星光折射連續(xù)修正方法及制導(dǎo)規(guī)劃

魏詩卉，楊春偉，劉炳琪，王繼平，蘇國華

火箭軍研究院，北京 100096

隨著導(dǎo)彈技術(shù)的發(fā)展，對其命中精度和導(dǎo)航系統(tǒng)的可靠性、自主性提出了很高的要求。純慣性制導(dǎo)系統(tǒng)具有自主性強、隱蔽性好以及數(shù)據(jù)輸出率高的優(yōu)點，但慣性器件引起的誤差使得導(dǎo)航誤差隨時間的增長而不斷積累，單純依靠純慣導(dǎo)不能滿足遠(yuǎn)距離、長時間飛行的精度要求，必須采用組合導(dǎo)航技術(shù)解決遠(yuǎn)程戰(zhàn)略導(dǎo)彈的高精度導(dǎo)航、制導(dǎo)的問題[1-2]。

現(xiàn)代戰(zhàn)爭精確打擊和強電子對抗的特點使戰(zhàn)場環(huán)境極其惡劣，衛(wèi)星、陸基導(dǎo)航站面臨被摧毀的危險，電磁干擾可使得包括導(dǎo)航設(shè)備在內(nèi)的諸多電子設(shè)備失效，因此，衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)和陸基導(dǎo)航系統(tǒng)在軍事應(yīng)用上存在著可用性和可靠性問題。而星光導(dǎo)航是以已知空間位置的自然天體為基準(zhǔn)，并通過光電和射電方式被動探測天體位置，經(jīng)解算確定測量點所在平臺的經(jīng)度、緯度、航向和姿態(tài)等信息，具有被動探測，隱蔽性好，不受電磁干擾，可靠性高的特點；可連續(xù)自主工作，不依賴其他導(dǎo)航手段[3-4]。對于中國地地彈道導(dǎo)彈而言，慣性/星光組合制導(dǎo)是一種理想的制導(dǎo)體制，可以有效滿足武器系統(tǒng)高精度自主導(dǎo)航和抗復(fù)雜電磁環(huán)境的作戰(zhàn)需求。

通常彈上星光導(dǎo)航是為了修正彈體姿態(tài)，但隨著對導(dǎo)航精度越來越高的要求，星光折射逐漸成為國內(nèi)外學(xué)者的研究熱點[5-10]。星光折射導(dǎo)航利用高精度的星敏感器測量星光折射角，通過大氣折射模型及其誤差補償方法來提高導(dǎo)航精度。該方法成本低廉，精度較高，但易受天候影響。近年來，許多學(xué)者針對星光折射定位的實際應(yīng)用展開了大量研究，主要在大氣折射的精確模型、測量方案、自然環(huán)境對觀測的約束、誤差分配和系統(tǒng)性能的優(yōu)化等方面進(jìn)行了深入分析和仿真試驗。本文研究基于星光折射的慣性/星光組合導(dǎo)航誤差連續(xù)修正方法，實現(xiàn)高精度慣性/星光組合定位和修正。同時，為保證慣性/星光組合制導(dǎo)精度和可用性，在星光制導(dǎo)制約機理研究基礎(chǔ)上，開展慣性/星光制導(dǎo)規(guī)劃技術(shù)研究，提出星光使用策略，確保慣性/星光實戰(zhàn)化使用性能。最后，對星光制導(dǎo)規(guī)劃系統(tǒng)進(jìn)行了介紹。

1 星光折射模型

恒星光線進(jìn)入大氣后，會發(fā)生折射，折射后的星光方向與理論的星光方向會有夾角，根據(jù)此夾角的觀測值可以確定出觀測點的位置，這就是星光折射間接敏感地平定位方法的基本原理[11-14]。

圖1為星光折射示意圖，對于飛行器來說，當(dāng)恒星光線進(jìn)入大氣時，由于折射的緣故，光線并不是直線入射，而且由于大氣密度隨高度的變化，恒星光線在大氣中也不是直線行駛，而是向地心方向彎折。這樣，恒星的視位置會位于恒星實際位置上方[15]。

地球表面的大氣密度ρ隨著海拔高度h的變化而變化，其關(guān)系近似為指數(shù)：

(1)

式中：h0為參考處的海拔高度；ρ0為該處大氣密度；ρ為h處的大氣密度；H為密度標(biāo)尺高度。

依據(jù)大氣密度指數(shù)高度分布所建立的星光折射角計算公式為

(2)

