導彈武器慣導系統傳遞對準技術綜述

鄭 辛，武少偉，吳亮華

(1.航天科工集團三院，北京100074；2.北京自動化控制設備研究所，北京 100074)

導彈武器慣導系統傳遞對準技術綜述

鄭 辛1，武少偉2，吳亮華2

(1.航天科工集團三院，北京100074；2.北京自動化控制設備研究所，北京 100074)

按照傳遞對準所包含的技術內容，概述了國內外導彈武器慣導系統傳遞對準發展現狀。分析和歸納了傳遞對準技術發展過程中所涉及的基礎理論和模型方法，著重強調了匹配方法、異常基準信息、動態撓曲變形、數據延遲、量測噪聲預處理等影響傳遞對準性能的重要因素，并給出了解決這些問題的基本思路。最后，初步討論了導彈武器慣導傳遞對準技術的發展趨勢。

慣導系統；傳遞對準；綜述；發展趨勢

0 引言

導彈武器慣導傳遞對準是指武器平臺運動條件下，平臺上待對準的導彈武器慣導系統利用已對準好的處于導航狀態的高精度主慣導系統的信息進行初始對準的方法。傳遞對準性能在很大程度上決定著飛機、艦船、潛艇等作戰平臺上導彈武器的快速反應和精確打擊能力。因此，自20世紀60年代誕生以來，傳遞對準作為現代武器裝備的一項關鍵技術，一直受到西方慣性技術先進國家的重視。20世紀80年代中期以前，國外傳遞對準研究主要集中于各種匹配方法和卡爾曼濾波模型；80年代中期以后，主要研究快速對準匹配方法和影響對準精度的干擾因素，并進行了大量試驗驗證；到90年代中期，國外傳遞對準技術已比較成熟且應用廣泛，之后較少見到相關文獻發表[1-4]。國內傳遞對準研究起步于20世紀80年代后期，在借鑒國外成果的基礎上取得了豐碩的研究成果，并廣泛應用于各類型的導彈武器。

縱觀傳遞對準技術的整個發展過程，傳遞對準技術的研究主要集中在傳遞對準基礎理論、傳遞對準模型與方法這兩個方面。下面從這兩個方面概述導彈武器慣導傳遞對準技術的現狀，然后初步探討導彈武器慣導傳遞對準技術的發展趨勢。

1 國內外傳遞對準技術現狀

1.1 國外技術現狀

1.1.1 傳遞對準基礎理論

(1)參數辨識方法

參數辨識方法是傳遞對準實現的主要技術手段。由于慣導系統是隨機系統，在慣導系統初始對準過程中，需要對各誤差狀態進行估計從而實現狀態反饋控制。從20世紀70年代初期Kalman濾波理論誕生以來，卡爾曼濾波成為了傳遞對準的基本實現方式。

其中，Baziw和Leondes建立了慣性測量單元空中對準和標定用的符合最小方差估計的誤差模型[5-6]。Schneider提出了用于捷聯慣導系統傳遞對準用的卡爾曼濾波器公式[7]。但是在進行卡爾曼濾波器設計時，由于所采用的數學誤差模型不夠準確容易造成的濾波器發散。為了解決這一問題，采用自適應卡爾曼濾波或對濾波器估計誤差驗前協方差矩陣進行加權處理。同時，H∞濾波器對抑制模型和噪聲中不確定性誤差的影響也十分有效，可以實現快速對準且具有較高的精度。

另外，由于卡爾曼濾波器的運算時間與系統階次的三次方成正比，當卡爾曼濾波器系統的階次較高時，卡爾曼濾波器就失去實時性。Hecht利用神經網絡實現慣導系統的初始對準[8]，其對準精度與卡爾曼濾波精度相當，實時性大大優于卡爾曼濾波器。利用神經網絡技術，以多個觀測值為輸入樣本值，通過神經網絡的學習能力，使神經網絡的輸出逼近系統所需的狀態估計，然后利用“分離定理”實現系統反饋控制，以補償初始對準系統的誤差，是實現慣導系統快速對準的有效手段。

