研究生課程綜合仿真要求和題目

1、2014年組合導(dǎo)航課程綜合仿真大作業(yè)一、 仿真題目來(lái)源1. 課程參考書(shū)（組合導(dǎo)航原理與應(yīng)用）第3-6章的仿真2. 自己閱讀的文獻(xiàn)的復(fù)現(xiàn)和改進(jìn)3. 第三項(xiàng)給出的仿真計(jì)算題目二、 綜合仿真的要求1. 明確仿真對(duì)象（導(dǎo)彈、航天器、飛機(jī)、車輛等）和任務(wù)，給出仿真任務(wù)的基本說(shuō)明，如仿真的對(duì)象、任務(wù)、采用的導(dǎo)航系統(tǒng)或傳感器、使用的濾波算法和計(jì)算方法等；2. 畫出仿真流程圖；3. 給出仿真初始條件和仿真參數(shù)：飛行器的參考（理想）軌跡和運(yùn)動(dòng)變化曲線（位置、速度、姿態(tài)、姿態(tài)角速度等）、傳感器誤差參數(shù)（以表格形式給出）和模擬的傳感器測(cè)量數(shù)據(jù)變化曲線、仿真初始條件（以表格形式給出）等；4. 給出仿真結(jié)果：飛行器的導(dǎo)

2、航結(jié)果（位置、速度、姿態(tài)）仿真結(jié)果曲線、導(dǎo)航系統(tǒng)誤差（位置誤差、速度誤差、姿態(tài)誤差、傳感器誤差等）變化曲線；5. 仿真任務(wù)和仿真結(jié)果的分析。三、 題目類型和參考仿真題目題目類型（不限于）：慣性導(dǎo)航、天文導(dǎo)航、慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航、慣性/天文組合導(dǎo)航、慣性/衛(wèi)星/天文組合導(dǎo)航、慣性/雷達(dá)組合導(dǎo)航等。1 捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（SINS）導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)與仿真1.1、基于圓球模型的地心慣性坐標(biāo)系慣性導(dǎo)航系統(tǒng)算法設(shè)計(jì)假設(shè)地球無(wú)自轉(zhuǎn)，固聯(lián)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸和地心赤道慣性坐標(biāo)系保持一致，地球模型采用標(biāo)準(zhǔn)圓球描述，半徑取為6378137；采用直角坐標(biāo)經(jīng)度描述飛行器的位置信息：假設(shè)垂直于當(dāng)?shù)馗叨鹊闹亓铀俣饶Ｐ蜑?9.780

3、3以此為基礎(chǔ)，以地球固聯(lián)坐標(biāo)系為基準(zhǔn)，飛行姿態(tài)保持水平，縱向體軸和飛行速度方向一致，無(wú)其他姿態(tài)變化，并按照如下航跡完成算法驗(yàn)證。飛行航跡如下：以240m/s的速度從（，0，0）出發(fā)，沿x向東飛行400s。飛行中姿態(tài)角無(wú)變化，矩陣取單位陣（可利用第三題給出的定姿算法完成定姿計(jì)算）。1.2、基于圓球模型的地理坐標(biāo)系慣性導(dǎo)航系統(tǒng)算法設(shè)計(jì)與仿真假設(shè)地球無(wú)自轉(zhuǎn)，固聯(lián)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸和地心赤道慣性坐標(biāo)系保持一致，地球模型采用標(biāo)準(zhǔn)圓球描述，半徑取為6378137；采用直角坐標(biāo)經(jīng)度描述飛行器的位置信息：假設(shè)垂直于當(dāng)?shù)馗叨鹊闹亓铀俣饶Ｐ蜑?9.7803以此為基礎(chǔ)，重新推導(dǎo)在地心赤道慣性坐標(biāo)系下的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（

4、SINS）導(dǎo)航算法模型（不考慮姿態(tài)變化），并按照如下航跡完成算法驗(yàn)證。飛行航跡如下：以240m/s的速度從（0，0，0）（分別表示經(jīng)度、緯度和高度）出發(fā)，沿x軸飛行400s。飛行中姿態(tài)角無(wú)變化，矩陣取單位陣（可利用第三題給出的定姿算法完成定姿計(jì)算）。在此基礎(chǔ)上，有興趣的研究生們還可進(jìn)一步擴(kuò)展為以下計(jì)算題目：1.3、橢球模型的地理坐標(biāo)系捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)1.4、橢球模型的發(fā)射慣性系慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（SINS）導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)1.5、橢球模型的地理坐標(biāo)系姿態(tài)機(jī)動(dòng)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航算法1.6、橢球模型的地理坐標(biāo)系姿態(tài)機(jī)動(dòng)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航算法1.7、橢球模型的發(fā)射慣性系姿態(tài)機(jī)動(dòng)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)