式中：k(λ)為由光波波長λ決定的散射參數(shù)；ρg為hg處的大氣密度；Re為地球平均半徑；Hg為hg處的密度標(biāo)尺高度。

依據(jù)圖1中星光折射幾何關(guān)系和式(2)可得到傳統(tǒng)星光傳輸視高度為

圖1 星光折射示意圖

(3)

在實際應(yīng)用過程中，將大氣密度模式數(shù)據(jù)按照切點高度處恒定標(biāo)高的指數(shù)函數(shù)形式進(jìn)行擬合，得到式(3)中的相關(guān)參數(shù)，然后依據(jù)實際測量得到的星光折射角，即可通過反演得到視高度。目前，幾種常用的國外大氣參數(shù)模式(0～120 km)主要包括美國標(biāo)準(zhǔn)大氣、AFGL大氣模式、CIRA國際參考大氣、NRLMSISE-00大氣經(jīng)驗?zāi)Ｊ降萚16-20]。

根據(jù)星光折射的基本原理可知，星光折射導(dǎo)航的誤差主要由兩部分產(chǎn)生，即星光折射大氣模型和大氣參數(shù)分布的準(zhǔn)確性。星光折射指數(shù)模型優(yōu)點在于形式簡單，但缺點同樣明顯，由于其采用星光傳輸切點處單點的大氣參數(shù)廓線，無法代表整個傳輸光路的大氣狀況。因此大氣非均勻性以及星光折射模型與實際大氣的差異使傳統(tǒng)星光導(dǎo)航產(chǎn)生較大誤差。

在大氣非均勻性方面，可以基于全球范圍三維格點化的大氣參數(shù)分布，詳細(xì)分析大氣非均勻性對星光導(dǎo)航誤差的影響，同時通過理論分析建立導(dǎo)航誤差修正模型。對于星光折射模型，需要建立考慮大氣三維空間分布非均勻性的折射模型，該部分內(nèi)容具體請參考文獻(xiàn)[21]。

2 星光折射連續(xù)修正方法

為修正上述星光折射指數(shù)模型及大氣非均勻性導(dǎo)致的星光導(dǎo)航誤差，提出一種星光折射連續(xù)修正方法。星光折射慣性/星光組合導(dǎo)航通過持續(xù)觀測視高度位于平流層、相互夾角盡量大的導(dǎo)航星，建立觀測方程和濾波方程，解算導(dǎo)彈的位置信息。星光折射修正方法主要包括3個部分，即：折射星分布規(guī)律分析、星光連續(xù)觀測和定位算法，下面分別進(jìn)行介紹。

2.1 折射星分布規(guī)律分析

折射星的觀測與非折射星的觀測有較大區(qū)別，折射星的觀測與導(dǎo)彈的位置直接相關(guān)，通過對折射星的研究可以發(fā)現(xiàn)，折射星的分布規(guī)律包括：

1) 折射星光矢量與導(dǎo)彈地心矢量的夾角在79°～81°之間。夾角越大時，視高度越高，折射角越小。

2) 在某一時刻，導(dǎo)彈能夠觀測到的折射星分布是一個圓錐面，折射星的方位角不同。

3) 在導(dǎo)彈飛行過程中對同一顆折射星進(jìn)行觀測時，折射角與視高度基本是線性變化的，變化的趨勢與速率與折射星的方位角有關(guān)。

4) 當(dāng)折射星與導(dǎo)彈方位向夾角小于90°時，連續(xù)觀測過程中，折射角減小，視高度增大；當(dāng)折射星與導(dǎo)彈方位向夾角大于90°時，連續(xù)觀測過程中，折射角增大，視高度減小。

5) 當(dāng)折射星與導(dǎo)彈方位向夾角α接近90°時，連續(xù)觀測過程中，折射角與視高度變化較慢，觀測時間Δt較長；當(dāng)折射星與導(dǎo)彈方位向夾角α接近0°或180°時，連續(xù)觀測過程中，折射角與視高度變化較快，觀測時間Δt較短，如圖2所示。

圖2 連續(xù)觀測時間與方向夾角關(guān)系

2.2 星光連續(xù)觀測

星光折射慣性/星光組合導(dǎo)航的觀星基本策略為

1) 對第1顆星進(jìn)行連續(xù)觀測，觀測過程中星敏感器始終指向星光方向，連續(xù)收集折射角信息。當(dāng)大氣模型計算出的視高度在20～30 km時，認(rèn)為該觀測信息有效，并進(jìn)行濾波量測更新。

