第３３卷第１２期 计算机仿真 ２０１６年１２月 文章编号：１００６—９３４８（２ｏ１６）１２—００６９—０４ 采用卫星与惯性导航对空投精确控制研究 尹剑，高教波，刘延虎，张琬琳 （西安应用光学研究所，陕西西安７１００６５） 摘要：精确空投系统需要载荷投放到空中后在运动状态下，载荷捷联的卫星与惯性组合导航子系统完成初始对准，为后续精 确对准及组合导航提供初始姿态矩阵。在上述条件下因陀螺无法测出地球自转角速度，而且重力加速度受到干扰，传统的 静基座及晃动基座对准的方法无法采用。因此如何完成载体空中动基座对准成为精确空投系统的技术难点。针对上述问 题，提出了一种运动状态下，利用导航坐标系和载体坐标系比力映射关系的求解初始姿态矩阵的方法。上述算法是在卫星 导航装置辅助下，测得对准时段内的载体位置坐标及导航坐标系下载体的运动速度，根据比力方程并对姿态矩阵进行分解， 导出初始姿态矩阵的解算表达式。模拟空投载体的下落过程，对算法误差进行了仿真分析，结果表明算法产生的误差角均 为小角度，并可以进行后续精确对准。验证了上述方法可以满足精确空投系统的载体空中动基座初始对准的需求。 关键词：精确空投系统；捷联惯导；初始对准；动基座 中图分类号：ＴＰ３９１．９ 文献标识码：Ｂ Ｍｏｖｉｎｇ Ｂａｓｅ Ｉｎｉｔｉａｌ Ａｌｉｇｎｍｅｎｔ Ｍｅｔｈｏｄ ｏｆ Ａｉｒｂｏｒｎｅ Ｌｏａｄ ＳＩＮＳ ｉｎ Ｐｒｅｃｉｓｅ Ａｉｒｄｒｏｐ Ｓｙｓｔｅｍ ＹＩＮ Ｊｉａｎ，ＧＡ０ Ｊｉａｏ—ｂｏ，ＬＩＵ Ｙａｎ—ｈｕ，ＺＨＡＮＧ Ｗａｎ—ｌｉｎ （Ｘｉ’ａｌｌ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ａｐｐｌｉｅｄ Ｏｐｔｉｃｓ，Ｘｉ’ａｎ Ｓｈａｎｘｉ ７ １００６５，Ｃｈｉｎａ） ＡＢＳＴＲＡＣＴ：ＳＩＮＳ ｆｉｘｅｄ ｏｎ ｓｏｍｅ ｋｉｎｄ ｏｆ ｐｒｅｃｉｓｅ ａｉｒｄｒｏｐ ｌｏａｄ ｎｅｅｄｓ ｔｏ ｃｏｍｐｌｅｔｅ ｉｎｉｔｉａｌ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ ｉｎ ｔｈｅ ｐｒｏｃｅｓｓ ｏｆ ｌａｎｄｉｎｇ．Ｏｎ ｔｈｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｔｈａｔ ｃａｒｒｉｅｒ ｉｓ ｍｏｖｉｎｇ，ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌ ｓｔａｔｉｏｎａｒｙ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ ｍｅｔｈｏｄ ａｎｄ ｒｏｃｋｉｎｇ ｂａｓｅ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ ｍｅｔｈｏｄ ｃａｎｎｏｔ ｂｅ ａｐｐｌｉｃａｂｌｅ．Ｔｏ ｏｖｅｒｃｏｍｅ ｔｈｅｓｅ ｄｉｉｆｃｕｌｔｉｅｓ，ａ ｍｏｖｉｎｇ ｂａｓｅ ｉｎｉｔｉｌａ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ ｍｅｔｈｏｄ ｗａｓ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｉｎ ｔｈｅ ｐａｐｅｒ．Ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｈｅｌｐ ｏｆ ｐｏｓｉｔｉｏｎ ａｎｄ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｉｎ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ ｆｒａｍｅ，ｗｈｉｃｈ ｗａｓ ｐｒｏｖｉｄｅ ｂｙ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ，ｔｈｅ ｉｎｉｔｉａｌ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｍａｔｒｉｘ ｗａｓ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｅ，ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅ ｐｒｏｊｅｃｔｉｏｎ ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐ ｏｆ ｓｐｅ— ｃｉｆｉｃ ｆｏｒｃｅ ｂｅｔｗｅｅｎ ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ ｆｒａｍｅ ａｎｄ ｂｏｄｙ ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ ｆｒａｍｅ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｅｒｒｏｒ ａｎ－ ｇｌｅ ｂｅｃｏｍｅ ｓｍａｌｌｅｒ．Ｓｏ ｔｈｉｓ ｍｅｔｈｏｄ ｉｓ ｖａｌｉｄ，ａｎｄ ｉｔ Ｃａｌｌ ｓａｔｉｓｆｙ ｔｈｅ ｎｅｅｄｓ ｏｆ ｉｎｉｔｉａｌ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ ｆｏｒ ａｉｒｂｏｒｎｅ ｌｏａｄ ＳＩＮＳ ｉｎ ｐｒｅｃｉｓｅ ａｉｒｄｒｏｐ ｓｙｓｔｅｍ． ＫＥＹＷＯＲＤＳ：Ｐｒｅｃｉｓｅ ａｉｒｄｒｏｐ ｓｙｓｔｅｍ；ＳＩＮＳ；Ｉｎｉｔｉｌａ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ；Ｍｏｖｉｎｇ Ｂａｓｅ 速率和重力加速度的测量而自主的确定，这个确定粗略的初 ｌ 引言 始姿态矩阵的过程就是初始对准。但是由于在精确空投系 精确空投系统需要在伞降载荷投放后对载荷的下行运 统中捷联导航系统与载荷固联，并且为了保证投放过程的安 动过程进行控制，这样就需要实时获得载荷的位置及姿态信 全性及可靠性，通常情况下采用投放后载荷系统才上电的方 息，通常采用卫星与惯性导航相组合的捷联导航系统。而组 式。因此无法实现人工装订及由飞机上的导航设备传递的 合导航系统是根据失准角误差模型利用信息融合的方法对 对准过程，只能采用自主对准的方式。而传统的自主初始对 失准角误差进行估计。但是对失准角的估计是建立在具备 准过程中，姿态矩阵是在系统处于静态的情况下利用陀螺和 粗略的初始姿态矩阵的基础上的，就需要一个确定粗略的初 加速度计测量地球自转角速率和重力加速度在捷联系统载 始姿态矩阵的过程，初始粗略姿态矩阵的获取可以人工装 体上的分量通过计算而获得。