5、導(dǎo)航算法1.8、橢球模型的垂直發(fā)射姿態(tài)機(jī)動(dòng)捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)思路：衛(wèi)星、火箭、導(dǎo)彈、飛機(jī)2 SINS/GPS組合導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)與仿真絕對(duì)算法2.1、SINS/GPS組合導(dǎo)航卡爾曼濾波算法設(shè)計(jì)與仿真（慣性系）采用第一題相同的假設(shè)，以第一題建立的SINS導(dǎo)航算法為基準(zhǔn)，采用位置、速度組合模式，建立基于EKF的SINS/GPS組合導(dǎo)航模型。以給定的SINS導(dǎo)航算法為基準(zhǔn)，采用位置、速度組合模式，建立基于EKF的SINS/GPS組合導(dǎo)航模型，并按照如下條件完成算法驗(yàn)證。SINS的慣性器件測(cè)量誤差模型取為白噪聲，SINS的初始位置誤差、速度誤差分別為10m、0.3m/s，解算周期為1秒；GPS系

6、統(tǒng)提供的各維位置和速度精度分別為10m（3）和0.3m/s（3），輸出周期為1s。采用第一題同樣的飛行航跡，完成組合導(dǎo)航算法的仿真。注意：此題需要結(jié)合第一題完成，主要任務(wù)有：SINS誤差建模、濾波（KF）編程、SINS和KF的關(guān)聯(lián)編程、總體仿真計(jì)算2.2、SINS/GPS組合導(dǎo)航卡爾曼濾波算法設(shè)計(jì)與仿真（地理系）采用第一題相同的假設(shè)，以第一題建立的SINS導(dǎo)航算法為基準(zhǔn)，采用位置、速度組合模式，建立基于EKF的SINS/GPS組合導(dǎo)航模型。以給定的SINS導(dǎo)航算法為基準(zhǔn)，采用位置、速度組合模式，建立基于EKF的SINS/GPS組合導(dǎo)航模型，并按照如下條件完成算法驗(yàn)證。SINS的慣性器件測(cè)量誤差

7、模型取為白噪聲，SINS的初始位置誤差、速度誤差分別為10m、0.3m/s，解算周期為1秒；GPS系統(tǒng)提供的各維位置和速度精度分別為10m（3）和0.3m/s（3），輸出周期為1s。采用第一題同樣的飛行航跡，完成組合導(dǎo)航算法的仿真。注意：此題需要結(jié)合第一題完成3 天文導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)與仿真3.1 陀螺/星敏感器組合定姿仿真陀螺常采用四元數(shù)完成定姿計(jì)算，而采用陀螺、星敏感器進(jìn)行組合定姿是航天器常用的定姿算法。四元數(shù)形式如下其和姿態(tài)陣關(guān)系如下四元數(shù)計(jì)算模型如下：、分別為星體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的角速度沿星體坐標(biāo)系三個(gè)軸向的分量，由陀螺測(cè)量獲取，測(cè)量誤差（陀螺漂移）取為隨機(jī)常置和隨機(jī)白噪聲的組合，設(shè)，

8、分別為三個(gè)正交軸向的陀螺漂移，則有：，分別為陀螺測(cè)量誤差的隨機(jī)常數(shù)和隨機(jī)白噪聲，則有假設(shè)星敏感器可以直接給出四元數(shù)測(cè)量數(shù)據(jù)，其測(cè)量模型為：建模為白噪聲。根據(jù)上述信息，建立基于卡爾曼濾波算法的陀螺/星敏感器組合定姿算法模型，并根據(jù)要求的參數(shù)完成仿真計(jì)算。仿真計(jì)算的具體參數(shù)為：姿態(tài)矩陣初始為單位矩陣，星體繞軸以1º/s旋轉(zhuǎn)360秒；陀螺測(cè)量誤差隨機(jī)常數(shù)均方差，均方差為；星敏感器測(cè)量四元數(shù)誤差取為白噪聲，均方差為，測(cè)量周期為1s。陀螺定姿的初始姿態(tài)四元數(shù)誤差均方差為。主要任務(wù)包括：陀螺定姿計(jì)算、標(biāo)準(zhǔn)姿態(tài)信息模擬計(jì)算、濾波（如KF）編程、總體仿真計(jì)算。3.2 地平儀/星敏感器直接敏感地平組合