2) 當(dāng)視高度超過這個范圍時，第1顆星的觀測停止，開始調(diào)姿，令星敏感器指向第2顆星。當(dāng)星敏感器指向第2顆星后，開始連續(xù)觀測，原則與第1顆星一致。

3) 按照上述流程依次完成對若干顆不同方向的折射星的觀測。觀測過程中，當(dāng)觀測到有效觀測量時，進(jìn)行量測濾波更新，否則只進(jìn)行狀態(tài)方程的更新。

上述觀測流程的優(yōu)點包括：

1) 能夠以最短的時間收集到有效的觀測信息。

2) 在連續(xù)觀測過程中，觀測量更新頻率高，能夠提高濾波效能。

3) 通過對不同方向折射星的觀測，能夠提高觀測度。

這種觀星流程需要在觀測前選擇好需要觀測的折射星。因此，選星策略就變得非常重要。

選擇折射星的基本原則是單星觀測時間長，星的方向分散。如果選擇的星觀測時間短，則觀測量少，量測更新次數(shù)少，濾波精度低；如果選擇的星方向較集中，則觀測度不夠，濾波精度低。

當(dāng)星的方向與飛行方向夾角在90°附近時，觀測時間較長，而夾角在0°附近時，觀測時間較短。因此應(yīng)該多選分布在飛行方向兩側(cè)的折射星，少選分布在飛行方向前后的折射星。

由于折射星的觀測與導(dǎo)彈位置直接相關(guān)，因此在選星時需要對觀測的位置有一個估計，可以采用彈道預(yù)測的方法對觀測點進(jìn)行估計。由于中段彈道干擾力較小，因此采用慣導(dǎo)信息對彈道預(yù)測可以獲得滿足選星正確性要求的位置精度。

2.3 定位算法

Unscented卡爾曼濾波(Unscented Kalman Filter，UKF)是一種針對非線性系統(tǒng)的濾波方法，對于線性系統(tǒng)來說，它的濾波性能與傳統(tǒng)卡爾曼濾波相當(dāng)，對于非線性系統(tǒng)，它的性能則明顯優(yōu)于傳統(tǒng)卡爾曼濾波[22]。

在慣性/星光折射定位過程中，狀態(tài)方程與觀測方程既是時變的更是非線性的，因此星光折射定位采用UKF算法+多星連續(xù)觀測的方案。UKF算法的工作流程為：

1) 狀態(tài)初值與初始方差的確定，以慣性導(dǎo)航的位置速度作為濾波的狀態(tài)初值，以預(yù)估的慣導(dǎo)誤差作為濾波的初始方差。

2) 狀態(tài)方程，采用慣導(dǎo)方程作為濾波的狀態(tài)方程進(jìn)行位置速度估計。

3) 視高度的估計與計算，當(dāng)觀測到折射角信息后，采用幾何關(guān)系對視高度進(jìn)行估計，采用大氣折射模型[21]對真實的視高度進(jìn)行計算。

4) 狀態(tài)的修正，通過估計的視高度與真實的視高度的偏差對濾波估計的位置速度進(jìn)行修正。

UKF系統(tǒng)的狀態(tài)估計誤差通過采樣點描述，并通過估計的觀測量與實際觀測量的偏差來對系統(tǒng)狀態(tài)估計與方差進(jìn)行修正。采樣點如圖3所示。

圖3 采樣點

3 星光規(guī)劃

為保證慣性/星光組合導(dǎo)航精度和可用性，需根據(jù)作戰(zhàn)任務(wù)，確定發(fā)射戰(zhàn)區(qū)、典型任務(wù)剖面、導(dǎo)彈發(fā)射時段、精度要求等，考慮飛行彈道、突防、抗干擾、制導(dǎo)等制約因素，對其在彈道導(dǎo)彈星光導(dǎo)航中的制約機理進(jìn)行研究，提出星光使用策略，確保慣性/星光實戰(zhàn)化使用性能。

