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1、2014年组合导航课程综合仿真大作业NWPU_INS_一、 仿真题目来源1. 课程参考书（组合导航原理与应用）第3-6章的仿真2. 自己阅读的文献的复现和改进3. 第三项给出的仿真计算题目二、 综合仿真的要求1. 明确仿真对象（导弹、航天器、飞机、车辆等）和任务，给出仿真任务的基本说明，如仿真的对象、任务、采用的导航系统或传感器、使用的滤波算法和计算方法等；2. 画出仿真流程图；3. 给出仿真初始条件和仿真参数：飞行器的参考（理想）轨迹和运动变化曲线（位置、速度、姿态、姿态角速度等）、传感器误差参数（以表格形式给出）和模拟的传感器测量数据变化曲线、仿真初始条件（以表格形式给出）等；4. 给出仿
2、真结果：飞行器的导航结果（位置、速度、姿态）仿真结果曲线、导航系统误差（位置误差、速度误差、姿态误差、传感器误差等）变化曲线；5. 仿真任务和仿真结果的分析。三、 题目类型和参考仿真题目题目类型（不限于）：惯性导航、天文导航、惯性/卫星组合导航、惯性/天文组合导航、惯性/卫星/天文组合导航、惯性/雷达组合导航等。1 捷联惯性导航系统（SINS）导航算法设计与仿真1.1、基于圆球模型的地心惯性坐标系惯性导航系统算法设计假设地球无自转，固联坐标系坐标轴和地心赤道惯性坐标系保持一致，地球模型采用标准圆球描述，半径取为6378137；采用直角坐标经度描述飞行器的位置信息：假设垂直于当地高度的重力加速度
3、模型为( .1)=9.7803( .1)( .1)以此为基础，以地球固联坐标系为基准，飞行姿态保持水平，纵向体轴和飞行速度方向一致，无其他姿态变化，并按照如下航迹完成算法验证。飞行航迹如下：以240m/s的速度从（，0，0）出发，沿x向东飞行400s。飞行中姿态角无变化，矩阵取单位阵（可利用第三题给出的定姿算法完成定姿计算）。1.2、基于圆球模型的地理坐标系惯性导航系统算法设计与仿真假设地球无自转，固联坐标系坐标轴和地心赤道惯性坐标系保持一致，地球模型采用标准圆球描述，半径取为6378137；采用直角坐标经度描述飞行器的位置信息：假设垂直于当地高度的重力加速度模型为( .1)=9.7803(
4、.1)( .1)以此为基础，重新推导在地心赤道惯性坐标系下的捷联惯性导航系统（SINS）导航算法模型（不考虑姿态变化），并按照如下航迹完成算法验证。飞行航迹如下：以240m/s的速度从（0，0，0）（分别表示经度、纬度和高度）出发，沿x轴飞行400s。飞行中姿态角无变化，矩阵取单位阵（可利用第三题给出的定姿算法完成定姿计算）。在此基础上，有兴趣的研究生们还可进一步扩展为以下计算题目：1.3、椭球模型的地理坐标系捷联惯性导航系统导航算法设计1.4、椭球模型的发射惯性系惯性导航系统（SINS）导航算法设计1.5、椭球模型的地理坐标系姿态机动捷联惯性导航系统导航算法1.6、椭球模型的地理坐标系姿态机
5、动捷联惯性导航系统导航算法1.7、椭球模型的发射惯性系姿态机动捷联惯性导航系统导航算法1.8、椭球模型的垂直发射姿态机动捷联惯性导航系统导航算法设计思路：卫星、火箭、导弹、飞机2 SINS/GPS组合导航算法设计与仿真绝对算法2.1、SINS/GPS组合导航卡尔曼滤波算法设计与仿真（惯性系）采用第一题相同的假设，以第一题建立的SINS导航算法为基准，采用位置、速度组合模式，建立基于EKF的SINS/GPS组合导航模型。以给定的SINS导航算法为基准，采用位置、速度组合模式，建立基于EKF的SINS/GPS组合导航模型，并按照如下条件完成算法验证。SINS的惯性器件测量误差模型取为白噪声，SIN
6、S的初始位置误差、速度误差分别为10m、0.3m/s，解算周期为1秒；GPS系统提供的各维位置和速度精度分别为10m（3）和0.3m/s（3），输出周期为1s。采用第一题同样的飞行航迹，完成组合导航算法的仿真。注意：此题需要结合第一题完成，主要任务有：SINS误差建模、滤波（KF）编程、SINS和KF的关联编程、总体仿真计算2.2、SINS/GPS组合导航卡尔曼滤波算法设计与仿真（地理系）采用第一题相同的假设，以第一题建立的SINS导航算法为基准，采用位置、速度组合模式，建立基于EKF的SINS/GPS组合导航模型。以给定的SINS导航算法为基准，采用位置、速度组合模式，建立基于EKF的SIN
