空天飞行器多源容错鲁棒组合导航系统设计.pdf

第6卷 第1期2 0 2 3年1月飞控与探测F l i g h tC o n t r o l&D e t e c t i o nV o l.6N o.1J a n u a r y2 0 2 3空天飞行器多源容错鲁棒组合导航系统设计*王 璞,秦 峰,李云龙,贾世伟,刘伟鹏(上海机电工程研究所上海2 0 1 1 0 9)摘 要:空天飞行器具有机动灵活、高速飞行和实时打击等特点,为保证空天飞行器在各种复杂飞行工况下导航系统的精度、可靠性与鲁棒性,构建了包含惯性导航、卫星导航与天文导航的多源容错鲁棒组合导航系统。针对空间复杂电磁环境造成的在非线性系统中量测噪声非高斯分布的问题,设计了一种基于H u b e r定则的鲁棒多传感器信息融合方法;针对高动态与G N S S信号受干扰及欺骗等情况下,卫导信号异常、失锁与星图拖尾等问题,设计了故障诊断与滤波器重构策略。仿真结果表明,所设计的多源容错鲁棒组合导航系统在复杂动态环境下能够有效提高导航系统的精度与容错能力,为空天飞行器导航系统设计提供了有效参考。关键词:组合导航;容错重构;鲁棒信息融合 中图分类号:T N 9 1 1.7 3;T P 3 9 1.9文献标志码:A文章编号:2 0 9 6-5 9 7 4(2 0 2 3)0 1-0 0 5 6-1 1D e s i g no fM u l t i-S o u r c eF a u l t-T o l e r a n tR o b u s t I n t e g r a t e dN a v i g a t i o nS y s t e mf o rA e r o s p a c eV e h i c l eWANGP u,Q I NF e n g,L IY u n l o n g,J I AS h i w e i,L I U W e i p e n g(S h a n g h a iE l e c t r o-M e c h a n i c a lE n g i n e e r i n gI n s t i t u t e,S h a n g h a i 2 0 1 1 0 9)A b s t r a c t:A e r o s p a c ev e h i c l e sh a v et h ec h a r a c t e r i s t i c so fm o b i l i t y,h i g hs p e e da n dr e a l-t i m ea t t a c k.I no r d e rt oe n s u r e t h ea c c u r a c y,r e l i a b i l i t ya n dr o b u s t n e s so f t h en a v i g a t i o ns y s t e mo f t h ea e r o s p a c ev e h i c l eu n d e rv a r i o u sc o m-p l e x f l i g h t c o n d i t i o n s,am u l t i-s o u r c e f a u l t-t o l e r a n t r o b u s t i n t e g r a t e dn a v i g a t i o ns y s t e mi n c l u d i n g i n e r t i a l n a v i g a t i o n,GN S Sa n dc e l e s t i a l n a v i g a t i o n i sc o n s t r u c t e d.Ar o b u s tm u l t i-s e n s o r i n f o r m a t i o nf u s i o nm e t h o db a s e do nt h eH u b e rr u l e i sd e s i g n e dt os o l v et h ep r o b l e m o fn o n-G a u s s i a n m e a s u r e m e n tn o i s ei nn o n l i n e a rs y s t e m sc a u s e db yt h ec o m p l e xe l e c t r o m a g n e t i ce n v i r o n m e n t i ns p a c e.T h e f a u l td i a g n o s i sa n di s o l a t i o ns t r a t e g ya r ed e s i