星光導(dǎo)航任務(wù)剖面制約機理研究以規(guī)劃任務(wù)、目標(biāo)數(shù)據(jù)、戰(zhàn)場環(huán)境數(shù)據(jù)、情報數(shù)據(jù)、專用保障數(shù)據(jù)等為輸入，以裝備性能參數(shù)、彈上慣性星光模塊性能參數(shù)、制導(dǎo)系統(tǒng)性能參數(shù)、武器系統(tǒng)戰(zhàn)標(biāo)等為支撐，通過對導(dǎo)彈彈道、飛行姿態(tài)、星光制導(dǎo)特性、突防干擾措施等的分析，對導(dǎo)彈飛行時的星光制導(dǎo)時機、測星姿態(tài)及突防設(shè)施進(jìn)行優(yōu)化，分析星光制導(dǎo)制約機理，給出星光制導(dǎo)的約束條件，為星光制導(dǎo)研究提供支撐。

3.1 星光導(dǎo)航制約因素

3.1.1 可用星與選星要素分析

彈上控制系統(tǒng)要求星敏感器動態(tài)靈敏度指標(biāo)為4等，星等識別精度為0.5等。全天球亮于4等的恒星有515顆，亮于5等的恒星有909顆，為了保證能夠從星敏感器給出的觀測量中識別出導(dǎo)航星，需要對全天球的可用星情況進(jìn)行分析，表1為各星等恒星數(shù)量。

由于地球、月亮、太陽的相對位置關(guān)系在時時變化，選星過程要考慮地球遮擋、太陽和月亮遮蔽、大行星規(guī)避等，發(fā)射時間、發(fā)射位置、射向確定等要素，可以通過星表嚴(yán)格計算地球、月亮、太陽以及大行星的相對關(guān)系，并加以規(guī)避，同時可通過對星敏感器遮光罩的設(shè)計，優(yōu)化與合理的結(jié)構(gòu)、工藝確保，同時還應(yīng)全面考慮測星窗口的結(jié)構(gòu)、彈體結(jié)構(gòu)強度等設(shè)計。另外，地氣光等近地空間的環(huán)境極為復(fù)雜，還應(yīng)深入予以研究，建立環(huán)境理論模型，分析各環(huán)境對星光導(dǎo)航的有效性與精度的影響。

3.1.2 基于突防規(guī)劃的星光制導(dǎo)彈道設(shè)計

1) 突防彈道規(guī)劃

基于突防規(guī)劃的彈道設(shè)計如圖4所示。

圖4 突防規(guī)劃彈道設(shè)計

典型突防規(guī)劃彈道設(shè)計主要由兩個研究模塊構(gòu)成，一是雷達(dá)散射截面積(Radar Cross-Section，RCS)計算模型，研究導(dǎo)彈飛行過程中的RCS，需要準(zhǔn)確獲取導(dǎo)彈飛行過程中的姿態(tài)信息，從而完成飛行過程中的RCS模型計算。二是基于突防的彈道約束模型，如圖5所示，星光“連續(xù)修正”雖然降低了對于導(dǎo)彈飛行姿態(tài)和觀測時間的約束，但仍存有一定的限制條件，而觀星的姿態(tài)要求直接影響最優(yōu)RCS飛行，觀星的位置要求決定了導(dǎo)彈飛行彈道剖面，觀星的時間窗口決定了導(dǎo)彈的發(fā)射窗口[23]。

圖5 突防規(guī)劃約束構(gòu)成

2) 星光制導(dǎo)飛行仿真評估

以某型中遠(yuǎn)程彈道導(dǎo)彈為背景，分析不同飛行彈道的突防特征及要求、飛行彈道特征、飛行姿態(tài)和時序要求等，確定星光導(dǎo)航的約束條件。以彈道導(dǎo)彈的基本模型構(gòu)建入手，以最優(yōu)RCS飛行姿態(tài)約束，結(jié)合選星約束選擇發(fā)射窗口，以提高彈道導(dǎo)彈的突防概率為目標(biāo)，研究確定典型突防彈道任務(wù)剖面，設(shè)計導(dǎo)彈飛行仿真系統(tǒng)，圖6為星光制導(dǎo)規(guī)劃路線。

圖6 星光制導(dǎo)規(guī)劃技術(shù)

根據(jù)武器的特性和使用環(huán)境，通過仿真試驗等技術(shù)手段來評估武器系統(tǒng)的突防效能，圖7為彈道導(dǎo)彈飛行仿真軟件系統(tǒng)構(gòu)成。在突防規(guī)劃的基礎(chǔ)上，建立相關(guān)的彈道模型，其中標(biāo)準(zhǔn)彈道模型又包括動力學(xué)模型和運動學(xué)模型；干擾模型包括發(fā)動機誤差、起飛質(zhì)量偏差、慣性測量誤差等。

