CN107102566B - 一种组合导航系统的仿真试验系统 - Google Patents

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Abstract

一种组合导航系统的仿真试验系统，对组合导航系统进行地面测试，包含：动力仿真模块，由人工输入导航模式指令，输出不同模式下飞行器三轴姿态数据；模拟器控制模块，输入端与动力仿真模块连接，分解所述姿态数据；环境模拟器，输入端与模拟器控制模块连接；卫星导航模块，与环境模拟器连接；星敏感器，与环境模拟器连接；光纤惯导模块，输入端与环境模拟器、卫星导航模块和星敏感器连接；显示计算机，输入端与动力仿真模块和光纤惯导模块连接，接收两者的数据并比较。本发明的优点是利用半实物仿真试验代替实物试验，大大节省了试验成本和时间。

Description

一种组合导航系统的仿真试验系统
技术领域
本发明涉及仿真试验领域，具体涉及一种组合导航系统的仿真试验系统。
背景技术
空间飞行器一般具有功能多、航时长、组合模式种类多等特点。组合导航系统是其中的重要分系统，承担了自主导航制导、自主轨道控制、自主离轨再入和自主进场着陆等任务。组合导航系统包含了卫星导航系统GNSS、天文导航系统CNS和光纤惯导系统。这些导航系统在不同时段、不同位置的导航精度不尽相同，经过互补组合后，提高整体的导航精度。而其中的核心设备为全自主的光纤惯导系统。
该光纤惯导组合导航地面仿真试验系统是根据飞行器往返飞行的任务需求来构建的，导航系统既要求能适用于受空气动力影响的大气层内导航，又要能适用于受天体引力影响的外层空间导航。因此，需要组合的种类多、任务切换模式复杂，需要建立完善的组合导航仿真试验系统，目前尚无能满足该复杂任务模式的导航仿真试验系统。
发明内容
本发明的目的在于提供一种组合导航系统的仿真试验系统。本试验系统联合动力学目标机、各类模拟器与光纤惯导模块形成闭环联试，对组合导航系统的性能进行验证测试。
一种组合导航系统的仿真试验系统，对组合导航系统进行地面测试，包含：
动力仿真模块，由人工输入导航模式指令，输出不同模式下飞行器轨道和姿态数据；
模拟器控制模块，输入端与动力仿真模块连接，分解所述姿态数据。
环境模拟器，输入端与模拟器控制模块连接，模拟各种空间环境；
卫星导航模块，与环境模拟器连接，根据环境模拟器提供的信息计算卫星导航信息；
星敏感器，与环境模拟器连接，根据环境模拟器提供的信息计算卫星姿态信息；
光纤惯导模块，输入端与环境模拟器、卫星导航模块和星敏感器连接，根据来自环境模拟器、卫星导航模块和星敏感器的数据完成导航解算。
显示计算机，输入端与动力仿真模块和光纤惯导模块连接，接收两者的数据并比较。
上述的一种组合导航系统的仿真试验系统，其中，所述环境模拟器包含：
离心机，与模拟器控制模块连接，模拟光纤惯导加速度环境。
转台，与模拟器控制模块连接，模拟光纤惯导三轴的角度环境。
星模拟器，一端与模拟器控制模块连接，另一端与星敏感器连接，根据轨道、姿态数据及星敏感器的光轴指向信息模拟星图；
卫星导航模拟器，一端与模拟器控制模块连接，另一端与卫星导航模块连接，根据轨道和姿态信息生成相应的标准轨迹参数。
上述的一种组合导航系统的仿真试验系统，其中，所述动力仿真模块包含：
多种计算模型模块，输出端与模拟器控制模块连接，根据人工输入的导航模式指令，确定一种计算模型；
先验数据模块，输出端与显示计算机连接，根据人工输入的导航模式指令，选择一组先验数据；
三维显示模块，根据人工输入的导航模式指令，显示飞行器理论轨迹。
上述的一种组合导航系统的仿真试验系统，其中，所述光纤惯导模块包含：
光纤陀螺，敏感载体运动的姿态，输出角速度信息；
石英挠性加速度计，敏感载体运动的加速度情况，输出加速度信息；
导航电路，输入端与光纤陀螺和石英挠性加速度计连接，输出端与显示计算机连接，输出导航信息。
该发明利用计算机系统及各类环境模拟器建立多源组合导航仿真系统，可对光纤惯导系统的功能和接口特性进行充分的验证，可模拟飞行器整个运动过程中的各种工作模式的运行和转换，考核惯导系统在闭环运行条件下的性能匹配等技术指标。
附图说明
图1是本发明的系统框图。
具体实施方式
以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。
为保证组合导航系统的正常运行，需要对光纤陀螺41和石英挠性加速度计42进行测试标定，在完成各传感器测试标定的基础上进行仿真试验。