此外，UKF濾波和粒子濾波器(particle filter)是近幾年發展起來的非線性濾波技術，特別是粒子濾波器適用于非高斯噪聲情況下的非線性估計，由于計算量大，因此開發高效實時算法是UKF濾波和粒子濾波技術應用于慣導對準的關鍵。

(2)可觀測性分析理論與方法

系統可觀測性分析包括兩個內容：一是確定系統是否完全可觀測；二是對不完全可觀測系統大致確定哪些狀態變量可觀測，哪些狀態變量不可觀測。在靜基座對準時，平臺式慣導系統的卡爾曼濾波模型為線性定常系統，捷聯慣導系統可近似為線性定常系統。在動基座對準時，二者均為線性時變系統。線性定常系統的可觀測性分析起來比較容易，但線性時變系統的可觀測性分析起來就比較困難。Кузовков提出了用行列式方法分析慣導系統的可觀測性[9]，此方法可以確定可控、可觀測狀態的維數，確定不可觀測狀態與可觀測狀態的線性關系。Ham指出利用卡爾曼濾波器的估計誤差協方差陣的特征值和特征向量來指示系統的可觀測度[10]，利用該方法能夠判斷出完全可觀測系統的可觀測度。Jiang利用Bar-Itzhack和Berman提出的誤差模型，分析了工作在地面對準階段的INS的可觀測性，推導了地面固定基座INS對準用的估算算法[11]。Goshen-Meskin和Bar-Itzhack提出了一種十分有效的分段線性定常系統可觀測性分析方法[12-13]，用線性時變系統所提取的可觀測矩陣代替系統的總的觀測矩陣來分析系統的可觀測性。此方法使線性時變系統的可觀測性分析問題的研究前進了一大步，具有重要的應用價值。但分段線性定常系統也只能對系統狀態變量的可觀測度進行定性分析，無法給出定量值。

1.1.2 傳遞對準模型與方法

傳遞對準模型的建立以及傳遞對準方法是實現傳遞對準的具體實現方式，模型和方法的好壞在很大程度上決定了傳遞對準性能的優劣。

1989年以前，國外提出了位置匹配、速度匹配、積分速度匹配、加速度匹配等常規方法，其中位置匹配和速度匹配方法比較成熟，也是早期最常用的方案之一，美國B-52戰略轟炸機發射的AGM-86B巡航導彈、AGM-69 SRAM(近程攻擊導彈)、“飛馬座”運載火箭采用的是位置匹配方法；位置匹配、速度匹配的對準精度較高，但方位對準時需進行航行機動，對準時間分別長達30min和15min[3]。美國航母艦載機艦上對準采用的是位置匹配方法(粗對準階段為“位置+方向余弦”匹配)，多普勒輔助空中對準采用的是速度匹配方法，GPS輔助空中對準采用的是“位置+速度”匹配方法[14-15]。

針對現代戰爭快速反應的需求，1989年Kain J.E.和Cloutier J.R.首次提出“速度+姿態”匹配方法[16]，只需進行簡單的機翼搖擺即可完成方位對準，對準時間縮短到10s，而姿態精度可達到1mrad以下，此后戰術導彈快速傳遞對準技術進入應用階段。1992年，Tarrant D.等將“速度+姿態”匹配方法用于車載發射的ADKEM先進動能導彈[17]，其平均飛行時間為l0s，對傳遞對準快速性有嚴格要求。AH-64阿帕奇武裝直升機也是采用“速度+姿態”匹配方法對機載武器進行對準。“速度+方位角”匹配是“速度+姿態”匹配的簡化，在F-16戰機發射的“企鵝-Ш”反艦導彈中得到應用。1991年Rogers R.M.提出“速度+角速率”匹配方法[18]，采用水平面內的航行機動，對準時間小于10s，且能估計慣性誤差。

至此，國外的傳遞對準模型與方法已基本完善，形成了計算參數匹配方法和測量參數匹配方法兩類傳遞對準方法，在以后一段時間內，研究者將大部分精力投入到傳遞對準的工程應用實現技術研究中。