g n e df o r t h eh i g hd y n a m i cG N S Ss i g n a l i sd i s t u r b e d,d e c e i v e d,r e c e i v e r l o s t l o c ka n ds t a rm a p i sm o t i o n-b l u r r e d.T h es i m u l a t i o nr e-s u l t ss h o wt h a t t h em u l t i-s o u r c e f a u l t-t o l e r a n t r o b u s t i n t e g r a t e dn a v i g a t i o ns y s t e mc a ne f f e c t i v e l y i m p r o v e t h en a v i-g a t i o ns y s t e mu n d e r c o m p l e xc o n d i t i o n s,a n dp r o v i d e a ne f f e c t i v e r e f e r e n c e f o r t h ed e s i g no f t h en a v i g a t i o ns y s t e mo fa e r o s p a c ev e h i c l e s.K e y w o r d s:i n t e g r a t e dn a v i g a t i o n;f a u l t-t o l e r a n t r e f a c t o r i n g;r o b u s t i n f o r m a t i o nf u s i o n0 引 言空天飞行器具有机动灵活、高速飞行和实时打击等特点1-2,复杂的工作环境与多任务要求对空天飞行器导航系统的精度、可靠性与鲁棒性提出了更高的要求3-4。惯性导航系统是一种不依赖于外部信息的自主式导航系统,由于惯性导航器件存在固定的漂移率,导航误差会随时间增大。因此,常在惯性导航的基础上,采用卫星导航接收机和星敏感器构成多传感器信息融合组合导航系统。但是考虑到空天飞行器在空间电离层闪烁事件、高动态机动以及受到敌方信号干扰与欺骗等情况下,传感器提供的量测信息出现异常甚至中断,故有必要在传统多源信息融合联邦滤波方*收稿日期:2 0 2 2-1 2-1 6;修回日期:2 0 2 3-0 1-1 5基金项目:国防科技1 7 3计划技术领域基金(2 0 2 1-J C J Q-J J-0 2 8 3)作者简介:王璞(1 9 9 7),男,硕士,助理工程师。E-m a i l:h i t z h u o e r 0 1 8 f o x m a i l.c o m第1期王 璞,等:空天飞行器多源容错鲁棒组合导航系统设计法的基础上,优化容错性与鲁棒性设计,保障多任务、多工作模式下稳定的导航能力。目前常用的容错性与鲁棒性设计主要为抗差滤波方法,文献 5-7提出了借助量测先验信息,构建量测信息评估函数,然后通过抗差估计实时检测,实现有害信息的隔离。不过,该方法仅对强突变噪声(阶跃噪声或冲击噪声)灵敏度较高,而对电离层闪烁事件漏警,降低了导航系统的可靠性。文献 8和文献 9提出了一种基于马氏距离和卡方检测的联邦滤波方法,在信息融合和分配阶段引入自适应融合系数与分配系数,衡量各子滤波器的滤波效果并调节其协方差阵,以达到减少有害信息对主滤波污染的目的。但该方法在计算量测方差阵放大系数时,需要进行迭代求解,这将大大增加计算机运算负荷,降低导航系统的实时性。本文针对空天飞行器在复杂任务环境与飞行工况下,导航系统的容错性设计与鲁棒性设计问题,构建了惯性/卫星/天文多源组合导航模型。然后,对以电离层闪烁事件、高动态机动、全球导航卫星系统(G l o b a lN a v i g a t i o nS a t e l l i t eS y s t e m,G N S S)信号受干扰及欺骗为代表的量测故障典型场景进行建模分析,采用容错隔离策略与鲁棒滤波方法,设计多源容错鲁棒组合导航系统,有效保证空天飞行器导航系统的精度、可靠性与鲁棒性。1 多源组合导航系统数学模型1.1 多源组合导航系统架构为保证空天飞行器在多任务、多工作模式下导航系统的精度、容错能力与可靠性,设计了包括惯性导航、卫星导航与天文导航的多源容错鲁棒组合导航系统,系统架构如图1所示。