【摘要】：20世紀以來,導(dǎo)航系統(tǒng)在人類經(jīng)濟、軍事活動中發(fā)揮著必不可少的作用。隨著無人飛行載體任務(wù)多樣性和復(fù)雜性的不增加,在實際應(yīng)用中對載體導(dǎo)航系統(tǒng)的精度、可靠性以及自主性等方面提出了越來越高的要求。慣性/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)是飛行器目前常用的導(dǎo)航方式。然而,由于GPS信號易受外界干擾,在GPS失效的情況下該組合導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航精度會受到較大影響。因此近年來基于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的無GPS自主導(dǎo)航技術(shù)逐漸成為導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域的熱點之一。氣動模型輔助導(dǎo)航是近年來發(fā)展的一種新型自主導(dǎo)航方法,具有自主性強、成本低、應(yīng)用范圍廣等優(yōu)點。論文以無人飛行器為對象,針對氣動模型輔助慣性導(dǎo)航系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)展開了探索性研究,旨在提高GPS失效情況下的導(dǎo)航系統(tǒng)精度與可靠性。論文研究工作為氣動模型輔助慣性導(dǎo)航技術(shù)的應(yīng)用和推廣提供了較好的參考價值。首先,論文對固定翼無人機氣動模型特性進行了分析,根據(jù)無人機的六自由度運動模型,研究了基于飛行器氣動模型的導(dǎo)航參數(shù)解算流程;系統(tǒng)地分析了擾動誤差源對氣動模型解算導(dǎo)航信息的影響,并推導(dǎo)了利用氣動模型進行導(dǎo)航參數(shù)解算的誤差傳播方程。其次,針對飛行器氣動模型解算導(dǎo)航信息過程中對氣動參數(shù)誤差敏感的問題,論文研究了氣動參數(shù)誤差在導(dǎo)航參數(shù)解算中的傳播特性。根據(jù)氣動模型誤差傳播方程,設(shè)計了一種基于擴展卡爾曼濾波的氣動模型參數(shù)辨識算法,有效提高了飛行器氣動模型精度,降低了由模型精度帶來的導(dǎo)航信息解算誤差。接著,為了進一步優(yōu)化對氣動模型導(dǎo)航信息的利用,并提高氣動模型信息輔助導(dǎo)航系統(tǒng)的性能,論文根據(jù)氣動模型誤差特性,分別提出并設(shè)計了速度/姿態(tài)融合、加速度/角加速度融合兩種氣動模型輔助慣性導(dǎo)航的融合方案。在提出的加速度/角加速度信息融合導(dǎo)航方案中,以慣性測量元件的輸出作為觀測量,從而構(gòu)建出相應(yīng)的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測方程,并通過兩種方案的結(jié)果表明數(shù)據(jù)融合方案對氣動模型輔助導(dǎo)航效果的影響。最后,為了對固定翼無人機氣動模型輔助慣性導(dǎo)航方案的理論分析進行全面、直觀的驗證,論文在Matlab/Simulink環(huán)境下搭建了無人飛行器氣動模型輔助導(dǎo)航仿真驗證平臺。該平臺具有航跡生成、飛行器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制等功能,可以實現(xiàn)對無人機氣動模型、機載傳感器以及組合導(dǎo)航系統(tǒng)的模擬,并驗證了論文中所設(shè)計的組合導(dǎo)航方案可行性與有效性。該仿真平臺在氣動模型輔助導(dǎo)航的技術(shù)研究中具有較好支撐作用。氣動模型輔助導(dǎo)航技術(shù)涉及導(dǎo)航、控制、空氣動力學(xué)等多學(xué)科領(lǐng)域。論文針對技術(shù)中氣動模型誤差特性、數(shù)據(jù)融合方案進行基礎(chǔ)性研究,為后續(xù)的研究提供了理論基礎(chǔ)與發(fā)展方向。
[Abstract]:Since the 20th century, navigation system has played an essential role in human economy and military activities. With the increasing diversity and complexity of UAV mission, the accuracy, reliability and autonomy of the vehicle navigation system are becoming more and more important in practical applications. Inertial / GPS integrated navigation system is a common navigation method for aircraft at present. However, because the GPS signal is easily disturbed by the outside world, the navigation accuracy of the integrated navigation system will be greatly affected by the failure of the GPS. In recent years, GPS-free autonomous navigation technology based on inertial navigation system has become one of the hotspots in navigation technology field. Pneumatic model aided navigation is a new autonomous navigation method developed in recent years, which has the advantages of strong autonomy, low cost and wide application. In this paper, the key technologies of the aerodynamic model aided inertial navigation system are studied in order to improve the accuracy and reliability of the navigation system under the condition of GPS failure. The research work provides a good reference value for the application and popularization of pneumatic model aided inertial navigation technology. Firstly, the characteristics of the aerodynamic model of the fixed-wing UAV are analyzed. According to the six-degree-of-freedom motion model of the UAV, the flow of calculating the navigation parameters based on the aerodynamic model of the aircraft is studied. The effect of disturbance error source on navigation information of aerodynamic model is systematically analyzed, and the error propagation equation of navigation parameter solution using pneumatic model is derived. Secondly, aiming at the problem that the aerodynamics model is sensitive to the aerodynamic parameter error in the course of solving navigation information, the propagation characteristics of the aerodynamic parameter error in the navigation parameter calculation are studied in this paper. According to the error propagation equation of aerodynamic model, an algorithm of aerodynamic model parameter identification based on extended Kalman filter is designed, which can effectively improve the precision of aerodynamic model of aircraft and reduce the error of navigation information calculation. Then, in order to optimize the use of navigation information of pneumatic model and improve the performance of pneumatic model information aided navigation system, according to the error characteristics of pneumatic model, the velocity / attitude fusion is proposed and designed in this paper. Acceleration / angular acceleration fusion two fusion schemes of pneumatic model aided inertial navigation. In the proposed acceleration / angular acceleration information fusion navigation scheme, the output of the inertial measurement element is taken as the observation quantity, and the corresponding system state equation and measurement equation are constructed. The results of the two schemes show the effect of the data fusion scheme on the aerodynamic model aided navigation. Finally, in order to fully and intuitively verify the theoretical analysis of the aerodynamic model aided inertial navigation scheme of fixed-wing UAV, the simulation and verification platform of UAV aerodynamic model aided navigation is built in Matlab/Simulink environment. The platform has the functions of track generation, aircraft navigation, guidance and control, and can realize the simulation of UAV aerodynamic model, airborne sensor and integrated navigation system. The feasibility and effectiveness of the integrated navigation scheme designed in this paper are verified. The simulation platform plays a better supporting role in the research of aerodynamics model aided navigation technology. The aerodynamics model aided navigation technology involves the navigation, the control, the aerodynamics and so on multi-disciplinary domain. In this paper, the error characteristics of pneumatic model and the data fusion scheme are studied, which provides the theoretical basis and development direction for further research.
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V249.3

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本文編號：2183678