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1、1 / 29 编号南京航空航天大学毕业论文题 目惯性 /多普勒组合导航系统的量测误差分析及仿真学生姓名陈雨学号030510427 学院自动化学院专业电气工程与自动化班级0305104 指导教师赖际舟副教授二九年六月精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 1 页，共 29 页2 / 29 南京航空航天大学本科毕业设计 论文）诚信承诺书本人郑重声明：所呈交的毕业设计论文） 题目：）是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的成果。尽本人所知，除了毕业设计论文）中特别加以标注引用的内容外，本毕业设计论文）不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作
2、品。作者签名：年 月 日学号）：精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 2 页，共 29 页i / 29 惯性 /多普勒组合导航系统的量测误差分析摘要论文首先分析了多普勒导航系统的基本原理及其论证方法，接着分析了惯性/多普勒导航系统的组合方法，阐述总结了多普勒测速仪的基本构成。接着对多普勒导航系统在测速误差仿真中用到的几个关系式进行了推导，然后对多普勒导航系统中的测速误差进行了研究，提出了多普勒导航系统在测速过程中所存在的随机误差和方法误差，论文最后设计了惯性/多普勒组合导航系统量测误差的建模和仿真，实现了惯导和多普勒导航系统的组合。论文主
3、要研究了多普勒雷达导航系统的测速误差，对测速误差进行了细化和分类，利用MATLAB对多普勒导航系统的测速误差进行了仿真建模和分析，然后对惯性/多普勒组合导航系统定位进行了仿真分析。关键词：多普勒导航，测速误差，组合导航，卡尔曼滤波INS/DNS measurement error analysis Abstract Doppler paper first analyzes the basic principles of navigation systems and its proof methods, followed by an analysis of INS / Doppler navig
4、ation system, a combination of methods, are summarized on the Doppler velocimetry of the basic component. Doppler navigation system and then on the error in the gun used in a number of simulation relations have been derived, and then on the Doppler velocimetry in the navigation system errors, the st
5、udy, the Doppler navigation system in the gun the course of the existence of random error and methods of error, the final paper is designed INS / Doppler navigation system of measurement error modeling and simulation, the realization of the inertial navigation and Doppler navigation system combinati
6、on. 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 3 页，共 29 页ii / 29 Paper studied the Doppler radar navigation system Speed error, error of the gun and classification refinement using MATLAB on Doppler velocimetry of the navigation system errors, the simulation modeling and analysis, and then to th
7、e INS / Doppler navigation system for the simulation analysis orientation. Key words:Doppler navigation。gun error。navigation,Kalman filter 目 录摘要 i Abstractii 第一章绪论 - 1 - 1.1 多普勒导航系统概述 - 1 - 1.2 惯性/多普勒组合导航系统 - 3 - 1.3 本文所做的工作 - 4 - 第二章惯性 /多普勒组合导航系统 - 5 - 2.1 多普勒导航系统的基本工作原理- 5 - 2.2 惯性/多普勒组合导航系统 - 8 -