图1 多源容错鲁棒组合导航系统架构F i g.1 T h ea r c h i t e c t u r eo fm u l t i-s o u r c e f a u l t-t o l e r a n t r o b u s t i n t e g r a t e dn a v i g a t i o ns y s t e m 多源容错鲁棒组合导航系统采用主-从联邦滤波器结构,参考系统选择以高精度惯组作为基准的惯性导航系统,捷联惯导与GN S S组成惯性/卫星组合导航子系统;当星敏感器开机工作时,天文量测信息与捷联惯导组成惯性/天文子系统。2个子系统中,针对卫星接收机和星敏感器量测信息故障工况,设计了基于捷联惯导解算信息的故障诊断与容错隔离逻辑,保证惯性/卫星和惯性/天文局部滤波器工作正常,然后输出子系统局部最优估计结果Xi(i=1,2)和局部估计误差协方差矩阵Pi(i=1,2)进入主滤波器,并与主滤波器状态估计结果Xm和估计误差协方差矩阵Pm按照子滤波器信息分配系数i(i=1,2)和主滤波器信息分配系数m进行信息融合,得到全局状态估计Xg和全局估计误差协方差矩阵Pg,并对捷联惯导系统和子导航系统进行反馈校正,以达到保证组合导航系统的精度、可靠性与鲁棒性的目的。1.2 惯性/卫星滤波子系统惯性/卫星滤波子系统采用惯导误差方程作为状态方程,以卫星导航输出的伪距和伪距率信息75观测量,构建惯性/卫星组合导航滤波器。组合导航滤波器的状态方程为X=F X+W(1)式中,X=VPtutr uT,X中各元素依次为3个失准角(东向E、北向N、天向U),3个速度误差(东向VE、北向VN、天向VU),3个位置误差(纬度L、经度、高度h),tu为接收机钟差等效距离,tr u为接收机钟频差等效距离;W为系统噪声;F为状态转移矩阵,其表达式为F=FI N S09 202 9F1(2)其中,FI N S为惯导误差状态矩阵;F1=0 10 01 0。滤波器的量测方程为Z=h(X)+V(3)其中,V表示量测噪声;观测量Z为Z=1I N S-1G N S SmI N S-mG N S S1I N S-1G N S SmI N S-mG N S S(4)其中,iI N S(i=1,m)表示捷 联惯 导 伪 距;iGN S S(i=1,m)表示卫星导航伪距;iI N S(i=1,m)表 示 捷 联 惯 导 伪 距 率;iG N S S(i=1,m)表 示 卫 星 导 航 伪 距 率,上 标i为 卫星号。i=iI N S-iGN S S=ei1x+ei2y+ei3z+tu+vii=iI N S-iG N S S=ei1x+ei2y+ei3z+tr u+vi(5)其中,(x,y,z)为载体真实位置;(xi,yi,zi)为第i颗卫星位置;ei1=x-xili,ei2=y-yili,ei3=z-zili,li=(x-xi)2+(y-yi)2+(z-zi)2;x,y,z为载体位置在地心地固(E a r t h-C e n-t e r e d,E a r t h-F i x e d,E C E F)坐标系下位置误差;x,y,z为载体位置在E C E F坐标系下速度误差;vi和vi分别为伪距和伪距率量测噪声。对式(5)进行线性化处理,可得1m=01 301 3Ha1-1001 301 3Ha m-10VPtrtr u+v1vm(6)1m=01 3Hb101 30-101 3Hb m01 30-1VPtrtr u+v1vm(7)式(6)与式(7)即为系统线性化处理后的量测方程。Ha1,Ha m与Hb1,Hb m的表达式见文献 1 1。1.3 惯性/天文滤波子系统惯性/天文滤波子系统采用惯导误差方程作为状态 方 程,状 态 变 量 为Xs=E N U VE VN VU L hT,状态方程为Xs=FI N SXs+Ws(8)其中,Ws表示系统噪声。以天文导航输出的姿态角信息作为观测量,滤波器的观测量为Zs=Z=j-s t a rZ=j-s t a rZ=j-s t a r(9)式中,s t a r、s t a r和s t a r分别为星敏感器输出的俯仰角、滚动角和偏航角;j、j和j分别为高精度惯组输出的俯仰角、滚动角和偏航角。经线性化处理后,滤波器的观测矩阵为Hs=-C1 11-C22 1C3 11-C22 1001 6C2 2C1 3-C2 3C1 2C22 2+C22 3C2 3C3 2-C3 3C2 2C22 2+C22 3001 6C3 1C2 1C21 1+C23 1C1 1C2 1C21 1+C23 1-1 01 6(1 0)式中,C1 1C3 3为弹体坐标系至导航坐标系(北天东)姿态阵Cnb中元素,该姿态阵由高精度惯组解算得到。