針對機載導彈慣導系統傳遞對準方法，美國波音公司Harald A.Klotz，Jr博士和其同事Charles B.Derbak針對美國空軍和海軍JDAM(聯合直接攻擊彈藥)項目開發了適應多發射平臺的機載制導炸彈慣導通用傳遞對準模型[19-20]，綜合考慮不同發射平臺的數據傳輸頻率、分辨率、傳輸延遲，桿臂誤差，安裝角誤差之間的差異，通過大量的仿真、試驗，最終認為速度積分匹配相比位置匹配、角速度匹配、角速度積分匹配、速度匹配以及雙積分速度匹配具有最優的傳遞對準性能，速度積分匹配相對速度匹配具有對機翼撓曲變形的不敏感性以及對旋轉發射架運動的抗干擾性能。針對艦載導彈傳遞對準方法，Titterton D.H.等研究了艦載導彈慣導系統在各種海況下的對準問題[21]。研究結果顯示，就短距離對準來說，當艦船保持固定的航向時，“加速度”+“角速度”匹配法在中浪以上各種海況下，十幾秒內可以完成準確對準(航向標準偏差低于0.125°)；在一定海況條件下，對準精度和時間隨艦船速度和艦船航向相對海浪運動的角度而變化；在短距離對準情況下，典型慣性器件(如10(°)/h陀螺儀和0.01g加速度計)可以滿足對準要求；執行轉彎機動運動，可大大改善對準性能。就長距離對準而言，在艦船具有一定的角運動且船體存在撓曲變形的情況下，只有“速度”+“角速度”匹配法存在提供準確對準的可能。當船體縱向撓曲變形與船體的搖擺幅度比較小時，子慣導系統各軸可以取得準確的對準，但可靠獲得準確對準的海況范圍相當有限。在能夠誘發船體撓曲變形的海況下，只有當艦船航向垂直或近似垂直于海浪來向時，才有可能實現準確的對準。在長距離對準情況下，只有較高等級慣導器件(如0.01(°)/h陀螺儀和100μg加速度計)可以滿足對準要求。

基準慣導輸出信息的品質是影響傳遞對準性能的關鍵因素。武器平臺上主慣導系統為了提高其長時間導航精度，通常利用計程儀、衛星導航系統等輔助信息進行誤差修正，在誤差修正或輔助信息異常時，主慣導系統基準信息往往出現跳變等問題，導致武器傳遞對準性能下降甚至對準失敗。針對該問題，美國專家Paul D.Groves提出三種解決方法[22]：主慣導系統同時輸出純慣性信息和組合信息；主慣導系統同時輸出組合信息和誤差修正量；子慣導系統對主慣導系統異常信息進行監測和隔離。

由于慣導系統需要在運動基座上完成初始對準，這就帶來了一系列由于運動而引入的干擾，影響了傳遞對準的性能。如主慣導與子慣導安裝位置不同引入的桿臂效應干擾，載體結構變形引起的撓曲變形干擾，基準信息傳遞不同步引起的干擾等。因此，如何消除動態干擾因素對傳遞對準的影響是傳遞對準實現的關鍵。由于國外的技術保密，很難見到相關的技術文獻，但從有限的資料推斷，國外學者對慣導系統在傳遞對準過程中的動態干擾因素處理問題進行了深入的研究。