圖7 彈道導(dǎo)彈飛行仿真軟件系統(tǒng)構(gòu)成

3.2 慣性/星光導(dǎo)航規(guī)劃

3.2.1 導(dǎo)航星優(yōu)選策略

導(dǎo)航星的優(yōu)選策略是保證星光復(fù)合導(dǎo)航在飛行過程中成功測星的基礎(chǔ)，也是星光復(fù)合導(dǎo)航方案設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)之一。根據(jù)對星光導(dǎo)航環(huán)境的分析、彈道特性以及天體星等、幾何位置等要求，導(dǎo)航星的優(yōu)選策略主要有：

1) 彈上一級星表生成設(shè)計方法。由于全球依巴谷原始星表共有46 429顆8等以下恒星，為了適應(yīng)飛行過程中的實時性要求，根據(jù)實際使用狀態(tài)設(shè)計約束條件，在原始星表的基礎(chǔ)上生成裝定至彈上的一級星表。

2) 大天體的避開方法。依據(jù)星敏感器設(shè)備達(dá)到的性能指標(biāo)和復(fù)合導(dǎo)航飛行軌跡特性，設(shè)計具有工程可行性的大天體遮蔽角。

3) 綜合彈體姿態(tài)控制、星敏感器光軸指向與彈體之間的安裝關(guān)系，設(shè)計最佳選星帶選取參數(shù)。

4) 根據(jù)彈體實時飛行狀態(tài)，設(shè)計最佳導(dǎo)航星選取參數(shù)，并計算出測星指令角。

3.2.2 導(dǎo)航星優(yōu)選技術(shù)

給定彈體空間位置(經(jīng)緯度和高度)、星敏感器觀測中心線的方位(即中心線在慣性坐標(biāo)系或東北天坐標(biāo)系內(nèi)的角度關(guān)系)，則按以下思路可以確定視野內(nèi)對應(yīng)(恒星庫中)的全部星，設(shè)定觀測星等，則可以確定相應(yīng)的恒星(數(shù)量較小)。

如圖8所示，xbybzb為載體坐標(biāo)系，xEyNzv為東北天坐標(biāo)系。設(shè)星敏感器沿載體yb軸捷聯(lián)安裝，因此要確定視野內(nèi)的觀測恒星，必須先確定yb軸與當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系zn軸之間的夾角。根據(jù)旋轉(zhuǎn)關(guān)系可知，是由俯仰角θ和滾轉(zhuǎn)角γ決定的。導(dǎo)航坐標(biāo)系設(shè)定為東北天坐標(biāo)系。彈體上對星空觀測的幾何關(guān)系如圖8所示。

圖8 導(dǎo)航坐標(biāo)系與載體坐標(biāo)系的關(guān)系

圖9為彈體上恒星觀測的幾何關(guān)系等效圖，O為地球球心，A、B為任意恒星。其中虛線所示為實際星敏感器的光軸，考查夾角α，由于角的兩鄰邊遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于對邊，因此對于天球半徑R(可視為無窮大)，可以認(rèn)為α=0。這就說明圖9的兩個子圖是等效的。從圖9的幾何關(guān)系出發(fā)，觀測點的光軸的赤經(jīng)λ0和赤緯L0為

圖9 彈體上恒星觀測的幾何關(guān)系等效

L0=L+γ

(4)

λ0=λ+θ

(5)

式中：λ、L為載體的赤經(jīng)和赤緯。同理，根據(jù)球面三角基本原理，可以確定位于視野內(nèi)的恒星需滿足的充要條件：

L0-φ≤Ls≤L0+φ

(6)

λ0-φ≤λs≤λ0+φ

(7)