1.4 信息融合方法信息融合采用联邦滤波架构,主要流程包括:1)状态重置:惯性/卫星子组合导航滤波和惯性/天文子组合导航滤波的状态向量根据2个滤85飞控与探测第6卷第1期王 璞,等:空天飞行器多源容错鲁棒组合导航系统设计波器的收敛情况进行重置;2)子滤波器滤波:由于空天飞行器导航系统可能出现非高斯分布的量测噪声的情况,考虑到在广义极大似然估计问题中,可以通过选择残差函数的形式,实现对噪声不敏感目标的估计。基于H u b e r定则,设计了一种鲁棒滤波方法。该方法的步骤如下:(1)滤波初始化X0=EX0P0=E(X-X0)(X-X0)T(1 1)其中,E 表示方差。对k=1,2,n(n为滤波次数)进行如下步骤。(2)时间更新Xk k-1=k k-1Xk-1(1 2)Pk k-1=k k-1Pk-1Tk k-1+Qk-1(1 3)其中,Pk-1表示估计误差协方差矩阵;k k-1表示状态转移矩阵,可通过式(2)泰勒展开得到;Qk-1表示状态噪声方差阵。(3)量测更新构造线性回归问题Zk-h(Xk k-1)+HkXk k-1Xk k-1=HkIXk+Vk-k(1 4)其中,k为k时刻的状态预测误差;Hk可通过式(6)与式(7)得到。定义变量Sk=Rk00Pk k-1(1 5)式中,Rk为量测噪声方差阵,Rk=EVkVTk。yk=S-1/2kZk-h(Xk k-1)+HkXk k-1Xk k-1(1 6)Mk=S-1/2kHkI(1 7)k=S-1/2kVk-k(1 8)则有yk=MkXk+k(1 9)求解线性回归问题H u b e r滤波的量测更新值可通过求解如下代价函数获得J(Xk)=mi=1(i)(2 0)式中,i为中的第i个元素,且=MkXk k-1-yk(2 1)代 价函数的形式为:(i)=122i,i2i-122,i,是鲁棒门限,为可调参数。函数为混合l1、l2范数最小函数。当0时,函数趋近于l1范数最小;当 时,函数趋近于l2范数最小。H u b e r证明,当函数为上述形式时,广义极大似然估计对非高斯分布噪声具有渐进最优鲁棒性1 2。代价函数J最小的解应满足如下方程mi=1(i)iiXk=0(2 2)定义(i)=1i(i)i,且=(1)000(2)000(m)(2 3)故求解式(2 2)的隐函数表达式为MTk(MkXk-yk)=0(2 4)计算状态估计值及协方差迭代求解可得到X(j+1)k=MTk(j)Mk-1MTk(j)yk(2 5)Pk=(MTkMk)-1(2 6)式中,j为迭代次数。3)信息融合:基于惯性/卫星和惯性/天文子系统的局部最优估计结果Xi(i=1,2)及局部估计误差协方差矩阵Pi(i=1,2)进行子系统信息融合,可得到全局估计融合结果Xg、PgXg=Pg2i=1P-1iXiPg=(2i=1P-1i)-1(2 7)2 故障诊断与容错策略2.1 量测故障分析经统计分析,空天飞行器导航系统常遇到的量测异常工况可归为以下两种情况:即空间电离层闪烁干扰与量测故障。95(1)空间电离层闪烁干扰空间电离层闪烁事件会造成GN S S中频信号的相位闪烁,一段时间内电离层闪烁事件的统计特性可用闪烁噪声模型进行描述1 1。当电离层闪烁事件未发生时,量测噪声的概率密度分布函数记为pG1;电离层闪烁事件发生时,量测噪声的概率密度分布函数记为(1-)pG1+pG2,则量测噪声可表示为p=pG1(1-)pG1+pG2(2 8)式中,为 闪 烁 概 率;pG1N(0,21)和pG2N(0,22)分别为两种高斯白噪声,1、2表示相位闪烁指数,1Ds u mxYI N S-YGN S SDs u myZI N S-ZG N S SDs u mzVI N Sx-VGN S SxVs u mxVI N Sy-VGN S SyVs u myVI N Sz-VGN S SzVs u mz(3 1)DS u mxDS u myDS u mz=CenDS u mNDS u mUDS u mEVS u mxVS u myVS u mz=CenVS u mNVS u mUVS u mE(3 2)其中,XI N S,YI N S,ZI N S为惯导解算出来的E C E F坐标系下载体位置;VI N Sx,VI N Sy,VI N Sz为惯导解算出来的E C E F坐标系下载体速度;Ds u mx,Ds u my,Ds u mz,Vs u mx,Vs u my,Vs u mz即为量测信息检测阈值;Cen表示北天东坐 标系至E C E F坐标系转换矩阵。在 实 际 飞 行 中,星 敏 感 器 在 进 入 距 地 面1 5 0 k m高度时开机工作,此时惯性/卫星导航子系统已经开始滤波校正,因此天文导航输出的姿态信息量测故障检测判据为s t a r-j0.0 2s t a r-j0.0 2s t a r-j0.0 2(3 3)(3)容错重构设计组合导航系统的容错重构逻辑如图4所示,进入惯性/卫星组合导航子滤波器,首先根据收敛情况进行阈值判别,确定滤波器量测噪声方差阵R的取值,其中R1为量测正常状态取值,R2为量测异常状态取值(可取为极大值),然后进入惯性/卫星组合导航鲁棒滤波环节,实现重构滤波器。