Kain J.E.將機翼結構振動引起的高頻撓曲運動視為三階Gauss-Markov過程，并以此為基礎構造真實的模型[16]。為了增加傳遞對準的快速性，將真實模型中與機翼撓曲運動有關的狀態刪除，而后在模型中注入白噪聲，并根據真實模型的協方差分析結果來確定注入白噪聲的強度。這種方法除了可以補償撓曲運動外，還可以增加濾波器的魯棒性。Spalding K.在Kain J.E.工作的基礎上，進一步將機翼撓曲運動分解為準靜態撓曲和高頻撓曲兩種模態[23]。準靜態撓曲模態是飛機動力特性與武器投放時載荷變化所引起的低頻機翼彎曲現象，高頻撓曲模態是飛行時飛機受到的擾動所引起的5～10Hz的結構振動，其高頻撓曲模態的描述與補償借鑒了Kain J.E.的研究成果，同時將準靜態撓曲模態也視為三階Gauss-Markov過程，但選擇了一個隨著機動運動而減小的時間常數，用以逼近機翼在機動運動中的真實撓曲過程。You-Chol Lim針對艦船撓曲運動的特點，認為撓曲運動的Y軸(立軸)分量對方位角的誤差估計影響較大，而其他兩軸相對較小，可以忽略不計，進而將與撓曲運動Y軸分量緊密相關的狀態變量和測量變量刪除，并提出了“DCM部分匹配”方法[24]。Chung Yang在研究車載“ADKEM”的快速傳遞對準時，通過增加過程噪聲和測量噪聲水平，并應用較高幅度與強度的機動以及持續的機動來控制撓曲運動干擾[25]。另外，Titterton D.H.、Kelley R.T.和Kaiser J.等利用準確、實時的局部慣導基準來輔助子慣導系統的對準，以解決艦載武器慣導系統在運載器撓曲變形和振動的條件下進行快速傳遞對準的難題[21，26-27]。

針對基準數據傳輸延遲問題，Harold A.Klotz等[19]針對JDAM機載導彈慣導系統傳遞對準算法分析指出，基準信息傳輸延遲包括固定時間延遲和隨機時間延遲兩部分，10ms的基準信息傳輸延遲在一次機動中將導致數個毫弧的方位對準誤差；針對傳輸延遲誤差，在傳遞對準模型中增加了時間延遲誤差模型，對其進行估計從而降低傳輸延遲對傳遞對準精度的影響。You-Chol Lim等針對艦載導彈的傳遞對準，分析了時間延遲對速度測量和姿態測量的影響[28]，認為傳遞對準延遲對姿態測量的影響較大。在此基礎上，將傳遞時間延遲變量納入卡爾曼濾波器的狀態變量之中，建立了包括時間延遲誤差在內的傳遞對準模型。You-Chol Lim采用H∞濾波器進行了仿真[28]，結果表明，利用H∞濾波器對傳遞對準時間延遲引起的誤差進行補償，方位角誤差可減小到未補償時的1/4。

研究表明，測量數據的預處理不僅有助于平滑高頻振動噪聲，而且有利于對準濾波器計算效率的提高。Robert M.Rogers在其著作中給出了基于高頻量測數據的求和測量、數據平均和數據求和測量的改進卡爾曼濾波量測方程，實現了通過減小估計誤差協方差來改進濾波估計，同時可加快濾波收斂速度[29]。Kohei Ohtsu等采用了一種最小二乘濾波器處理受到桿臂等影響因素干擾的測量信號的前置濾波方案，仿真結果肯定了這種方法對大幅度提高精度與縮短對準時間的有效性。Spalding K.為解決快速傳遞對準高速測量及數據處理問題，在卡爾曼濾波器之前增加了一個“前置濾波器”[23]。協方差分析結果表明，在6s內，對準精度可達到每軸1mrad以下。Schlee F.H.使用一個“外部濾波器”與“內部濾波器”串聯，用以提高GPS/INS組合導航系統的對準精度，并指出最佳數據更新頻率為1Hz[30]。

對于機動發射的彈道導彈而言，由于角分級的方位對準誤差可引起千米量級的落點誤差，因此對慣導系統方位對準精度的要求很高，該類導彈的方位對準一般采用光電瞄準方法[31-32]。20世紀50年代后期，美國研制的“北極星”潛射彈道導彈采用全慣性制導，通過光電瞄準將潛艇導航系統的方位基準傳遞給導彈慣導系統，實現多發導彈的同時瞄準；為消除潛艇變形對瞄準精度的影響，除感應同步機構外，還采用了光電同步機構。60年代美國研制的“海神”潛射彈道導彈也采用了全慣性制導和光電瞄準方式。