8、 2.3 卡尔曼滤波在组合导航中的应用- 9 - 第三章多普勒导航系统的量测误差分析- 12 - 3.1 多普勒测速仪的组成结构- 12 - 3.2 多普勒导航系统的测速实现- 12 - 3.3 多普勒导航系统的量测误差分析- 13 - 3.3.1 多普勒测量装置的工具误差- 13 - 3.3.2 飞机姿态引起的多普勒测速误差- 15 - 3.3.3 测速仪记忆状态飞行时产生的误差- 16 - 第四章多普勒导航系统的测速误差仿真方案设计与实现- 17 - 4.1 仿真总体方案设计 - 17 - 4.2 多普勒导航仿真系统设计- 17 - 4.3 惯性/多普勒组合导航系统仿真设计- 19 - 第
9、五章仿真结果与分析 - 20 - 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 4 页，共 29 页iii / 29 5.1 仿真初始设定 - 20 - 5.2 仿真结果与分析 - 20 - 5.2.1 多普勒导航系统测速误差仿真曲线- 20 - 5.2.2 惯性/多普勒组合导航系统仿真结果与分析- 24 - 第六章工作总结与展望 - 25 - 6.1 工作总结 - 25 - 6.2 工作展望 - 25 - 参考文献 - 26 - 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 5 页，共 29 页-
10、 1 - / 29 第一章绪论1.1多普勒导航系统概述多普勒导航系统是一种自主导航系统1，即无需地面导航标、无需地面导航设备与之配合工作，而仅靠安装在载体飞机、卫星、导弹等）上的导航设备，就可以确定出载体当前位置的一种导航系统。现代飞行器的导航和控制过程，要求连续地和自动地确定飞行器相对于地面的运动速度、运动方向和飞行器所在位置的瞬变坐标。为了保证宇宙飞行器在月球和其他星球上软着陆，必须测量飞行器速度矢量的分量。载体上利用多普勒效应的自主雷达装置和系统，在成功地完成着这些任务。最初建议利用多普勒效应测量飞机的速度是在四十年代初期。在这方面以测量飞机地速和偏流角为目的的系统的研究工作是在战后年代
11、开始的。五十年代初，在实际飞行条件下取得了第一批积极成果。这些研究和以后所做的工作，导致了制造一系列的多普勒导航装置，这些装置在飞机、直升飞机和气垫船上，最近又在宇宙飞行器上都得到了广泛应用。这是由于多普勒装置的自主性好、精度高，使用性能好和价格比较低的原因所致。目前，自主多普勒装置和导航系统已用来测量飞行器的地速、偏流角和速度矢量分量，确定它们所在位置的坐标以及用于自动控制飞行；测量风速，保证宇宙飞行器的软着陆以及完成其他一系列任务。多射束多普勒装置的发展，给利用多普勒装置在反射表面上空飞行的飞行器增添飞行高度测量以及确立反射面的垂线开辟了可能性。自主导航体制很早以前就已在飞机上得到了使用2
12、。例如，可以利用由真空速表得出的飞机的真空速，由机上罗盘得出的航向数据，配合以飞行员预知的风速和风向，借助于导航计算机，首先求出飞机的地速，然后对地速求时间积分，从而得出飞机沿其航线飞行过的距离。可以看出，早期自主导航的精度是由各敏感元件输入数据的精度决定的，由于在飞机上不能直接测得当地的风速和风向，加以空速表提供的空速数据也是很不准确的，因而所能得到的导航精度比较差。但是，正如上面指出过的，早期的这类导航系统准确度低的原因在于一些敏感元件输入的起始数据的精度低，而并不是这种导航方式所依据的工作原理限制了它的精度。因而在以后的一些年代中，在大量采用非自主导航系统的同时，对这类自主导航系统的改进
13、也给予了很大的关注。改进的着眼点首先在于如何能在飞机上得到准确的飞机地速数据，而多普勒雷精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 6 页，共 29 页- 2 - / 29 达正好能提供高精度的地速和偏流数据3，因而使这类自主导航系统的精度得到了显著提高。利用多普勒导航雷达作为敏感元件的自主导航系统称为多普勒导航系统，其方框图如图所示。图 1.1 多普勒导航系统多普勒导航系统的工作原理和早期的自主导航系统的工作原理是完全一样的，都是对飞机的地速矢量求时间积分来得到飞机飞行过的距离和当前位置。它们的差异在于，在多普勒导航系统中，是利用多普勒雷达作