而在精确空投系统中，自主对 订、由其它导航设备传递或采用捷联惯组利用对地球自转角 准过程在载荷投放后的载荷在空中处于运动及晃动的状态， 这样地球自转角速率及重力加速度上叠加了由于晃动及运 收稿日期：２０１６—０１—０９修回日期：２０１６－０２－０２ 动的干扰量，造成传统的初始对准方法的误差很大，无法采 一６９— 用。晃动或运动条件下的初始对准是精确空投系统中的重 程就是取得这个初始姿态值而建立初始姿态矩阵的过程。初始 对准过程所解算出的初始姿态矩阵是后续组合导航计算的基 要研究课题。文献［４］中提出了晃动情况下的初始对准算 法，文献［５］继承了这种思想，并进行了适当的改进，提高了 算法的鲁棒性。但是，这些方法仅仅适用于系统晃动而没有 运动的情况。文献［６］考虑了载体运动的影响，由外部测得 的载体速度进行辅助，提出动基座捷联惯导系统初始对准算 法。所采用的外部测量的速度是载体坐标系下的速度，由里 程计提供，仅适用于车载情况。文献［７］提出了一种运动情 况下卫星导航装置辅助的初始对准方法，但是在计算姿态矩 础，初始对准算法研究在精确空投系统中非常重要。 阵时需要系统中已具备测量偏流角的设备，采用偏流角代替 航向角不能应用于空投系统，且姿态矩阵生成采用解三角方 程的比较寻优搜索的方法，运算量大、精度有限。本文从精 确空投系统中采用卫星与惯性导航组合的实际情况出发，参 考文献［４］一［６］的思想，提出了一种在卫星测得的地理坐 标系下载体速度为辅助的载体在运动及同时晃动状态下的 初始对准的方法。模拟空投载体下落时运动及同时晃动并 叠加系统中陀螺、加速度计和卫星导航系统的误差等情况， 对算法进行了仿真。仿真结果表明算法得到的姿态矩阵满 足了误差是小角度的初始对准要求。 ２精确空投载荷捷联惯性组合导航模型 精确空投载荷捷联惯性组合导航系统与空投载荷固联 在一起，作为载荷遥控系统的一部分，采用惯性导航与卫星 导航系统组合的导航方式，系统组成如图ｌ所示。 卫星接收机 ／１ 卜、 惯性导航系统 、、广‘ 图１系统组成 空投时捷联惯导系统随载荷下落并在空中加电启动，并 与卫星导航装置通讯。在卫星定位完成后，根据卫星定位装 置提供的信息完成自身初始对准过程。对准完成后在解出 的初始姿态矩阵的基础上进入卫星与惯性组合导航工作状 态。利用卫星导航装置和惯性导航系统输出的位置、速度信 息的差值作为量测值，经组合卡尔曼滤波，估计惯导系统的 误差，然后对惯导系统进行校正。这种组合导航方式克服了 卫星导航与惯性导航的各自缺点，取长补短，使组合后的导 航精度高于两个系统单独工作的精度。 组合系统模型框图如图２所示，在进行组合计算时，载 荷系统的姿态参数即载体坐标系与导航坐标系的变换关系。 姿态参数作为主要的导航参数，不断地进行着由惯性导航计 算出来、再经过组合滤波求出误差、最后进行修正输出的过 程。由于捷联惯性系统中，只有在姿态参数的基础上才能进 行速度及位置等其它导航参数的计算。而姿态参数的计算，是 一个反复递推的过程，这就需要一个初始的姿态值，而对准的过 一７０一 图２组合导航组成框图 由于载荷系统投放后一直处于运动状态中，传统的静态 自主初始对准过程中，通过陀螺和加速度计测量地球自转角 速率和重力加速度在捷联系统载体上的分量来计算姿态矩 阵的方法无法适用；而晃动基座的对准方法，假设系统仅仅 存在姿态变化而没有位置移动，利用重力加速度结合载体坐 标系下测得的速度来计算姿态矩阵的办法，也由于空投载荷 系统处于运动中，会叠加干扰加速度分量而造成误差很大， 同样无法采用。因此载荷系统投放后的空中运动状态下即 动基座条件下的对准，就成为卫星与惯导组合系统中的一个 技术难点。