光電瞄準的精度高，但設備復雜、精密，裝調、校準和維護困難，而且光電通道占用較大的空間。隨著星光、GPS等技術的發展，多信息組合制導技術得到應用，極大提高了導彈命中精度。20世紀70年代美國研制的“三叉戟”ⅠC4潛射彈道導彈采用了慣性/星光制導，80年代研制的“三叉戟”ⅡD5潛射彈道導彈采用了慣性/星光/GPS制導。從已有資料來看，國外機動發射的彈道導彈將光電瞄準方法與慣性/星光制導相結合，采用快速粗略瞄準方式，在確保精度的同時顯著縮短了作戰準備時間。

1.2 國內技術現狀

至20世紀90年代初期，以美國、俄羅斯為代表的先進技術國家，傳遞對準技術理論研究及工程應用已比較成熟。而此時，國內的傳遞對準技術研究才剛起步。因此，國內對傳遞對準技術的研究主要是借鑒國外的相關技術理論，經過幾十年的發展，傳遞對準技術獲得了廣泛應用。

由于國內在開展傳遞對準研究初期，傳遞對準的各種理論已基本成熟，國內在傳遞對準技術理論方面基本沒有提出新的理論。值得一提的是，在20世紀90年代末期，東南大學萬德均、程向紅等專家提出了一種基于奇異值分解的可觀測度分析方法[33]，為參數辨識的可觀測度分析提供了有效的指導。目前，國內在該技術領域的研究重點主要放在各種系統參數辨識方法的研究上，如自適應濾波器、H∞濾波器、各種非線性濾波器及融合濾波器或估計器等。

目前國內所研究和采用的傳遞對準方法絕大部分都是借鑒國外成果，在模型參數的選擇、邊界條件的設置等方面進行相應的研究和改進，針對傳遞對準模型參數選擇、平臺的運動特性、系統參數辨識方法以及誤差校正技術進行有效的結合。從國內應用情況來看，空中、海上導彈子慣導與平臺上主慣導之間安裝關系一般可預先標校，補償后可采用標準卡爾曼濾波。艦載機通過對初始方位角進行校正，也可采用標準卡爾曼濾波。

長期以來，國內在此方面的研究成果較少，主要原因在于傳遞對準的工程應用較少，理論研究和實際應用脫節。直到“十五”期間，隨著工程應用的增多，逐步重視傳遞對準工程應用技術的研究，主要集中在對量測信息的預處理、抗動態干擾濾波以及快速傳遞對準方法等技術的研究。具有代表性的研究成果包括扈光鋒等提出的姿態匹配測量延遲的補償方法[34]，陳凱等對四種不同的姿態匹配傳遞對準方法進行了對比分析[35]，鄭辛等明確了異常基準信息影響傳遞對準性能的機理并給出了解決方案[36]等。

2 傳遞對準技術發展趨勢

2.1 傳遞對準快速性、保障條件簡單化是傳遞對準技術研究和裝備發展的持續要求

傳遞對準的快速性、保障條件簡單化決定了導彈武器的實際作戰使用性能。可能由于保密原因，國外武器傳遞對準期間對武器平臺運動狀態和主慣導系統基準信息特性的要求不詳，很少見到相關描述。為使JDAM適應美軍各種戰機上不同的使用條件和設備狀況(基準信息頻率、協議等)，波音公司采用了速度積分匹配方法及振動監測器，該方法受機翼撓曲變形影響小，且快速連續，可減小武器使用延遲，從而簡化了外部保障條件[19-20]。

國內早期的艦載、機載導彈通常采用速度匹配+方位裝定的方法。隨著技術進步和武器要求提高，采用速度匹配方法；為縮短對準時間，采用“速度+姿態”匹配方法；為確保快速性和導航精度，有的艦載武器采用“速度+位置”匹配方法。目前，國內現有的主慣導系統通常只提供組合導航一種信息輸出，在阻尼切換、組合修正、武器平臺航向機動等情況下基準信息存在跳變問題，對武器子慣導系統傳遞對準的影響較大，只能被動地提出對武器平臺運動限制，這一保障條件增加了部隊負擔。從已有信息推斷，美國船用慣導系統MK 39/49、法國船用慣導系統SIGMA 40很可能提供了純慣性、組合等多種信息輸出，能夠充分保障武器傳遞對準使用需求；目前尚未見到美軍武器因基準信息問題而對武器平臺運動狀態進行限制的描述，可能與此有關。國內新研的船用、機載主慣導系統提供了純慣性、組合等多種信息，預計將為武器快速對準、放寬運動限制提供有效保障。