14、为敏感元件，直接给出飞机的地速模数和偏流角，以代替早期在自主导航系统中由人装定的风速、风向和空速表的空速数据换算得到的地速。这样，由于多普勒雷达有着很高的测量精度，因而克服了早期系统中由于起始数据精度低而引起的系统导航精度低的缺点。多普勒雷达测量得到的是以天线坐标系为参考坐标的飞机速度和偏流4，而导航所需要的是飞机在地面坐标系中的数据，因而引入航向基准和垂直基准来对之进行坐标转换。计算机则对转换后所得的地速进行时间积分，以求出飞机的当前位置。与早期的自主导航系统一样，在引入目的地或中转点的位置坐标后，它可以提供到达目的地的距离、沿规定航线飞行的横向偏差、以及到达目的地的飞行时间。必要时，还可以
15、提供当时当地的风速和风向等数据。多普勒导航系统的主要优点是5：能进行完全自主的导航，不需要任何陆基或星基的支持；反映快速，飞行前不需要调整和预热，使用方便简单；由于雷达波束很窄，且以很小的角度指向地面，所以发射功率小且不易被探测和干扰，因而隐蔽性和抗干扰性好；测得的平均速度的精度很高，且几乎可全天候工作。但也存在如下缺点6：需要外部的航向信息源；需要内部外部的垂直基准信息，以便把速度信息变换到地球参考坐标系上；定位误差随时间多 普 勒雷达垂直基准导航计算机航向基 准指示器地 速 和偏 流俯仰和滚动数据航向当前位置数据方位导航误差预定航线精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳
16、总结 - - - - - - -第 7 页，共 29 页- 3 - / 29 积累，也就是定位精度随时间的增加而变差；在平坦的沙漠、平静的水面以及海面上空工作时，其性能和精度恶化。1.2 惯性/多普勒组合导航系统惯性 /多普勒组合导航系统是以惯性导航系统为主，以多普勒测速雷达作为辅助测量手段，采用卡尔曼滤波技术设计的一种组合导航系统7。由多普勒导航的特点可知，多普勒导航雷达的工作离不开惯性系统的支持，因为惯性导航能够提供多普勒雷达所需的垂直基准和航向信息。如果没有此垂直基准和航向信息，多普勒雷达就无法实现导航定位。所以，惯性导航与多普勒导航理所当然成为最早的组合导航系统。惯性导航和多普勒导航都
17、是自主式导航系统，工作时都不需要任何外部陆基或星基设备的支持。组合后虽然不能说完全隐蔽性工作因要向地面辐射信号，以获得多普勒测量），但由于多普勒雷达的波束很窄，且以很陡的角度向地面辐射，所以很难对其实施欺骗和干扰。因此，惯性 /多普勒组合导航系统特别适合于军事应用场合。所以，该组合系统不仅有助于常规的惯性导航初始对准，还能实施空中对准，以提高快速反映能力。然而，由于惯性导航和多普勒导航都是推算导航系统，在组合后给出的位置信息中，积累误差完全被消除。惯性 /多普勒组合导航系统可以看作全自主式的，它很有军事应用价值8，比如在70 年代，美国的E-2C 预警机上就采用惯性 /多普勒组合导航系统。我们
18、知道，多普勒导航雷达的主要用户是直升机以及动态机动较小的运输机、轰炸机、和侦察机等。至于动态机动较大的战斗机是不宜使用的，因为根据多普勒测速原理，大的动态机动会使它丧失测速功能。总之，凡是用于配装多普勒导航雷达的飞机都能够使用惯性/多普勒组合导航系统。本文利用卡尔曼滤波技术对惯导和多普勒导航进行组合9。在上世纪60 年代以前，组合导航系统一般都采用频率滤波的方法或古典自动控制中校正的方法，具体的形式是环节校正10。60 年代以来，组合导航系统开始采用卡尔曼滤波技术。即在两个或两个以上）导航系统输出的基础上，利用卡尔曼滤波去估计系统的各种误差称为误差状态），因此，利用卡尔曼滤波进行组合的方法常称
19、为最优组合方法。卡尔曼滤波理论是1960 年由美国工程师卡尔曼提出的，现已成功用于高精度组合导航系统中。从本质上讲，卡尔曼滤波器是基于测量模型的已知统计特性意义下的最优融合估计11。一般地，如果系统具有确定的数学模型，且系统噪声和量测噪声是高斯分布的白噪声，那么卡尔曼滤波就能提供融合数据的唯一统计意义下的最优估计。1.3 本文所做的工作精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 8 页，共 29 页- 4 - / 29 本文专注于多普勒导航系统的测速误差研究。本文第二章主要介绍了多普勒导航系统的基本工作原理，多普勒效应及其推导，多普勒频谱分析，
20、多普勒测速装置的介绍，基本关系式推导和多普勒测速误差分析。第三章主要介绍了惯性/多普勒组合导航系统。第四章主要介绍了惯性 /多普勒组合导航系统量测误差的仿真方案与实现。第五章主要是惯性/多普勒组合导航系统量测误差的仿真结果与分析。本文最后一章第六章主要是对此毕业设计的工作总结与展望。第二章 惯性/多普勒组合导航系统2.1 多普勒导航系统的基本工作原理多普勒效应的实质是在辐射振荡源和接收器之间存在相对运动时，接收点所接收到的辐射振荡的频率与辐射源辐射的频率是不相同的，两者之差和辐射源与接收器之间的相对径向运动速度成比例，通常将这一频率差称为多普勒频移12。因此，当辐射源与接收器之间存在相对运动时