7、S/GPS组合导航模型，并按照如下条件完成算法验证。SINS的惯性器件测量误差模型取为白噪声，SINS的初始位置误差、速度误差分别为10m、0.3m/s，解算周期为1秒；GPS系统提供的各维位置和速度精度分别为10m（3）和0.3m/s（3），输出周期为1s。采用第一题同样的飞行航迹，完成组合导航算法的仿真。注意：此题需要结合第一题完成3 天文导航算法设计与仿真3.1 陀螺/星敏感器组合定姿仿真陀螺常采用四元数完成定姿计算，而采用陀螺、星敏感器进行组合定姿是航天器常用的定姿算法。四元数形式如下(3.29)其和姿态阵关系如下(3.33)四元数计算模型如下：(3.33)、分别为星体坐标系相对于惯性
8、坐标系的角速度沿星体坐标系三个轴向的分量，由陀螺测量获取，测量误差（陀螺漂移）取为随机常置和随机白噪声的组合，设，分别为三个正交轴向的陀螺漂移，则有：(3.61)，分别为陀螺测量误差的随机常数和随机白噪声，则有(3.62)假设星敏感器可以直接给出四元数测量数据，其测量模型为：(3.33)建模为白噪声。根据上述信息，建立基于卡尔曼滤波算法的陀螺/星敏感器组合定姿算法模型，并根据要求的参数完成仿真计算。仿真计算的具体参数为：姿态矩阵初始为单位矩阵，星体绕轴以1/s旋转360秒；陀螺测量误差随机常数均方差，均方差为；星敏感器测量四元数误差取为白噪声，均方差为，测量周期为1s。陀螺定姿的初始姿态四元数
9、误差均方差为。主要任务包括：陀螺定姿计算、标准姿态信息模拟计算、滤波（如KF）编程、总体仿真计算。3.2 地平仪/星敏感器直接敏感地平组合定轨仿真地平仪能够敏感地球在飞行器本体系下的地心矢量，星敏感器可以提供恒星在飞行器本体下的视线矢量，利用此两矢量间的夹角作为观测信息，可以实现对卫星轨道的确定。建模为白噪声。根据上述信息，建立基于地平仪/星迷感器的组合定位算法模型，并根据要求的参数完成仿真计算。仿真计算的具体参数为：姿态矩阵初始为单位矩阵，星体绕轴以1/s旋转360秒；陀螺测量误差随机常数均方差，均方差为；星敏感器测量四元数误差取为白噪声，均方差为，测量周期为1s。陀螺定姿的初始姿态四元数误
10、差均方差为。主要任务包括：陀螺定姿计算、标准姿态信息模拟计算、滤波（如KF）编程、总体仿真计算。4 相对导航滤波算法设计与仿真（观测变量：距离信息和角度信息）相对导航是实现空间操作的重要前提。一般多将相对运动动力学方程建立在目标飞行器第二轨道坐标系上，如果目标飞行器沿着圆轨道飞行，则相对运动模型为：(6.26)、表示相对位置和相对速度，为目标航天器轨道角速度。，为三轴方向的控制加速度。相对测量设备可以提供相对距离和相对角度信息，如下图所示，相对导航装置测量的视距、方位角、高低角的理论模型为：(6.1)(6.2)(6.3)试建立相对导航卡尔曼滤波模型并根据具体条件完成仿真计算。 具体条件为：目标
11、航天器轨道高度400km，追踪飞行器初始时刻相对位置在（10000，0，0）处，沿-Y向具有相对速度0.2m/s，此后无动力。初始位置、速度误差分别为10m（3），1m/s（3）。运动过程不考虑任何摄动误差，由此可通过相对运动解析解规划相对运动，要求追踪飞行器在面内运动，相对距离其高低角为0，方位角变化规律根据相对位置自行解算，运动时间不少于120秒。相对导航装置测量周期为1s。测角误差：白噪声，均方差0.01（3）；测距误差：白噪声，均方差（3）。 主要任务包括：追踪飞行器的相对运动轨迹反演和相对运动推演滤波（如KF）编程、总体仿真计算。5 雷达追踪目标的滤波算法设计与仿真（观测变量：距离信
12、息和角度信息）雷达是追踪和计算目标位置的重要设备，可以提供目标的相对距离和相对角度信息，如下图所示：假设在当地水平坐标系上（x y z 分别指向北向、天向和东向）描述目标相对于雷达的位置和速度信息。雷达测量的视距、方位角、高低角的理论模型为：(6.1)(6.2)(6.3)试采用卡尔曼滤波算法完成对下述具体条件的目标位置估计。 具体条件为：目标从位置（100000m，2000m，0m）以速度（-200m/s，0 m/s，0 m/s）保持匀速飞行。初始位置、速度误差分别为100m（3），1m/s（3），雷达测量周期为1秒，测角误差为均方差0.01（3）的白噪声，测距误差为均方差（3）的白噪声。 主要任务包括：目标运动建模、滤波编程、总体仿真计算6 新型导航滤波算法设计与仿真UKFSigma KFParticle KF7 惯性导航系统（SINS）对准算法设计与仿真7.1、空间飞行器惯性导航系统自对准算法设计7.2、无人飞行器惯性导航系统（SINS）传递对准算法7.3、火箭惯性导航系统（SINS）静基座对准算法7.4、行进中对准算法设计