如图1所示，一种组合导航系统的仿真试验系统，对组合导航系统进行地面测试，包含动力仿真模块1、模拟器控制模块2、环境模拟器3、卫星导航模块6、星敏感器7、光纤惯导模块4和显示计算机5。
动力仿真模块1，也称作动力学目标机，由人工输入导航模式指令，运行编译动力学程序，输出不同模式下飞行器轨道和姿态数据。包含多种计算模型模块、先验数据模块和三维显示模块。
多种计算模型模块，输出端与模拟器控制模块2连接，根据人工输入的导航模式指令，确定一种计算模型，用于模拟飞行器相应的轨道信息以及三轴姿态信息。
先验数据模块，输出端与显示计算机5连接，根据人工输入的导航模式指令，选择一组先验数据，作为对比数据使用。
三维显示模块，根据人工输入的导航模式指令，显示飞行器理论三维轨迹。
模拟器控制模块2输入端与动力仿真模块1连接，接收动力仿真模块1输出的飞行器轨道和姿态数据，分解所述轨道、姿态数据，并将其解算为环境模拟器3能识别的数据格式。通过通信协议与环境模拟器3之间实现数据的传送，环境模拟器3根据接收到的数据进行内部解算并给光纤惯导模块4输出指令信息
环境模拟器3输入端与模拟器控制模块2连接，包含离心机31、转台32、星模拟器33和卫星导航模拟器34。所述离心机31、转台32、星模拟器33和卫星导航模拟器34分别根据输入的数据进行相应的动作，模拟飞行器运行的加速度环境、角度环境、天文环境和卫星环境等各种空间环境。并将这些环境条件输出给实物系统。
离心机31，与模拟器控制模块2连接，模拟光纤惯导加速度环境，对光纤惯导模块4的石英挠性加速度计42性能进行考核。
转台32，与模拟器控制模块2连接，模拟光纤惯导三轴的角度环境，对光纤惯导的光纤陀螺41性能进行考核。
星模拟器33，一端与模拟器控制模块2连接，另一端与星敏感器7连接，根据轨道、姿态数据及星敏感器7的光轴指向信息模拟星图，为星敏感器7提供光学输入；
卫星导航模拟器34，一端与模拟器控制模块2连接，另一端与卫星导航模块6连接，根据轨道和姿态信息生成相应的标准轨迹参数，作为卫星导航模块6进行信息处理时的参考源。
卫星导航模块6，与环境模拟器3中的卫星导航模拟器34连接，接收卫星授时信号，获取定位信息，根据卫星导航模拟器34提供的信息计算卫星导航信息，并传递给光纤惯导模块4。
星敏感器7，与环境模拟器3中的星模拟器33连接，获取天文导航信号，根据星模拟器33提供的信息计算卫星姿态信息，对比特定时刻的星图获取飞行器精确姿态信息，并传递给光纤惯导模块4。
光纤惯导模块4要求敏感各类信息并完成各种模式下的导航解算，将结果输出给显示计算机。输入端与环境模拟器3中的离心机31和转台32、卫星导航模块6和星敏感器7连接。通过定期通信以获取来自环境模拟器3、卫星导航模块6和星敏感器7的飞行器三轴的惯性姿态信息以及卫星导航和天文导航信息，并对上述信息进行捷联解算，并根据飞行任务需求选择不同的组合导航算法运算后输出导航信息。包含光纤陀螺41、石英挠性加速度计42和导航电路43。
光纤陀螺41，敏感载体运动的姿态，输出角速度信息；
石英挠性加速度计42，敏感载体运动的加速度情况，输出加速度信息；
导航电路43，输入端与光纤陀螺41和石英挠性加速度计42连接，输出端与显示计算机5连接，接收来自光纤陀螺41和石英挠性加速度计42以及其他辅助传感器的数据，通过内部导航算法，根据任务需求选择适合的导航算法进行结算，并输出导航信息。
显示计算机5包括采集控制、电源信号以及存储显示等功能，输入端与动力仿真模块1和光纤惯导模块4连接，接收两者的数据并比较，以动力仿真模块1的数据为标准值，对光纤惯导模块4给出的数据进行导航精度的指标考核。
本发明由于采取以上技术方案，可以针对光纤惯导完成整套的地面仿真试验，主要测试项目主要包括以下几个方面：
(1)建立飞行器动力学模型、运动学模型、环境模型、GNC模型的搭建，为半实物仿真设计做好准备。
(2)对接入仿真回路的各实物进行测试。主要对光纤惯导的惯性测量单元、星敏感器、卫星接收机等进行测试，完成对惯性测量单元的标定及导航计算机的测试与模型辨识。
(3)导航系统的半实物仿真试验的设计。首先完成光纤惯导与地面测试设备之间接口的匹配性测试，而后采用逐步引入实物的方法，完成各模式半实物仿真系统的设计，并验证多种模式之间组合导航系统的输出切换。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (3)

