采用動(dòng)態(tài)信息分配系數(shù)對 子濾波器的結(jié)果進(jìn)行最優(yōu)估計(jì)；在容錯(cuò)組合導(dǎo)航系統(tǒng)中，采用狀態(tài)殘差x 2檢驗(yàn)法對各個(gè)子 濾波器進(jìn)行實(shí)時(shí)地檢測和診斷故障；模糊邏輯自適應(yīng)控制器FLAC不斷監(jiān)視殘差r是否為零 均值白噪聲，再根據(jù)模糊推理規(guī)則來控制各子濾波器的估計(jì)誤差方差的加權(quán)因子a (k)，用 于調(diào)整和測量噪聲方差矩陣Qk和Rk，最后根據(jù)現(xiàn)代控制理論，對子導(dǎo)航源INS實(shí)施輸出校 正或閉環(huán)反饋校正。
2. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，INS仿真子系統(tǒng)綜 合慣性儀表誤差特性，建立了常值誤差、一階馬爾可夫過程的隨機(jī)游走模型，逼真模擬陀螺 儀和加速度計(jì)的測量數(shù)據(jù)。
3. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，TACAN仿真子系統(tǒng) 可根據(jù)仿真設(shè)置的導(dǎo)航模式，完成飛機(jī)相對于TACAN地面信標(biāo)臺(tái)方位、斜距、速度、到臺(tái)待 飛時(shí)間的參數(shù)級(jí)仿真。
4. 如權(quán)利要求3所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，MLS/ILS仿真子系 統(tǒng)與DEM\P配合使用，模擬飛機(jī)相對于地面方位控制臺(tái)的方位信息、相對于地面俯仰控制 臺(tái)的俯仰信息和飛機(jī)相對于DME/P臺(tái)的距離信息；然后在此基礎(chǔ)上，采用旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)迭代解 算算法RGS得到飛機(jī)相對于著陸點(diǎn)的實(shí)時(shí)位置信息。
5. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，IFDL相對導(dǎo)航仿真 子系統(tǒng)完成IFDL網(wǎng)內(nèi)兩個(gè)或兩個(gè)以上的編隊(duì)成員組成相對導(dǎo)航系統(tǒng)功能，在IFDL系統(tǒng)的 時(shí)分多址通信功能集成上，利用到達(dá)時(shí)間TOA和到達(dá)方向DOA進(jìn)行測距和交互位置數(shù)據(jù)，利 用有源時(shí)間比對RTT得到的源與用戶時(shí)鐘的鐘差，然后進(jìn)行一定的數(shù)據(jù)處理，使成員得到 在規(guī)定的相對坐標(biāo)系中的坐標(biāo)位置。
6. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，各個(gè)子濾波器均采 用模糊邏輯自適應(yīng)卡爾曼濾波器完成系統(tǒng)的狀態(tài)矢量局部估算，不斷調(diào)整子濾波器增益K ; 主濾波器進(jìn)行子濾波器的公共狀態(tài)矢量融合合成和時(shí)間更新。
7. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，當(dāng)子濾波器無故障 時(shí)，子濾波器的濾波結(jié)果送入聯(lián)邦濾波器；當(dāng)檢測到突變故障后，子濾波器將被自動(dòng)隔離， 利用其它正常子導(dǎo)航源信息重構(gòu)系統(tǒng)融合算法。
8. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，IFDL/INS子濾波器 采用基于卡爾曼濾波的自適應(yīng)濾波方法，首先建立網(wǎng)絡(luò)成員的運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型，以時(shí)鐘誤 差模型作為IFDL/INS子濾波器的系統(tǒng)方程，然后建立基于到達(dá)時(shí)間TOA、到達(dá)方向DOA、RTT 等測量參量的觀測模型作為觀測方程，最后根據(jù)觀測量與狀態(tài)量之間的交聯(lián)關(guān)系設(shè)計(jì)相對 導(dǎo)航濾波器結(jié)構(gòu)，完成對網(wǎng)絡(luò)成員位置、時(shí)間等狀態(tài)量的實(shí)時(shí)估計(jì)，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了用戶成員相 對于源的高精度相對導(dǎo)航。
9. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，IFDL/INS子濾波器 3的觀測量為BA輸出高度hB與INS輸出高度h之差、IFDL相對導(dǎo)航用戶端機(jī)提供的TOA 偽距觀測量與計(jì)算距離之差、用戶端機(jī)提供的DOA方位角與計(jì)算方位角之差以及用戶端機(jī) 提供的DOA俯仰角與計(jì)算俯仰角之差、RTT測量值。
10. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)載多導(dǎo)航源綜合導(dǎo)航系統(tǒng)，其特征在于，當(dāng)狀態(tài)殘差x2檢 驗(yàn)法在kb時(shí)刻檢測出子導(dǎo)航源故障時(shí)，F(xiàn)uzzy ArtMap2網(wǎng)絡(luò)選取與之對應(yīng)的狀態(tài)殘差x 2檢 驗(yàn)統(tǒng)計(jì)量A (k)來構(gòu)造一個(gè)長度為60的數(shù)據(jù)窗，對此故障源的不同故障幅值建立數(shù)據(jù)窗為 60的狀態(tài)x 2檢驗(yàn)統(tǒng)計(jì)量A (k)值序列；將數(shù)據(jù)窗內(nèi)的A (k)值序列作為Fuzzy ArtMap2 網(wǎng)絡(luò)中ARTa模塊的輸入，同時(shí)將對應(yīng)的故障幅值類型編碼輸入ARTb模塊，ARTa模塊的輸入 維數(shù)為60, ARTb模塊輸入維數(shù)取決于故障幅度類型的多少，一般直接使用5位二進(jìn)制編碼 來對故障進(jìn)行區(qū)分，ARTb模塊輸入維數(shù)為5。
【文檔編號(hào)】G01S19/23GK104406605SQ201410537937
【公開日】2015年3月11日 申請日期:2014年10月13日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月13日
【發(fā)明者】馬霞, 宋文彬, 杜增 申請人:中國電子科技集團(tuán)公司第十研究所