21、，这一相对运动的径向速度分量是和多普勒频移成正比的。测量出多普勒频移后，即可知这一相对运动的径向速度分量。以上论述的数学推导可用以下方法论证13，具体如下：如图2.1 所示，假设装设有辐射连续振荡发射机的飞机出发于A 点，它以速度w 向 B 点作等速直线飞行，在B 点处安装接收装置，该接收装置固定不动。设在瞬间，发射机辐射的频率为，在 B 点接收到这一振荡的时刻将为，由于电波由 A 点传到 B 点需时间 r/c，故 2-1）r 为 A、B 两点间的距离， c为电波行进速度。r w t A B 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 9 页，
22、共 29 页- 5 - / 29 图 2.1 多普勒效应示意图一经过后的时刻，飞机移动到点，这时辐射的频率为的振荡将在时刻在 B 被接收到，其中=-2-2）设在=-时间间隔内，发射机辐射出去的振荡数目为，这些振荡在时间间隔内被 B 点接收机所接收。因而接收到的振荡频率 2-3）现若在 B 点安置的不是接收机，而是反射面，根据上面的讨论，可以将该反射面看作辐射振荡频率为的辐射源，该辐射源固定不动，而在A 点处防止接收装置，该接收装置以恒速w 由 A 向 B 移动。这样，在时间由 B 点辐射出来的振荡，将在时为接收装置所接受。由于接收装置的运动方向和电波进行方向是相反的，可由下式确定： 2-4）而
23、在由 B 点辐射出来的振荡，将在时间为接收装置所接收，且 2-5）而在时间间隔内接收到上述个振荡，因而接收到的振荡频率为2-6）由于一般 wc,因此可将上式展开为级数 2-7 ）忽略去其高次相后，有 2-8）很显然，接收振荡的频率是和辐射振荡频率不相同，两者之差为多普勒,且精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 10 页，共 29 页- 6 - / 29 2-9）由上式看出，当波长为某一已知恒定数时，多普勒频移是与辐射源和反射面间的相对径向运动速度成正比的。测出后即可得之速度w。上面的推导中是假定飞机恒定速度沿AB 方向运动，现若飞机运动速
24、度w 的方向是与AB 方向长角的，很显然，在上述推导中，应以AB 方向上的速度分量来取代 w。因而当飞机运动方向和飞机与反射点连线方向不相重合时，多普勒频移应表示如下 2-10）为飞机速度方向与飞机和反射点连线间的夹角。图 2.2 多普勒信号照射波束示意图以上推导多普勒频率基本公式时认为波束是无限窄的，电磁能仅沿此与飞机速度成角的方向传播，因此所得的多普勒频移是一个单一的频率值。但是，实际上多普勒传播波束是有着一定宽度的14，波束在地面上照射的也不是一个点，而是具有一定面积的某一区域，如图 2.3 所示。在这一区域内存在的是许多基元反射目标，而不是一个单一的反射点。假定天线波束在包含飞机速度w
25、 的垂直平面内和飞机地速成角度。很显然，在照射区域内，其它第 i 个反射基元与飞机地速所成的角度为: 。与是不相同的。因此，由第i 个基元反射回来的能量产生的多普勒频率将为 是由很多随机分布的散射元组成的，而每一个散射元产生的反射信号一般又具有不同的幅度和不同的相位。总的散射功率就是射束中各单独散射中心或散射元的功率增量的总和。每一个散射中心提供的信号的相位是随机的，因此总信号的功率是每一个散射中心的平均功率的相加。鉴于频率展开和散射中心幅度与相位的随机性，每根射束的多普勒信号具有类似噪声的频谱形状。此频谱相当于有限频带噪声，基本的多普勒频谱选加在相当平坦的噪声背景上。这种频谱的形状近似于高斯
26、分布。从图可以看出，要正确估计多普勒频率，必须计算、分析其频谱，寻找其能量中心。在实际航行中，由于风速影响，使飞机地速偏离飞机纵轴方向一个偏流角15，使得飞机纵轴方向的速度仅仅是飞机沿纵轴方向的速度。为了得到飞机地速，就需要不断的测量出偏流角，故多普勒雷达必须向两个以上的方向同时发射电波。下面以两波束多普雷达来说明是怎样测量偏流角的。如果多普勒雷达以左前方和右前方的方向向地面发射波束，它们与飞机纵轴夹角大小相同，则在飞机没有偏流角的情况下，反射回来的两个无线电波的多普勒频移是相同的。若有偏流角，则飞机速度就与飞机纵轴方向不一致，飞机速度与两个波束的夹角就不相同，两个反射信号的频移就不等。这是雷
27、达能自动地把它的无线转动到两个频移相等的位置，显然天线转动的角度就是偏流角。有了多普勒雷达提供的偏流角和地速的数值，再加上机上航向仪表提供的航向角，计算机就能不断地计算出飞机的位置参数。从而就构成了多普勒导航系统。如图 2.3所示为多普勒导航系统的输入输出情况：图 2.3 多普勒雷达的输入和输出接收天线射频头低频带通放大器测频仪计算机地面回波速度和偏流角精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 12 页，共 29 页- 8 - / 29 2.2惯性/多普勒组合导航系统组合导航系统中应用较多的是卡尔曼滤波算法。惯性导航系统作为整个组合导航系统的