需要考虑到载荷系统的运动情况而重新设计对 准算法。针对这个难点问题，考虑到利用卫星导航提高的导 航坐标系下的速度值进行微分后可以求得加速度值，这样就 可以求得导航坐标系下的比力值，再利用导航坐标系下的比 力值与载体坐标系下加速度计测得值之间的映射关系，就可 以确定系统的初始姿态矩阵。 ３动态条件下初始对准算法 ３．１动态对准中的坐标系规定 １）地心惯性坐标系（ｉ系）：Ｘｉ轴在赤道平面内且指向春 分点， 轴指向地球自转方向，三轴构成右手坐标系。 ２）地球坐标系（ｅ系）：原点位于地心，Ｚｅ轴沿着地球自 转方向， 轴位于赤道平面内，从地心指向空投载体所在点 的子午线， 轴与 轴、 轴构成右手坐标系。 ３）导航坐标系（ｎ系）：即地理坐标系，原点位于舰船重 心，Ｘｎ轴指向东， 轴指向北，Ｚｎ轴指向天。 ４）空投载体坐标系（ｂ系）：原点位于导航装置中心， 、 ｙ６及ｚ６轴分别沿载体横轴指向右、沿纵轴指向前、沿立轴 指向上。 ３．２动对准算法 设系统从抑时刻开始进入对准过程，ｔ时刻完成对准， 则ｔ时刻的初始对准姿态矩阵ｃ：可以由帕时刻的姿态矩阵 ｃ 表示如下 Ｃ：＝ ＱｏＣｂ （１） 其中ｃ 为导航坐标系下幻时刻到 时刻的姿态变换矩阵。 可以根据地球自转角速度及载体在导航坐标系下的速度及 载体所在位置计算得到，根据文献［８］采用旋转矢量算法计 算如下 ，一 （¨）＋ （¨ ×） （２） ２）式中 为空投载体在导航坐标系下因地球自转及自 身运动而产生的旋转矢量，由于计算时间周期很短， 为小 量，实际应用中可以由ｎ坐标系在ｉ坐标系下的旋转角速度 近似求得 诟＝ （１１） ６ 一Ｊ ｇ．Ｏ ｄｒ （３） 根据陀螺的输出，通过旋转矢量求解得到，根据文献［８］ 采用旋转矢量算法计算如下 ｃ 一 （¨）＋ （ （４） ４）式中咖 为空投载体在载体坐标系下陀螺测得的载体 转动产生的旋转矢量，在很短的采样时间间隔内该旋转矢量 是个很小的量，可以由陀螺采样出的角速度量 近似求得 咖６ Ｊ ｄｒ （５） 在ｔ时刻，根据比力方程有 ］ ｆ ： ＋（２∞：＋ ｎ）× 一ｇ （６） 将， 映射到载体坐标系下即 Ｃ ＝， （７） 于是（６）式可化为 Ｃ ： ＋（２ ：＋∞ ）× 一ｇ （８） 其中 为ｔ时刻载体在导航坐标系下的运动速度，可以由卫 星导航装置测得，ｇ 为当前位置下的导航坐标系内的重力加 速度，可以根据卫星导航装置提供的位置信息结合地球参数 计算得到，∞：为地球自转角速度在导航坐标系内的投影，与 系统的当前的纬度相关，计算如下 ｃｔ，：＝Ｉｆ ０ ｎｃｏ 、ｓ Ｌ ｌ、 （９） ｎｓｉ ／ 式中，Ｑ为地球自转角速度，是一个常量。 是由于载体线 运动在导航坐标系下产生的角速度，计算中与载体在导航坐 标系下的运动速度相关，这个速度可以有卫星导航装置提供 ∞ｅｎ＝ （１０） 协札 、 分别为载体在东向、北向的运动线速度， 、Ｒ 分 别为地球子午圈和卯酉圈半径，ｈ是载体所在高度，这些参 数都可以通过卫星导航装置提供的载体当前位置信息经过 ｃ ｎＯ乙５ｎ乙 ｂ厂占０＝ ＋（２∞ ＋∞胁ｎＯ）× 一 ｎ （１６） ｆ ＝ｃ （１９） ＝＝（ｉ （ｆ × ×Ｆ× ｆ 厂） ） ｉ Ｉ （ ｘ（，× ）× Ｆ ２ｆ） ／ｆ （ １） ４算法仿真 根据空投系统投放后在空中运动情况，设置如下仿真 条件： １）模拟系统在空中的晃动情况，设置系统的俯仰角０、 横滚角 及航向角 做周期变化如下 （２２） 一７１一 ２）模拟空投载体在空中的运动，设置系统在东向、北向、 天向加速度 、 、 分别为 ｌＩ：２ 百ＣＯＳ（÷） ＿：＇…… 一……。。