1.一种组合导航系统的仿真试验系统，对组合导航系统进行地面测试，其特征在于，包含：
动力仿真模块(1)，由人工输入导航模式指令，输出不同模式下飞行器轨道和姿态数据；
模拟器控制模块(2)，输入端与动力仿真模块(1)连接，分解所述姿态数据；
环境模拟器(3)，输入端与模拟器控制模块(2)连接，模拟各种空间环境；
卫星导航模块(6)，与环境模拟器(3)连接，根据环境模拟器(3)提供的信息计算卫星导航信息；
星敏感器(7)，与环境模拟器(3)连接，根据环境模拟器(3)提供的信息计算卫星姿态信息；
光纤惯导模块(4)，输入端与环境模拟器(3)、卫星导航模块(6)和星敏感器(7)连接，根据来自环境模拟器(3)、卫星导航模块(6)和星敏感器(7)的数据完成导航解算；
显示计算机(5)，输入端与动力仿真模块(1)和光纤惯导模块(4)连接，接收两者的数据并比较；
其中，所述动力仿真模块(1)包含：
多种计算模型模块，输出端与模拟器控制模块(2)连接，根据人工输入的导航模式指令，确定一种计算模型；
先验数据模块，输出端与显示计算机(5)连接，根据人工输入的导航模式指令，选择一组先验数据；
三维显示模块，根据人工输入的导航模式指令，显示飞行器理论轨迹。
2.如权利要求1所述的一种组合导航系统的仿真试验系统，其特征在于，所述环境模拟器(3)包含：
离心机(31)，与模拟器控制模块(2)连接，模拟光纤惯导加速度环境；
转台(32)，与模拟器控制模块(2)连接，模拟光纤惯导三轴的角度环境；
星模拟器(33)，一端与模拟器控制模块(2)连接，另一端与星敏感器(7)连接，根据轨道、姿态数据及星敏感器(7)的光轴指向信息模拟星图；
卫星导航模拟器(34)，一端与模拟器控制模块(2)连接，另一端与卫星导航模块(6)连接，根据轨道和姿态信息生成相应的标准轨迹参数。
3.如权利要求1所述的一种组合导航系统的仿真试验系统，其特征在于，所述光纤惯导模块(4)包含：
光纤陀螺(41)，敏感载体运动的姿态，输出角速度信息；
石英挠性加速度计(42)，敏感载体运动的加速度情况，输出加速度信息；
导航电路(43)，输入端与光纤陀螺(41)和石英挠性加速度计(42)连接，输出端与显示计算机(5)连接，输出导航信息。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108037676A (zh) * 2017-10-17 2018-05-15 哈尔滨工业大学 一种适用于飞行器导航制导控制的半物理地面仿真装置
CN108279576B (zh) * 2017-12-26 2021-09-28 湖北航天技术研究院总体设计所 一种复合轴目标跟踪仿真测试系统
CN108955628B (zh) * 2018-06-29 2024-04-16 西安航空学院 用于教学的航行姿态研究系统
CN109882157B (zh) * 2019-04-09 2023-06-06 中油奥博(成都)科技有限公司 井下多分量测量仪器的光纤惯导系统及其数据处理方法
CN110456663B (zh) * 2019-08-19 2023-01-06 哈尔滨工业大学 基于多源信息融合的飞行器导航控制技术仿真装置及方法
WO2021035691A1 (zh) * 2019-08-30 2021-03-04 深圳市大疆创新科技有限公司 无人机的仿真方法、仿真装置和计算机可读存储介质
CN114563017B (zh) * 2022-02-10 2024-01-26 中科禾华(扬州)光电科技有限公司 捷联惯导装置导航性能测试系统和方法