28、基本参考系统，导航坐标系选为东北天地理坐标系，取SINS 的误差方程作为组合导航系统的状态方程。通过对SINS系统性能及误差源的分析，可以获得SINS的误差方程为： (2-12 系统的状态变量定义为： (2-13 式(3.12 中，为平台误差角，为速度误差，为纬度、经度和高度 误 差，为 陀螺 常值漂 移 误差，为陀 螺 一阶 马 尔 可夫 漂移 误差，为加速度计零偏。INS/DOP 量测方程：；以及传感器噪声的统计假设，将观测数据映射到状态矢量空间，在一定的最优估计准则下，进行最优滤波，以获得状态矢量的最优估计。最优估计是指在某一指标函数达到最值时的估计，这些指标可以是量测估计偏差的平方和达
29、到最小，也可以是状态估计的均方误差达到最小，也可以用估计值出现的概率作为估计指标等，根据不同的估计指标产生了很多不同的估计方法。目前，进行多信息融合常用的滤波方法有加权平均法、卡尔曼滤波法、惯性导航系统多普勒导航系统卡尔曼滤波器导航参数导航参数反馈校正- + 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 13 页，共 29 页- 9 - / 29 贝叶斯估计法、统计决策理论、Shafer-Dempster证据理论、模糊逻辑和神经网络等。虽然工程对象一般都是连续系统，但考虑到计算机的控制实现，常用离散化模型来描述系统17。因此，离散卡尔曼滤波方程是
30、最常用的方式。离散化后的系统状态方程和量测方程分别为10： (2-15 式(3.5中，为时刻的维状态向量；为时刻的维量测向量；为到时刻的系统一步转移矩阵 (阶；为时刻的系统噪声 (维；为系统噪声权矩阵 (阶，它表征由到时刻状态矢量影响的噪声系数矩阵；为时刻的量测矩阵(阶；为时刻的维量测噪声。卡尔曼滤波要求和是互不相关的零均值白噪声序列，即有：(2-16 (2-17 式(3.6、(3.7中，和分别为系统噪声和量测噪声的方差阵，在卡尔曼滤波中要求它们分别是已知的非负定阵和正定阵；是 Kronecker Delta函数，即(2-18 初始状态的一、二阶统计特性为：；(2-19 式(2-19中，是对求
31、方差的符号。卡尔曼滤波要求和为已知量，且要求与以及都不相关。在离散卡尔曼滤波基本算法中，已知，并且给出状态变量及状态变量方差阵的初始值和，可按下述方程进行线性最小方差最优估计：精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 14 页，共 29 页- 10 - / 29 (2-20 开环卡尔曼滤波方程各项意义为：状态一步估计状态估计滤波增益 2-21 ）一步预测均方差估计均方误差从中可以知道，是开环校正后的系统误差。滤波是以为准，依据前面的状态方程预测时刻的状态向量，同时又对状态进行观测，得到量测向量，再在预测与量测之间进行巧妙的折衷，即根据量测对预
32、测进行修正，从而得到最优状态估计，所以卡尔曼滤波本质上就是不断预测量测修正再预测再量测修正这样一个循环递推的过程。而增益矩阵起到折衷作用，即在预测和量测之间进行加权组合。第三章多普勒导航系统的量测误差分析3.1多普勒测速仪的组成结构多普勒测速仪包括天线装置、与天线直接相连的收发装置、将多普勒频率信号变换成模拟量的测量装置、将这些数据变换为飞行速度矢量分量值、地速和偏流角值的计算装置。精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 15 页，共 29 页- 11 - / 29 图 3.1 多普勒测速仪综合功能图然后这些数据加到观测显示器、飞行器位置坐
33、标导航计算机和飞行器的自动控制系统。根据用途和构成方法，多普勒测速仪可以分为两类：一类是测量飞行器的地速和偏流角或测量地速矢量纵向和横向分量的多普勒测速仪机载型多普勒测速仪）；另一类是测量飞行器速度的全矢量，即其三个分量的多普勒测速仪装直升飞机类的多普勒测速仪）。飞机的速度矢量是始终向前的，而且相对飞机纵轴偏离一个不大于几十度的角度；机载类多普勒测速仪的测速范围通常在100200 公里/小时到 10004000 公里/小时，工作高度范围在几十M 到几十公里。由于这些特点，机载多普勒测速仪中的天线射术配置可以选成使多普勒频率符号成为是预先能知道的，而多普勒频率最小值永远比零大得多。因此，机载类多
34、普勒测速仪一般必须测量地速和偏流角，而不要求测量速度的垂直了分量，机载类多普勒测速仪原则上可以不用三射束或四射束天线，而是用两个天线射束。3.2 多普勒导航系统的测速实现W W2 W1/ 飞 机轴向速度W3 收发装置天线装置测量装置速度分量和偏流角计算装置精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 16 页，共 29 页- 12 - / 29 图 3.2 飞机速度矢量示意图图中 W 为飞机的速度矢量， W1、W2、W3 为机体坐标系飞机的三个速度分量，为飞机偏流角，由图可以推导出公式： 3-1 ）3.3 多普勒导航系统的量测误差分析多普勒导航系