在惯性/天文组合导航子滤波器中,首先通过阈值判别确定滤波器量测噪声阵Rs的取值,其中Rs 1为量测正常状态取值,Rs 2为量测异常状态取值(常取为极大值),实现重构滤波器。当惯性/天文组合导航滤波收敛后,进入主滤波器进行信息融合,得到全局估计,最后根据全局估计进行惯导误差闭环反馈校正。系统通过设定子滤波器量测噪声方差阵的取值实现滤波器容错重构的目标。在量测故障状态下,设置量测噪声方差阵为一个极大值,重构滤波器,降低量测方程在滤波估计中的置信度,此时系统将采信状态方程递推的结果,最大程度降低了量测故障对滤波估计的负面影响。3 仿真验证3.1 仿真场景设置空间飞行器的飞行工作流程如图5所示。初始飞行阶段,空间飞行器以纯惯导模式进行导航解算,飞行6 6 s整流罩分离后,飞行器接收到GN S S信号,开始惯性/卫星组合导航;飞行时间1 0 0 s后,星敏感器工作,开始惯性/卫星/天文多源组合导航,直至交班。仿真参数设置如表1所示。3.2 数字仿真分析为验证提出的多源容错鲁棒组合导航系统在各种工况下的性能,分别在正常工况、发生电离16图4 组合导航系统容错逻辑设计F i g.4 F a u l t-t o l e r a n t l o g i cd e s i g nf o r i n t e g r a t e dn a v i g a t i o ns y s t e m26飞控与探测第6卷第1期王 璞,等:空天飞行器多源容错鲁棒组合导航系统设计图5 飞行时序图F i g.5 F l i g h t t i m i n gc h a r t表1 仿真参数设置T a b.1 S i m u l a t i o np a r a m e t e r s e t t i n g导航器件误差项参数值高精度惯组加表零偏0.1 mg加表零偏稳定性0.1 mg加表标度因数51 0-4陀螺零偏0.0 1 5()/h陀螺零偏稳定性0.0 0 1()/h陀螺标度因数51 0-4GN S S伪距2 m伪距率1.2 m/s星敏感器偏航角误差0.0 2 俯仰角误差0.0 2 滚动角误差0.0 2 层闪烁事件、空天飞行器高动态机动以及GN S S受干扰与欺骗等工况下开展数字仿真,并通过蒙特卡罗仿真验证了导航系统性能。(1)正常工况空天飞行器按照图5时序飞行,飞行过程中传感器工作正常,得到的导航结果如图6所示。进行1 0 0次蒙特卡罗仿真得到的导航结果三轴合成均方根误差如表2所示。(a)位置误差(b)速度误差(c)姿态误差图6 正常工况下导航误差F i g.6 N a v i g a t i o ne r r o ru n d e rn o r m a l c o n d i t i o n s表2 蒙特卡罗误差统计T a b.2 M o n t e-C a r l oe r r o r状态量位置/m速度/(m/s)姿态/()扩展卡尔曼滤波6.9 40.0 90.0 2 3 由图6和表2可知,惯性/卫星组合导航在GN S S信号接入后大约1 2 s收敛,开始闭环校正;星敏工作后大约7 s,惯性/天文子组合导航系统收敛,开始信息融合与闭环反馈校正。信息融合后,组合导航的位置误差在1 0 m以内,速度误差小于0.1 m/s,姿态误差小于0.0 5。(2)电离层闪烁事件当飞行器飞行过程中遭遇电离层闪烁事件时,分别采用传统的扩展卡尔曼滤波(E x t e n d e dK a l m a nF i l t e r,E K F)方法与所设计的多源鲁棒容错滤波方法进行数字仿真,得到的结果如图7所示。36(a)位置误差(b)速度误差(c)姿态误差图7 发生电离层闪烁事件导航误差F i g.7 I o n o s p h e r i c s c i n t i l l a t i o ne v e n tn a v i g a t i o ne r r o r 如图7所示,当遭遇电离层闪烁事件时,鲁棒滤波算法能够有效避免误差波动,收敛效果远优于E K F算法。分别对两种滤波算法在该工况下进行1 0 0次蒙特卡罗仿真,得到的误差统计结果如表3所示。表3 蒙特卡罗误差统计T a b.3 M o n t e-C a r l oe r r o r滤波方法E K F鲁棒滤波位置/m1 2.4 37.2 1速度/(m/s)1.5 00.0 8姿态/()0.5 50.0 1 2由图7可知,发生电离层闪烁事件时,传统的E K F在收敛校正后误差增加,误差曲线起伏较大。