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1834980A (zh) * 2006-03-29 2006-09-20 北京航空航天大学 Sins/cns/gps组合导航半实物仿真系统
CN1869589A (zh) * 2006-06-27 2006-11-29 北京航空航天大学 一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统
CN100495261C (zh) * 2007-09-04 2009-06-03 北京控制工程研究所 月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统
CN101995824A (zh) * 2010-10-26 2011-03-30 哈尔滨工业大学 星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统
CN102081360A (zh) * 2011-02-25 2011-06-01 哈尔滨工业大学 惯性天文组合导航半物理实验系统
CN103308073A (zh) * 2013-05-30 2013-09-18 上海交通大学 捷联惯性/卫星组合导航检测系统及其仿真测试方法
CN104406605A (zh) * 2014-10-13 2015-03-11 中国电子科技集团公司第十研究所 机载多导航源综合导航仿真系统
CN105424034A (zh) * 2015-10-30 2016-03-23 北京控制工程研究所 一种船载全天时星光惯导组合导航系统
CN105487405A (zh) * 2015-12-17 2016-04-13 西安测绘研究所 低低跟踪重力测量卫星半物理仿真系统
CN105510933A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种三体制集成的卫星导航检测设备和检测方法
CN106054913A (zh) * 2016-08-10 2016-10-26 上海微小卫星工程中心 自主轨道控制算法的验证系统

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160210775A1 (en) * 2015-01-21 2016-07-21 Ford Global Technologies, Llc Virtual sensor testbed

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1834980A (zh) * 2006-03-29 2006-09-20 北京航空航天大学 Sins/cns/gps组合导航半实物仿真系统
CN1869589A (zh) * 2006-06-27 2006-11-29 北京航空航天大学 一种捷联惯性/天文组合导航半实物仿真系统
CN100495261C (zh) * 2007-09-04 2009-06-03 北京控制工程研究所 月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统
CN101995824A (zh) * 2010-10-26 2011-03-30 哈尔滨工业大学 星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统
CN102081360A (zh) * 2011-02-25 2011-06-01 哈尔滨工业大学 惯性天文组合导航半物理实验系统
CN103308073A (zh) * 2013-05-30 2013-09-18 上海交通大学 捷联惯性/卫星组合导航检测系统及其仿真测试方法
CN104406605A (zh) * 2014-10-13 2015-03-11 中国电子科技集团公司第十研究所 机载多导航源综合导航仿真系统
CN105424034A (zh) * 2015-10-30 2016-03-23 北京控制工程研究所 一种船载全天时星光惯导组合导航系统
CN105510933A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种三体制集成的卫星导航检测设备和检测方法
CN105487405A (zh) * 2015-12-17 2016-04-13 西安测绘研究所 低低跟踪重力测量卫星半物理仿真系统
CN106054913A (zh) * 2016-08-10 2016-10-26 上海微小卫星工程中心 自主轨道控制算法的验证系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
空间机动平台SINS_GPS组合导航系统研究;马松;《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》;20120315(第3期);全文 *

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