35、统的量测误差主要分为两类：多普勒测量装置产生的工具误差随机误差）和飞行姿态引起的误差方法误差）。3.3.1 多普勒测量装置的工具误差属于工具误差的有多普勒测量装置各组合装置产生的误差。这些误差包含的成分及其他一些原因有关。1. 天线装置造成的误差多普勒测速仪的天线装置包括天线本身及整流罩。天线装置的误差源有1）中心视线角不同于额定值；中心视线角与额定值的差别主要取决于生产公差，这时，光学型天线的这个差别可能相对的较大，因此这种天线要求调整和校准。波导裂缝天线通常不用调整。2）射束配置不对称；对于射束配置对称性的要求基本上取决于确定偏流角时需要的精度，对于波导裂缝天线来说，不存在配置不对称性。3
36、）确定射束中心视线角时的误差；4）射束中心方向对发射机频率及周围介质温度的依赖性；射束中心方向对发射机频率及周围介质温度的依存性只可能在通常的波导裂缝天线中存在，而在光学型天线中式不存在的。上述因素对波导裂缝天线特性的影响，可以在发射机中使用高稳定度的半导体振荡器来加以消除，这时剩余的误差微乎其微。5）波瓣影响；波瓣的影响表现在主瓣以外的多普勒频谱形状发生改变上以及与此相关的中心多普勒频率的偏移上。6）整流罩对中心视线角的影响。精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 17 页，共 29 页- 13 - / 29 整流罩的影响表现在天线射束中
37、心视线角的偏移上。此偏移是随机的，可以把天线与整流罩在一起进行校准消除，也可以把整流罩做成天线本身的一部分。2. 发射装置带来的误差发射装置误差源有：1）被辐射振荡载频对额定值的偏离；此误差是由于温度改变、电源电压改变、服役期间内的老化、变换发射机等造成的多普勒测速仪发射机振荡器频率的缓慢漂移而产生的。在采用波导裂缝天线时，这个误差将消除，而在采用光学型天线时，这个误差需加以考虑。2）发射机信号幅度和频率的寄生调制。寄生的幅度和频率调制造成的影响实际上可以消除。3. 接收装置带来的误差接收装置带来的误差的误差源有：1）接收通道频率特性的不均匀性；2）噪声及其不均匀性；噪声不均匀性的影响导致用窄
38、带滤波器组合测量中心多普勒频率时产生测量误差。3）窄带寄生信号的影响：感应没完全抑制掉的载频信号和边频信号等等；4）自动增益控制的影响。自动增益控制电路工作不准确性对中心多普勒频率测量误差的影响表现在窄带滤波器输入信号电平的不稳定性上。降低信号电平导致窄带滤波器鉴频曲线斜率的减小以及鉴频器误差正比地增大。4.多普勒中心频率测量装置的误差频率测量误差一般情况下由以下几种主要分量构成：1）放大器、滤波器、移相器带来的误差；2）鉴频器中形成误差信号时的误差；3）积分装置的误差；4）噪声、干扰及分配的影响差生的误差；噪声、干扰及分配的影响产生的误差主要表现在其它射束工作时输出数据的改变上，正确选择分配
39、周期和积分器的时间常数，这个误差可以做到微乎其微。5）动态及起伏误差；6）短时间丢失回波信号时保存数据的误差。精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 18 页，共 29 页- 14 - / 29 前三个误差为主要误差，它们与窄带滤波器的中心多普勒频率测量原理及线路构成有关。在现代的窄带滤波器电子组合中，这些误差的总值不超过0.2%。5.多普勒信息变换装置产生的误差把多普勒信息从脉冲形式变为模拟量形式，会产生附加工具误差。3.3.2 飞机姿态引起的多普勒测速误差对飞行器进行导航，通常必须知道的不是速度矢量在与飞行器固连得坐标系中的投影，而是速
40、度矢量在水平坐标系中的投影。通过两次顺序的旋转可以实现与飞行器固连的机体坐标系向水平坐标系的转换：绕机体轴旋转一个滚动角，再绕机翼旋转一个俯仰角。多普勒测速仪在天线坐标系中确定飞行器速度矢量的分量、。当用固定天线的时候，这个坐标系与飞行器固连坐标系一直。为了导航，需要知道在水平坐标系中的分量、。速度矢量模数值在两种坐标系中自然是一样的。然而由于滚动和俯仰，发生分量沿飞行器坐标轴的再分配。水平坐标系三个速度分量、经过坐标转换可以得到机体坐标系、三个速度分量： 3-2）则速度分量、的相对误差由下式确定： 3-3 ）由式3-1）和3-3）推导可得姿态引起的误差公式：偏流角误差 ：度） 3-4 ）速度
41、误差率 ：%） 3-5 ）式中，为飞机滚动角，为飞机俯仰角。3.3.3 测速仪记忆状态飞行时产生的误差飞机在实际飞行中会在不同的地形上空飞行，有些地形如海面和沙地等地形）会使多普勒测速仪不能接收到反射信息或者信号强度很弱，这样多普勒测速仪就必须进入到记忆状精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 19 页，共 29 页- 15 - / 29 态工作。这时多普勒测速仪的测速误差随记忆状态时间长短变化的规律为：偏流角误差 ： 度） 3-6 ）速度误差率 ： %） 3-7 ）式中， K 为与季节有关的系数 约等于 23），T 为多普勒测速仪在记忆状