｛ ……－ｆ＇… ……… ……一 ｉ ｌ｛ ＝２…ｓ（ ¨詈） （２３） ……… 。＿厂 ……＿¨…．＿＿＿… １【 ＝手ｃ。ｓ（号ｔ＋詈） ３）设置等效陀螺常值漂移为０．Ｏ１。／ｈ；等效陀螺随机漂 移为０．００１。／ｈ；等效加速度计的随机常值漂移为０．１ｉｎｇ；等 效加速度计随机漂移为０．Ｏｌｍｇ；卫星导航装置速度测量误 差为ｌｍ／ｓ。 ４）设置投放系统初始位置为：北纬３４．２１０９。，东经 １０８．９。，高度５０００ｍ；初始东向、北向、天向速度 、 、 分 别为Ｏｍ／ｓ、Ｏｍ／ｓ、一６ｍ／ｓ；初始东向、北向、天向加速度 、 、 均为０ ｍ／ｓ ；系统对准计算时间为ｌＯｒｅｓ。 基于上述仿真条件，模拟空投载体下落轨迹如图３ 所示。 图３载体下降轨迹仿真 在下落过程中进行１５００次对准仿真计算，仿真每次对 准计算结束时解出的姿态矩阵对应的姿态角与该时刻给出 的姿态角进行比较，误差如图４、５、６所示。 俯仰角误差 Ｉ。上ｌ ＿Ｉ ｆ ｛ ５００ １０Ｏ０ 对准样本觳 图４俯仰角误差 仿真结果表明，这１５００次样本的俯仰角、横滚角、航向 角误差的均值分别为：０．１３０７。、０．１０９７。、０．２０６１。；俯仰角、横 一７２一 蜘 啪 对准样本撤 图５横滚角误差 图６航向角误差 滚角、航向角误差的标准差分别为：０．１１３９。、０．０９４３。、 ０．１６２９。。因此上述对准算法得到的姿态矩阵所对应的姿态 角度与真实值的误差均为小角度，在此基础上可以进行进一 步对姿态角度的精确估计计算，即进行精确对准。 ５结论 空投载体在空中运动情况复杂，为了能在动基座情况下 完成捷联惯导系统的初始对准过程，设计了采用卫星导航装 置辅助的空中动基座对准的方法。将待求解的当前ｔ时刻 的姿态矩阵分解为由之前ｔ０时刻姿态矩阵表示的三个姿态 变换矩阵，在卫星导航装置提供了位置信息及地理坐标系下 的载体运动速度的情况下，根据导航坐标系及载体坐标系下 的比力映射关系，联立出求解当前时刻姿态矩阵的方程。并 模拟载荷下落过程对该算法的对准误差进行了仿真分析，仿 真结果表明，这种动基座初始对准算法的姿态误差均为小角 度，可以在此基础上进行更精确的误差估计计算，因此能够 满足精确空投过程中在空中完成捷联惯性组合导航系统的 初始对准的要求。 参考文献： ［１］秦永元．惯性导航［Ｍ］．西安：西北工业大学出版社，２００６． ［２］ 胡小平．自主导航理论与应用［Ｍ］．长沙：国防科技大学出版 社，２００２． ［３］ 邓正隆．惯性技术［Ｍ］．哈尔滨：哈尔滨工业大学出版 社，２００６． ［４］ 秦永元，严恭敏，顾冬晴，郑吉兵．摇摆基座上基于信息的捷联 惯导粗对准研究［Ｊ］．西北工业大学学报，２００５，２３（５）：６８１— ６８２． （下转第１８４页） 能支持的用户数Ｎ为２２，也就是说，叮增大３ｄＢ，系统的容量 比原来下降了５１．１％。由此可见，ＣＤＭＡ系统的容量对系统 的功率控制误差非常敏感，很小的功率控制误差波动都可能 引起容量性能的急剧变化。 参考文献： ［１］ Ｅ Ｏｚｇｎｒ，Ｙ Ａｂｂａｓ．