式中：φ為視場角。

因此，確定視場內(nèi)恒星的步驟為

1) 遍歷恒星庫，選擇滿足約束條件的恒星，即為處于視場之內(nèi)的恒星。

2) 根據(jù)觀測的星等限制，對選出的恒星進(jìn)行一次篩選，即得到可以觀測到的所有恒星。

3) 對上一步選出的恒星進(jìn)行優(yōu)選，最后得到在該觀測點可用于導(dǎo)航定位的恒星星座。

3.2.3 星點位置的精確計算

由天文學(xué)理論可知，天體在天球表面上的位置用第二赤道坐標(biāo)(赤經(jīng)和赤緯)描述；天體的第一赤道坐標(biāo)(時角和赤緯)與地球自轉(zhuǎn)相聯(lián)系；與春分點格林時角相對應(yīng)的格林恒星時(S0)是溝通天體第一赤道坐標(biāo)和第二赤道坐標(biāo)的必要橋梁，格林恒星時必須精確計算。格林恒星時是世界時的函數(shù)。中國的標(biāo)準(zhǔn)時間是東八區(qū)協(xié)調(diào)時，而世界時是格林平時，為此需將標(biāo)準(zhǔn)時間換算為世界時，據(jù)此計算格林恒星時。作為天文導(dǎo)航的重要關(guān)鍵技術(shù)問題，此項技術(shù)已經(jīng)實現(xiàn)并在中國天文導(dǎo)航系統(tǒng)等項目中多次采用，作為一種數(shù)學(xué)變換不導(dǎo)入測量誤差。

天體的第二赤道坐標(biāo)計算，是星圖自動生成與優(yōu)選的核心技術(shù)，天體第二赤道坐標(biāo)計算精度，從根本上決定或制約著星圖中星象的位置精度。視場越小，對天體第二赤道坐標(biāo)精度的要求越高。另外針對彈道導(dǎo)彈的應(yīng)用特點，需要建立第二赤道坐標(biāo)系與地平坐標(biāo)系(發(fā)射慣性系)的關(guān)系。

3.3 星光制導(dǎo)規(guī)劃系統(tǒng)

3.3.1 系統(tǒng)組成

星光制導(dǎo)規(guī)劃系統(tǒng)如圖10所示，包括：星圖生成模塊、星空優(yōu)選模塊。

圖10 星光制導(dǎo)規(guī)劃模塊構(gòu)成

為了適應(yīng)普通計算機顯示和動態(tài)星模擬器顯示兩種環(huán)境，星光制導(dǎo)規(guī)劃軟件可以實現(xiàn)雙屏顯示不同圖像的功能，即在普通PC機上的屏幕顯示星圖和星點信息，在動態(tài)星模擬器上顯示選擇的局部星空圖像。

程序由以下幾部分組成：① 顯示星體數(shù)據(jù)生成模塊；② 星圖顯示模塊；③ 6等以下的原始星表數(shù)據(jù)文件；④ 行星星歷數(shù)據(jù)文件；⑤ 被選中并顯示星體數(shù)據(jù)文件。

3.3.2 功能原理

星光制導(dǎo)規(guī)劃軟件可依據(jù)人機桌面輸入的約束參數(shù)，調(diào)用專用算法軟件模塊，生成所選星表范圍內(nèi)恒星視位置信息，在計算機屏幕上顯示以設(shè)定光軸為中心、設(shè)定視場角為直徑的圓形區(qū)域星空影像，同時能夠以DVI接口數(shù)據(jù)形式將顯示的標(biāo)準(zhǔn)星點信號提供給星模擬器的LCD驅(qū)動。

利用由動態(tài)星模擬器和星敏感器等構(gòu)成的慣性/星光復(fù)合制導(dǎo)半實物仿真系統(tǒng)，與數(shù)字仿真相比可更精確地模擬量測信息，在導(dǎo)彈發(fā)射前可模擬“選星(星圖模擬計算機)→顯星(動態(tài)星模擬器)→測星(星敏感器)→收星(彈上計算機)→星光修正”的星光組合制導(dǎo)過程，對提高星光制導(dǎo)可用性具有重要意義，其閉合過程見圖11。

圖11 星光/慣性復(fù)合導(dǎo)航半實物仿真系統(tǒng)

其中星圖模擬系統(tǒng)是半實物仿真系統(tǒng)的重要組成部分，是一種近似模擬星空的仿真系統(tǒng)，為測試星敏感器和驗證選星算法和星圖識別算法提供仿真星圖數(shù)據(jù)，星圖模擬軟件流程見圖12。

圖12 星圖模擬軟件流程

4 結(jié) 論

提出了基于星光折射的慣性/星光組合導(dǎo)航的誤差連續(xù)修正方法，利用UKF技術(shù)實現(xiàn)高精度慣性/星光組合定位和修正，克服慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測量誤差隨時間積累的問題。同時，為保證慣性/星光組合制導(dǎo)精度和可用性，在星光制導(dǎo)制約機理研究基礎(chǔ)上，開展慣性/星光制導(dǎo)規(guī)劃技術(shù)研究，提出星光使用策略，確保慣性/星光實戰(zhàn)化使用性能。在此基礎(chǔ)上，設(shè)計了實用的星光制導(dǎo)規(guī)劃系統(tǒng)。