惯性导航系统(INS)与全球卫星定位系统(GPS)解析

1、惯性导航系统(INS 与全球卫星定位系统(GPS 1摘要目前飞行器所使用的导航系统, 能适应全天候、 全球性应用的确实不多。 传统无 线电导航,如塔康(TACAN 等,在应用上存有很多的限制和不便之处。而为 改善此缺点, 一套不需要其它外来的辅助装置, 就可提供所有的导航资料, 让飞 行员参考的惯性导航系统(Inertial Navigation System ,虽已被成功发展并广为 应用, 但其在系统上的微量位置误差会随飞行时间的平方成正比累积, 因此长时 间飞行会严重影响到导航精确度, 如果没有适当的修正, 位置误差在一个小时内 会累积超过 300米。 另一套精密的导航系统 GPS , 其误差虽不会随时间改变, 但 GPS 并非万能, 有优点, 也有先天的缺陷, 它在测量高机动目标时容易脱锁并且 会受到外在环境及电磁干扰,再者 GPS 短时间的相对误差量大于 INS ,若只依 靠它来做导航或控制, 会造成相反效果。 所以在导航系统设计上, 常搭配惯性系 统来使用,正巧 GPS 与 INS 有互补的作用,可经过一套运算法则,将两者优点 保留, 去除缺点, 本文即针对两种导航系统特性进

2、行探讨, 并利用卡尔曼滤波器 法则完成简易测量数据关系推导,设计一套 “GPS/INS组合式导航系统 ” 。2前言早期舰船航行常利用 “ 领航方法 ” 来决定载体的位置及方向, 观察陆地突出物, 来 引导船身驶向某处目标。 随着飞行器的问世, 初期飞行也全凭借着飞行员对当时 自我方向、距离、高度及速度的感觉来控制驾驶,执行起飞、落地及飞机转场等 等动作。 这种控制载体由一个地方到另一个地方其间方向与距离指示的艺术, 就 称之为 “ 导航 ” (Navigation 。然而仅仅依循着人为的导航方式,在天气良好条件 下或周遭存有许多明显参考目标物时, 单纯凭目视来判断飞行并不困难; 但如果 遇上天气条件不佳、 能见度差、 参考目标不存在活不明显时, 就得依靠飞行员的 经验、 技巧及运气来进行方位及位置的判别, 这无形中会造成飞行员的压力, 更 会严重影响到飞行安全的诸多不确定因素。 因此, 人们就积极开发各种导航技术, 借着科技的快速发展与进步, 导航的艺术也变得更多样化且精确可靠。 “ 导航科 学 ” 可定义为 “ 计算并决定一个载体的位置与预先设定的目的地的方向的一种应 用 ” 。较先

3、进的无线电导航,如罗兰(Loran 、超高频全向装置(VOR 、距离测量装 置(DME 、塔康(TACAN 及多普勒(Doppler 等均相继被开发出来,成功 有效的帮助了航行者, 提供导航重要的参考依据。 然而, 无线电系统毕竟尚有很 多限制和不便之处,如使用距离、地物遮蔽等均可能会造成功能失效。另外,无 线电导航其基本架构是需要 “ 基地站 ” 发射定位无线电信号, 经飞机上的 “ 接收机 ” 天线接收、 处理及计算才能显示两点的关系, 获得导航资料; 只要其中一方失效 或无线电传输不良, 即无法进行导航工作, 这对在茫茫的空中飞行是一件非常危 险的事情。 因此到上个世纪 50年代, 美国国防部认为有必要发展一套导航系统, 不需要其它外来的辅助装置, 就可提供所有的导航数据资料, 让飞行员参考。 就 在当时, 由麻省理工学院 (MIT 开发出第一套飞机使用的惯性导航系统 (Inertial Navigation System ,此系统完全自我包容、为独立源、不受外界的环境影响即 可测量并提供所有的导航资料, 包括载体的精确位置、 对地速度、 姿态与航向等, 提供给自动导航仪及飞行仪