9、定軌仿真地平儀能夠敏感地球在飛行器本體系下的地心矢量，星敏感器可以提供恒星在飛行器本體下的視線矢量，利用此兩矢量間的夾角作為觀測(cè)信息，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)衛(wèi)星軌道的確定。建模為白噪聲。根據(jù)上述信息，建立基于地平儀/星迷感器的組合定位算法模型，并根據(jù)要求的參數(shù)完成仿真計(jì)算。仿真計(jì)算的具體參數(shù)為：姿態(tài)矩陣初始為單位矩陣，星體繞軸以1º/s旋轉(zhuǎn)360秒；陀螺測(cè)量誤差隨機(jī)常數(shù)均方差，均方差為；星敏感器測(cè)量四元數(shù)誤差取為白噪聲，均方差為，測(cè)量周期為1s。陀螺定姿的初始姿態(tài)四元數(shù)誤差均方差為。主要任務(wù)包括：陀螺定姿計(jì)算、標(biāo)準(zhǔn)姿態(tài)信息模擬計(jì)算、濾波（如KF）編程、總體仿真計(jì)算。4 相對(duì)導(dǎo)航濾波算法設(shè)計(jì)與仿真

10、（觀測(cè)變量：距離信息和角度信息）相對(duì)導(dǎo)航是實(shí)現(xiàn)空間操作的重要前提。一般多將相對(duì)運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程建立在目標(biāo)飛行器第二軌道坐標(biāo)系上，如果目標(biāo)飛行器沿著圓軌道飛行，則相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型為：、表示相對(duì)位置和相對(duì)速度，為目標(biāo)航天器軌道角速度。，為三軸方向的控制加速度。相對(duì)測(cè)量設(shè)備可以提供相對(duì)距離和相對(duì)角度信息，如下圖所示，相對(duì)導(dǎo)航裝置測(cè)量的視距、方位角、高低角的理論模型為：試建立相對(duì)導(dǎo)航卡爾曼濾波模型并根據(jù)具體條件完成仿真計(jì)算。 具體條件為：目標(biāo)航天器軌道高度400km，追蹤飛行器初始時(shí)刻相對(duì)位置在（10000，0，0）處，沿-Y向具有相對(duì)速度0.2m/s，此后無(wú)動(dòng)力。初始位置、速度誤差分別為10m（3），1m

11、/s（3）。運(yùn)動(dòng)過(guò)程不考慮任何攝動(dòng)誤差，由此可通過(guò)相對(duì)運(yùn)動(dòng)解析解規(guī)劃相對(duì)運(yùn)動(dòng)，要求追蹤飛行器在面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，相對(duì)距離其高低角為0º，方位角變化規(guī)律根據(jù)相對(duì)位置自行解算，運(yùn)動(dòng)時(shí)間不少于120秒。相對(duì)導(dǎo)航裝置測(cè)量周期為1s。測(cè)角誤差：白噪聲，均方差0.01º（3）；測(cè)距誤差：白噪聲，均方差（3）。 主要任務(wù)包括：追蹤飛行器的相對(duì)運(yùn)動(dòng)軌跡反演和相對(duì)運(yùn)動(dòng)推演濾波（如KF）編程、總體仿真計(jì)算。5 雷達(dá)追蹤目標(biāo)的濾波算法設(shè)計(jì)與仿真（觀測(cè)變量：距離信息和角度信息）雷達(dá)是追蹤和計(jì)算目標(biāo)位置的重要設(shè)備，可以提供目標(biāo)的相對(duì)距離和相對(duì)角度信息，如下圖所示：假設(shè)在當(dāng)?shù)厮阶鴺?biāo)系上（x y z 分別指向北向、天向和東向）描述目標(biāo)相對(duì)于雷達(dá)的位置和速度信息。雷達(dá)測(cè)量的視距、方位角、高低角的理論模型為：試采用卡爾曼濾波算法完成對(duì)下述具體條件的目標(biāo)位置估計(jì)。 具體條件為：目標(biāo)從位置（100000m，2000m，0m）以速度（-200m/s，0 m/s，0 m/s）保持勻速飛行。初始位置、速度誤差分別為100m（3），1m/s（3），雷達(dá)測(cè)量周期為1秒，測(cè)角誤差為均方差0.01º（3）的白噪聲，測(cè)距誤差為