由表3可知,传统E K F的精度要低于所设计的鲁棒滤波方法。(3)量测故障工况不同时间段发生量测信息故障会影响导航系统滤波器的收敛情况,下面分别对惯导/卫星子导航滤波器未收敛和收敛后,惯导/天文子导航滤波器发生量测故障开展仿真分析。惯导/卫星收敛前量测故障根据飞行时序,飞行器在GN S S信号接入后出现了GN S S量测故障,具备容错设计的组合导航系统和无容错设计的组合导航系统的仿真结果如图8所示。(a)位置误差(b)速度误差46飞控与探测第6卷第1期王 璞,等:空天飞行器多源容错鲁棒组合导航系统设计(c)姿态误差图8 G N S S收敛前导航误差F i g.8 N a v i g a t i o ne r r o rb e f o r eG N S Sc o n v e r g e n c e由图8可知,当飞行器在惯性/卫星子滤波器收敛前进行高动态机动时,组合导航系统进行了容错检测,剔除了量测故障值,虽然组合导航收敛速度有所推迟,但是有效避免了无容错保护下滤波器错误收敛导致导航误差变大的恶劣情况。由图8还可知,当飞行器在惯性/卫星子滤波器收敛后GN S S信息出现量测故障,组合导航系统进入容错阈值判别流程,剔除量测故障值,当量测值不满足容错判据时,组合导航算法重新收敛。容错设计有效避免了滤波器因量测故障导致的导航误差变大的恶劣情况。分别对飞行器在多种量测故障工况下进行1 0 0次蒙特卡 罗 仿 真,得 到 的 误 差 统 计 结 果 如 表4所示。表4 蒙特卡罗误差统计T a b.4 M o n t e-C a r l oe r r o r容错方法有容错设计无容错设计位置/m7.7 96 9.7 9速度/(m/s)0.1 42.9 5姿态/()0.0 3 98.0 6由表4可知,在惯性/卫星组合导航子系统收敛前后分别出现量测故障的工况下,所设计的容错组合导航系统能够有效避免量测故障对导航结果的影响,保证导航的精度与可靠性。惯导/天文量测故障飞行器在惯导/天文子滤波器收敛后,突然进行一段时间高动态机动,此时惯性/天文滤波器将进入阈值判别逻辑,得到的仿真结果如图9所示。如图9所示,星敏量测信息在1 0 01 1 5 s发生图9 天文量测故障导航误差F i g.9 C e l e s t i a l n a v i g a t i o nm e a s u r e m e n t f a i l u r en a v i g a t i o ne r r o r量测故障,没有容错保护设计的惯性/天文组合导航滤波收敛后出现异常振荡,姿态误差增大;有容错设计的组合导航滤波收敛后姿态误差稳定,量级正常。分别对飞行器在高动态工况下和正常工况下进行1 0 0次蒙特卡罗仿真,得到的误差统计结果如表5所示。表5 蒙特卡罗误差统计T a b.5 M o n t e-C a r l oe r r o r容错方法有容错设计无容错设计姿态/()0.0 3 20.6 7由表5可知,在出现天文量测故障的工况下,所设计的容错判别与隔离逻辑能够有效避免量测故障对滤波器估计的影响,保证导航系统的估计精度与可靠性。4 结 论本文针对空天飞行器在复杂飞行工况下导航精度、可靠性与鲁棒性问题,分析了电离层闪烁事件、飞行器高动态机动以及GN S S信号受干扰及欺骗几种量测故障典型工况场景,设计了基于惯导信息的阈值分析逻辑和鲁棒滤波方法,构建了惯性/卫星/天文多源容错鲁棒组合导航系统。仿真结果显示,所设计的多源容错鲁棒组合导航系统在各种量测故障工况下,位置误差小于1 0 m,速度误差在0.1 m/s左右,姿态误差不超过0.0 5。这表明所设计的惯性/卫星/天文多源容错鲁棒组合导航系统在复杂飞行条件下能够有效实现容错隔离与鲁棒性能,保证导航精度与可靠性,对空天飞行器导航系统的设计提供了有效参考。56参考文献(R e f e r e n c e s)1 王鹏飞,罗畅,白炎.临近空间高超声速飞行器进展及防御策略分析 J.现代防御技术,2 0 2 1,4 9(6):2 2-2 7,4 8.WAN GPF,L UO C,B A IY.D e v e l o p m e n to fn e a rs p a c eh y p e r s o n i cv e h i c l e sa n dd e f e n s es t r a t e g i e sa n a l y s i sJ.M o d e r nD e f e n c e T e c h n o l o g y,2 0 2 1,4 9(6):2 2-2 7,4 8(i nC h i n e s e).2 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