4、表(如地平仪及方位仪等 。由于惯性导航系统的功 能、尺寸大小、重量等特性远比其它导航系统要好,所以近年来 INS 始终能在 导航领域独占鳌头。然而惯性导航系统所提供的位置信息,仍有少量的误差,虽然其误差变化很慢, 但位置误差的累积随飞行时间的平方成正比; 因此对长时间飞行的导航精确度会 有所影响; 如果没有适当的修正, 位置误差在一小时之内会累积超过 300米, 所 以 INS 虽然是一种独立自主的工作系统,但仍有缺点,而造成误差的原因不外 与加速度计及陀螺仪的品质、 重力场变化、 起始位置、 方位输入值及安装误差等 因素有关。当然系统本身的品质,因价格的不同,仍有很大的差异。由于 INS 主要误差源为陀螺仪的角速率漂移率及加速度计的偏差, 且会因时间的累积而扩 大,因此若能采用某种设备,在一定时间内适当修正 INS 所造成的误差,一定 可以大幅度改善系统导航精确度。到 60年代,美国海军开发出一套 TRANSIT 导航卫星供舰船及潜艇定位使用, 至今,地面许多载体仍然在使用这种较不精确的导航卫星系统。 70年代美国空 军开始研究开发一种三维空间的 NA VSTAR (Navigati

5、on Satellite Timing and Ranging 精确卫星导航系统; 1973年美国国防导航卫星部门(DNSS 联合海 军的新实验系统(TIMATION 与空军的 “Program 621B” 计划成果,扩大成为一种更迅速、更精确的 GPS (Global Positioning System全球卫星定位系统。一般 而言,这种全球卫星定位系统是利用观测 GPS 卫星广播讯号来计算接收者的位 置,它的定位方式有两种:一种为虚拟距离(Pseudo-Range 观测;另一种为载 波相位(Carrier Phase观测。利用载波相位观测来定位,虽较虚拟距离观测精 确, 但由于观测载波相位会面临周波脱落及相位未定值等问题, 因此应用在导航 方面时,定位上会有较大的技术障碍,可靠度不高。因此,目前载波相位观测主 要应用在较长时间的定点观测上, 例如大地测量、 地球动力学等; 而在即时定位 的导航上,则普遍应用虚拟距离观测。GPS 的定位过程中, 其广播讯号受到许多因素的影响, 如大气层折射、 卫星轨道 位置偏差及时钟误差等等,而会使得其定位精确度受到影响。目前使用在 GPS广播的 P

6、 码(PPS :Precise Positioning Service ,由于精确度较高,因此受到严 格限制, 只有美国军方及特殊授权者才能使用。 C/A码的使用则没有限制 (SPS : Standard Positioning Service ,但其精确度较低,若 SA(Selective Availability 也被开启后, 则误差会更加剧, 因此对需要较高精确度的即时定位而言, 便需要 一套使用 C/A码,但却可以大幅提高精确度的系统。 DGPS (Differential GPS 便是针对改善 GPS 利用电码定位的精确度而发展出来的系统,其工作方式为采 用相对定位的原理,首先设定一个固定 GPS 参考站(Reference Station ,地理位 置已精密校准,再与 GPS 的接收机所定出的位置加以比较,即可找出该参考站 的 GPS 定位误差,再将此误差实况广播给使用者,如此, DGPS 精确度便可提 高十数倍,而达到米级,然而 GPS 短时间内每一时刻的位置精确度还是比 INS 差很多。由上可知,虽然 GPS 的误差变化量不随时间而变的特性优点,但 GPS 不适宜高 机

7、动、易造成脱锁且会受到外在环境及电磁干扰,而 INS 则可测量高机动目标 的位置、速度、加速度及姿态且不受到外界干扰,在短时间 INS 的相对误差量 也远小于 GPS 的误差量,因此 INS 可用于验证并修改 GPS 的测量结果,所以综 合 GPS/INS的导航系统是一种较佳的选择,它可获取高精度与高可靠的导航信 息,此外,组合式 GPS/INS导航系统在滤波器选用方面,基本是采用卡尔曼滤 波器法则,因为它简单可靠,已被普遍应用在 GPS/INS导航系统中。3INS/GPS基本原理3.1惯性导航系统(INS 基本原理3.1.1INS 原理INS 一般结构分为环架式及捷联式两种。 在环架式系统中, 加速度及陀螺仪均置 放于参考平台上, 使传感器与载体之间转动能够独立, 才能在稳定坐标系统中维 持其测量及导航的运算。可能的导航坐标系统包含球心惯性系统(ECI-Earth Centered Inertial 、球心固定坐标(ECEF 、 ED (North-East-Down 坐标系统及 含 Wander 角的坐标系统等。环架式系统比较精确,而且容易校正(不需执行坐 标转换,利用地球重力场可