Ｃａｐａｃｉｔｙ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ＣＤＭＡ Ｍｕｌｔｉ—ｂｅａｍ Ｍｏ・ ｂｉｌｅ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ Ｓｙｓｔｅｍｓ ｗｉｔｈ Ｉｍｐｅｒｆｅｃｔ Ｐｏｗｅｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ［Ｊ］．ＩＥＥＥ ＧＬＯＢＥＣＯＭ（Ｇｌｏｂａｌ Ｔｅｌｅｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ），Ｔｅｘａｓ， ＵＳＡ．２０１０：１１５７—１１６２． 不同的门限信噪比对系统容量的影响如图６所示。 ［２］卞瑜，黄国策．ＣＤＭＡ卫星通信系统功率控制研究［Ｊ］．通信 技术，２００８，（２）：１２３—１２５ ［３］郝谢东，刘爱军．多波束ＧＥＯ卫星通信中ＣＤＭＡ和ＦＤＭＡ的 多址容量［Ｊ］．应用科学学报，２００９，（１）：２４—２７． ［４］ Ｍ Ａｌｉ，Ｈ Ｗａｌａａ．ＡＦ Ｃｏｏｐｅｒａｔｉｖｅ ＣＤＭＡ Ｏｕｔａｇｅ Ｐｒｏｂａｂｉｌｉｔｙ Ａｎａｌ— ｙｓｉｓ ｉｎ Ｎａｋａｇａｍｉ—Ｆａｄｉｎｇ Ｃｈａｎｎｅｌｓ［Ｊ］．Ｅｌｅｃｔｉｒｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ （ＩＥＥＥ），２０１３，（３）：１１６９—１１７６． ［５］ Ｂａｎｉｖａｈｅｂ，Ｎｅｄａ．Ｏｕｔａｇｅ ｐｒｏｂａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｈｙｂ ｃｅｌｌｕｌａｒ—ａｄｈｏｃ ＣＤＭＡ ｎｅｔｗｏｒｋｓ［Ｊ］．Ｅｌｅｃｔｉｒｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ（ＩＥＥＥ），２０１ｌ，（５）： １７一ｌ９． ［６］徐非，梁广．基于赋形多波束ＣＤＭＡ系统容量分析［Ｊ］．微计 算机应用，２０１１，（５）：７一ｌ２． ［７］ 陈鹏，邱乐德，王宇．卫星认知无线电ＣＤＭＡ上行链路功率控 图６ 门限信噪比对系统容量的影响 制［Ｊ］．系统工程与电子技术，２０１２，（１１）：２３５５—２３６０． ［８］ 黄高飞，郑晖，唐冬．ＯＦＤＭＡ中继系统下行链路资源分配算法 从图６可以看出，当中断概率为１％时，（Ｅｂ／Ｉ） 每下降 ２ｄＢ，系统的容量大约增加２６％。可以看出，对于ＣＤＭＡ系 研究［Ｊ］．系统仿真学报，２０１２，（１１）． ［９］李宁，林家儒．ＣＤＭＡ／ＯＦＤＭＡ异构网络中最小化中断概率的 网络选择方案［Ｊ］．电子与信息学报，２０１１。（１２）． ［１Ｏ］顾洪宇，杨晨阳．多媒体ＣＤＭＡ蜂窝网络上行链路功率控制 算法［Ｊ］．通信学报，２００９，（１Ｏ）． 统而言，降低门限信噪比对于提高ＣＤＭＡ系统容量是相当有 效的。 ４结束语 本文主要分析了多波束卫星系统中ＣＤＭＡ的容量，根据 多波束卫星系统中用户信号功率受噪声和干扰的影响，给出 了信号信噪比表达式，并且推导出了中断概率和用户数量之 间的关系。仿真结果表明，多波束卫星系统用户数量受噪声 和干扰的影响很大，用户数量对功率控制误差的变化很 敏感。 ＿ ［授刘星李究春，网生硕络玲想士通研（１信９究７。 ０１生一导）师，女男作主（者汉要简族研）介究，辽河领］ 宁域南省信为营信阳号人口市处，硕理，副士、教卫研 ，主要研究领域为卫星网络通信。 陈江保（１９８８一），男（汉族），安徽安庆人，硕士研究生，主要研究领 域为卫星网络通信。 （上接第７２页） ［５］夏家和，秦永元，游金川．