42、态持续的时间。第四章多普勒导航系统的测速误差仿真方案设计与实现4.1 仿真总体方案设计本文主要针对多普勒导航系统的测速误差进行仿真设计，由于该误差的引入，惯性/多普勒组合导航系统的精度发生变化，再对此进行仿真设计。仿真建模中，设置航迹发生器，由航迹发生器获得所需量，通过添加误差获得仿真量。把最后得到的方针结果与初始量进行对比体现仿真结果18。整个系统仿真的总体结构主要包括导航系统初始参数设置、子模块仿真航迹发生器、多普勒导航仿真系统和惯性导航仿真系统）及仿真结果显示三个部分。仿真的总体结构框图如图 4.1所示：图 4.1 仿真总体结构框图4.2 多普勒导航仿真系统设计多普勒导航仿真系统的仿真结
43、构图如图4.2所示：导航初始参数设置航迹发生器曲线输出多普勒导航仿真系统惯性导航仿真系统精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 20 页，共 29 页- 16 - / 29 图 4.2 多普勒导航仿真系统结构图多普勒导航系统的程序流程图如图4.3 所示：飞机航迹产生机体轴下速度导航坐标系下速度多普勒仿真输出注入误差坐标系变换精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 21 页，共 29 页- 17 - / 29 图 4.3 导航系统程序流程图4.3 惯性/多普勒组合导航系统仿真设计惯性/多普
44、勒组合导航系统的仿真流程图如图4.4所示：程序数据初始化仿真速度变化速度在不同坐标系转换注入仿真随机误差仿真速度输出原始速度输出仿真时间终止？绘制曲线图Y N 结束-2俯仰角 10 注入姿态角引起误差开始Y N 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 22 页，共 29 页- 18 - / 29 图 4.4 惯性 /多普勒组合导航仿真流程图第五章仿真结果与分析5.1 仿真初始设定仿真分为两个部分：飞机在陆地上空飞行和飞机在海上飞行。设定仿真时间为3000s，仿真中飞机的初始位置为北纬29.528 、东经 106.491、飞行高度为 300m
45、，初始航向角为 90 ，初始速度为零。多普勒系统仿真所加入的多普勒频移的随机误差率为1.2%，设定发射装置的发射波波长为 500nm，发射波束与水平面所成角度为60 。取海上飞行的季节系数K 为 2。5.2 仿真结果与分析仿真设计中设定的飞行轨迹如图5.1所示：设置航迹仿真参数设置导航仿真参数速度、偏流角输出多普勒系统仿真姿态、速度、位置输惯导系统仿真卡尔曼滤波器卡尔曼输出精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 23 页，共 29 页- 19 - / 29 106106.5107107.5108108.510925262728293000.
46、511.52x 104经度 (度)纬度 (度)高度(米)图 5.1 仿真中设计的飞行轨迹图5.2.1 多普勒导航系统测速误差仿真曲线1）飞机在陆地上空飞行时飞机三个速度分量合成速度曲线和其误差曲线如图5.2 所示：精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 24 页，共 29 页- 20 - / 29 图 5.2 多普勒仿真系统输出速度曲线和速度误差曲线由图 5.2 可以看出飞机在转弯和升降时，多普勒雷达的测速误差很大，而当飞机沿直线平稳飞行时，多普勒雷达的测速误差的平均大小约为5m/s。由此可以知道多普勒导航系统不适合用于机动性比较大的飞行器
47、战斗机等），因为机动性太大会导致多普勒雷达的测速误差非常大，所以说多普勒导航系统比较适合机动性小的飞行器系统，如直升机和运输机等。2）飞机在海面上空飞行飞机在海面上空飞行时，多普勒雷达进入到记忆状态工作，因此多普勒导航系统的量测误差较陆地上飞行时还要附加一个多普勒雷达在记忆状态的误差，此误差模型已在3.3.3 中给出。飞机三个速度分量合成速度曲线和其误差曲线如图5.3所示：精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 25 页，共 29 页- 21 - / 29 图 5.3 海面上飞行时飞机速度曲线、速度误差曲线和误差曲线由图 5.3 可知，飞机
48、在海面上飞行时，多普勒雷达处于记忆状态，多普勒测速误差随时间的积累误差会变的较大。所以长时间在海面上作业的飞机不宜使用多普勒导航系统。精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 26 页，共 29 页- 22 - / 29 5.2.2 惯性/多普勒组合导航系统仿真结果与分析050010001500200025003000-50050东向误差(米/秒)050010001500200025003000-50050北向误差(米/秒)050010001500200025003000-40-20020时间 (秒)天向误差(米/秒)图 5.4 纯惯导速度误