8、自动对北校正 ,但是其结构比较大、重、成本高且 可靠性差。至于捷联式系统, 传感器是固定在载机上, 对运动物体的加速度及速率测量上采 用坐标转换以便能在惯性系统中完成导航运算。 此种方式可运用于高机动的情况 下, 尤其是在新型的高品质陀螺仪与加速度计出现后, 捷联式惯性系统将因成本 及可靠性的改善, 而变成主要的装置。 有关捷联式结构定义如下:捷联式与传统 环架式最大不同点, 主要在于惯性导航设备如陀螺仪及加速度计等是直接安装于 载体上, 而不是安装于参考平台上。 更进一步来看, 载机上导航计算机能在对陀 螺仪的信号持续追踪相对于预定参考惯性轴的载机姿态。 结果, 由于计算机能提 供必要的坐标转换, 使加速度计输出于计算机计算参考轴一致, 换言之, 转换在 计算机内以分析性的方式完成, 所以在传统系统中, 惯性参考平台将可以以下列 二种功能来取代,即:1在陀螺仪输出基准上建立姿态惯性轴;2把加速度计输出经坐标转换成惯性坐标变量。3由于捷联式结构可以直接提供载机相关信号,所以在传统系统中常用的一些 装置等均可省略。在 INS 系统内,对于系统精确度及特性的评估,一般而言均存在有大量的误差

9、 源, 例如:陀螺仪及加速度计相关的误差, 基本上包含静态 g 灵敏度偏差及漂移 量, 尺寸因素误差, 错排误差机随机误差等。 额外的误差则来自于导航解算的校 正、起始及排列转换,不准度计算等。在没有补偿情况下,所有 INS 误差会随 时间而改变,而一些误差(如位置等则会随时间增加而发散,其它则会受到限制而产生震荡。因此 INS 的精确度与传感器品质、导航系统机构及载机动态等 等有很大的关系。INS 基本上允许独立自主操作。在误差特性上,由于大多数需要高精确度,所以 可以使用外加辅助装置来降低 INS 误差。一台具有辅助装置的 INS 会使用来自 于一些辅助装置(如追踪雷达、 GPS 、 TECOM 等的数据,再配合导航卡尔曼 滤波器,以改进导航数据的精确度。3.2全球卫星定位系统(GPS 基本原理卫星环绕地球运行, 不管它是椭圆形轨道、 圆形轨道或是同步轨道, 它始终以一 定周期,周而复始的飞驰。若没有干扰因素(例如:月亮与太阳引力、地球重力 不均匀、空气分子阻力等 ,那么卫星的轨道固定不变,也就是它与地球维持一 定的关系,因此,我们可以很准确的计算出,在什么时候,它在何处,什么时段 通过哪些区域。 既然它的运行很精确, 地球上的人们就可以拿它做导航依据, 通 过无线电, 发射它相对于地球坐标的位置资料, 飞行器接收机与地球、 卫星构成 三点关系,形成封闭三角形。其中,卫星与地心的距离为已知,如果我们能测量 出飞行器与卫星的直线距离, 则飞行器对地球的坐标关系, 就可反推算出来, 获 得定位导航资料,此为 “ 卫星导航 ” 的基本概念,事实上, “ 卫星导航 ” 方法,源自 于古老人们以观测天体星相决定位置,自然演变而来。卫星导航系统结构:以 GPS 系统为例,整个系统结构分为三大部分。1太空部分(Space Segment主要是卫星本体及卫星群,太空中总共有 24颗(21颗正式运行, 3颗备份 ,分 布在 6个离地 20200公里的轨道上,每一条轨道相互成 55度倾角,一条轨道上 配置四颗卫星,周期约 12小时,经此安排,在地球上任何时间、地点均可看到 四颗卫星,作为三维空间定位使用。2地面控制部分(Control Segment顾名思义,这些地面追踪

《惯性导航系统(INS)与全球卫星定位系统(GPS)解析》由会员jiups****uk12分享，可在线阅读，更多相关《惯性导航系统(INS)与全球卫星定位系统(GPS)解析》请在金锄头文库上搜索。