捷联惯导动态粗对准算法研究与仿 真［Ｊ］．系统仿真学报，２０１０，２２（４）：９６７—９７０． ［６］严恭敏，等．一种适用于ＳＩＮＳ动基座初始对准的新算法［Ｊ］． 系统工程与电子技术，２００９，３１（３）：６３４—６３７． ［７］ 钱伟行，刘建业，李荣冰，郑智明．高速、高动态下的捷联惯导空中 ｔｉｃ Ｇ ｙｒｏｓｃｏｐｅｓ［Ｃ］．９ｔｈ Ｓａｉｎｔ Ｐｅｔｅｒｓｂｕｒｇ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｃｏｎｆｅｒ－ ｅｎｃｅ ｏｎ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｎａｖｉａｔｇｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍｓ，２００２：２９６—３０４． 粗对准方法［Ｊ］．中国惯性技术学报，２００９，１７（４）：３８８—３９２． ［８］Ｐ Ｇ Ｓａｖａｇｅ．Ｓｔｒａｐｄｏｗｎ Ｉｎｅｒｔｉａｌ Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ａｌｇｏｒｉｔｈｍ Ｄｅ－ ｓｉｇｎ，Ｐａｒｔ １：Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ａｌｇｏｒｉｔｈｍｓ．ＡＩＡＡ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｇｕｉｄａｎｃｅ， ＿ ［尹定高级工向高教程技工剑波师术（１。，博 ９７６２士一研）究，男作生（者，汉主族简要）介研，河湖］究 北领省广域承水为德人光市，研电人定究，高位员 ．博士生导师，中国计算机用户协会仿真应 用分会理事，主要从事目标光学特性开发与应用、光电系统建模仿真 评估技术、超光谱成像探测技术等方面研究工作。 Ｃｏｎｔｒｏｌ ａｎｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ，１９９８，２１（１）：１９—２８． ［９］Ｐ Ｇ Ｓａｖａｇｅ．Ｓｔｒａｐｄｏｗｎ Ｉｎｅｒｔｉｌａ Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ａｌｇｏｒｉｔｈｍ Ｄｅ— 刘延虎（１９７４一），男（汉族），陕西省西安市人，高级工程师，硕士， 主要研究领域为光电测试技术。 ｓｉｇｎ，Ｐａｒｔ ２：Ｖｅｌｏｃｉｔｙ ａｎｄ Ｐｏｓｉｔｉｏｎ Ａｌｇｏｒｉｔｈｍｓ［Ｊ］．ＡＩＡＡ Ｊｏｕｒｎａｌ ｆ ｏＧｕｉｄａｎｃｅ，Ｃｏｎｔｒｏｌ ａｎｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ，１９９８，２１（２）：２０８—２２１． 张琬琳（１９８４一），女（汉族），江苏省宿迁市人，工程师，硕士，主要 研究领域为单兵光电技术。 ［１０］ Ｆ Ｎａｐｏｌｉｔａｎｏ，Ｔ Ｇａｉｆｅ，Ｙ Ｃｏｔｔｒｅａｕ。Ｔ Ｌｏｒｅｔ．ＰＨＩＮＳ—ｔｈｅ Ｆｉｒｓｔ Ｈｉｇｈ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓ Ｉｎｅｒｔｉａｌ Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ｂａｓｅｄ ｏｎ Ｆｉｂｅｒ Ｏｐ． 一１８４一