49、差曲线050010001500200025003000-2002040东向误差(米/秒)050010001500200025003000-2002040北向误差(米/秒)050010001500200025003000-40-20020时间(秒)天向误差(米/秒)图 5.5 惯性 / 多普勒组合导航系统误差曲线由图 5.4 可知纯惯导系统随时间的积累误差变化较大，而经过卡尔曼滤波组合后的惯性/多普勒组合导航系统的误差曲线虽然有尖峰飞机机动性较大时），但总能收敛到零附近，大大改善了导航的性能。第六章工作总结与展望6.1 工作总结精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 -
50、- - - - - -第 27 页，共 29 页- 23 - / 29 多普勒导航系统是一种自主导航系统，即无需地面导航标、无需地面导航设备与之配合工作，而仅靠安装在载体飞机、卫星、导弹等）上的导航设备，就可以确定出载体当前位置的一种导航系统。多普勒导航系统的工作原理是以多普勒效应作为依据的。多普勒效应首先是奥地利科学家克里斯蒂安 多普勒于 1842年在声学领域发现的。多普勒导航系统的误差主要分为两类：多普勒测量装置产生的工具误差随机误差）和飞行姿态引起的误差方法误差）。然而飞机在实际飞行中会在不同的地形上空飞行，有些地形如海面和沙漠等地形）会使多普勒测速仪不能接收到反射信息或者信号强度很弱，
51、这样多普勒测速仪就必须进入到记忆状态工作，通过第五章仿真得出当飞机长时间进入到记忆状态，那么多普勒导航系统的测速误差将会越来越大。本文专注于多普勒导航系统的测速误差研究。本文第二章主要介绍了多普勒导航系统的基本工作原理，多普勒效应及其推导，多普勒频谱分析，多普勒测速装置的介绍，基本关系式推导和多普勒测速误差分析。第三章主要介绍了惯性/多普勒组合导航系统。第四章主要介绍了惯性 /多普勒组合导航系统量测误差的仿真方案与实现。第五章主要是惯性/多普勒组合导航系统量测误差的仿真结果与分析。6.2 工作展望本文对惯性 /多普勒组合导航系统的量测误差进行了研究，并通过MATLAB 仿真出了量测误差的误差曲
52、线。基于目前的研究成果，下一步需要进一步研究的内容有：1、在多普勒导航测速误差研究中，没有对飞机在陆地上空的飞行情况进行细化。然而多普勒雷达在森林，沙漠，雪地等地形下的工作精度是不一样的，需要进一步的研究和分析。2、随着科技的发展，多普勒测速装置的构件也越来越精确，对所测得数据的处理方法的要求也更加严格和精确，在后面的研究工作中将对多普勒测速装置的基本构件进行针对性研究。参 考 文 献1考尔钦斯基，曼杜洛夫斯基，康斯坦丁诺夫斯基多卜勒导航装置与系统M 北京国防工业出版社，1982 421425 2张娟 多普勒导航雷达测频精度研究D 西安：西安电子科技大学 2006 3何海波，杨元喜，孙中苗，马
53、煦 GPS多普勒频移测量速度模型与误差分析J 测绘学院学报 2003 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 28 页，共 29 页- 24 - / 29 20. 6吴承光 . 多普勒测向技术发展简况,战场无线电无源精确定位技术论文集,1991:596611. 10康耀红 数据融合理论与应用M 西安 西安电子科技大学出版社 1997 11 Mamoun F, Abdel-Hafez, High Integrity GPS/INS Filter for Precise Relative NavigationD, Los Angeles, Un
54、iversity of California, 2003 12 K.C.Ho,Wenwei Xu.An Accurate Algebraic Solution for Moving Source Location Using TDOA and FDOA Measurements,IEEE Trans on SP VOL-52,NO.9.Sept,2004.pp 2453-2463. 13胡来招 .无源定位 M, 北京 国防工业出版社.2004. 14孙正波 ,余键 .无源相干定位浅析J,电信技术研究.2000(8:19. 15袁信 , 俞济祥 , 陈哲 . 导航系统 M. 北京 : 航空工业出版社, 1993. 39. 16刘建业，赵伟，熊智等.导航系统理论及应用M. 南京：南京航空航天大学，2005. 17殷焰 . 组合导航中信息融合和故障检测技术研究M. 西安 : 西北工业大学, 2006. 18阮沈勇 ,王永利 ,桑群芳 .MATLAB程序设计 M. 电子工业出版社.2004. 精选学习资料 - - - - - - - - - 名师归纳总结 - - - - - - -第 29 页，共 29 页