從國內外技術現狀和發展趨勢來看，匹配方法快速性、保障條件簡單化是裝備發展的持續要求，也是傳遞對準技術研究的動力。

2.2 對準算法通用化、參考信息多樣化是傳遞對準技術研究和裝備發展的一個重要方向

從戰斧巡航導彈、航母艦載機、JDAM等武器研制和改進過程來看，降低武器成本和使用要求一直是美軍裝備的發展方向，為此一方面采用低成本、高可靠的硬件，盡可能采用商業級產品并適當降低質量檢驗標準；另一方面采用通用對準算法以適應多種武器平臺[19]。以JDAM為例，由于需要設計應用于美軍幾乎所有的作戰戰機(如B-52、B-1、B-2、F-22、F-16、F-15、F-117等)，飛機型號繁多，相應的使用條件和設備狀況差別較大，如發射架安裝方式、武器安裝角度、桿臂長度、火控系統數據傳輸速率與傳輸協議、數據傳輸延時、機載慣導系統高度阻尼方式等，均不相同，因此JDAM傳遞對準算法必須適應以上多種武器發射平臺的需要。

隨著技術發展，武器平臺上除主慣導系統外，還配備了衛星導航系統、多普勒雷達、大氣傳感器等多種設備，武器上也配備了多種設備，國外開展了利用多樣化的參考信息輔助武器進行飛行中對準的技術研究[4，14-15，21]。對艦載導彈而言，這不僅擺脫了艦上傳遞對準受海況、艦船機動能力的限制，而且飛行對準可與艦上對準互為備份。Titterton D.H.研究了利用艦載雷達輔助導彈慣導進行空中對準的問題[21]，針對雷達不同數據率、不同等級導彈慣導、是否估計慣性器件誤差的研究結果表明，艦載雷達的輔助有助于提高導彈對準性能，該方案適用于近距離輔助導彈對準。Ohlmeyer E.J.為美國海軍戰區攔截導彈SM-3開發了一種基于GPS/Radar/INS艦載導彈的飛行對準技術[37]，采用了GPS/Radar/INS、GPS/INS、Radar/INS三種集成模式，前兩種模式不僅設計裕度大，而且成功攔截目標的概率高。Ornedo R.S.對Raytheon公司艦載多級動能攔截導彈GPS輔助的慣導飛行對準性能進行了評估[38]，研究結果與Ohlmeyer E.J.類似。美軍航母艦載機也采用了空中對準技術[14-15]，其空中對準分為多普勒、大氣數據、GPS等子模式。從已有信息推斷，國外可能利用艦載機起飛過程、導彈發射過程中的機動進行輔助對準，另外也可能開展了利用武器數據鏈信息進行輔助對準的技術研究。

目前，國內部分武器型號已啟動對準算法通用化研究，并取得了一定成果，不過受各種因素制約而實施范圍較小，尚難滿足多平臺應用需要。在參考信息方面，目前主要是采用衛星導航輔助進行飛行對準(組合修正)，其他參考信息尚未加以利用。

隨著現代戰爭對武器降低成本、簡化保障條件及適用多種平臺等要求的提高，充分利用各種參考信息并大力推進對準算法通用化，是提高傳遞對準性能的重要途徑，也是傳遞對準技術研究和裝備發展的一個重要方向。

2.3 實用多樣的濾波方法仍是今后傳遞對準技術研究和工程應用的重點之一

標準卡爾曼濾波是國內外最常用的誤差估計方法，適用于線性誤差模型，要求噪聲為高斯白噪聲且統計特性已知；其優點是工程實現簡單、估計精度高，缺點是在模型或噪聲特性不準確情況下濾波精度會下降甚至濾波發散，且應用于高階模型時計算量大。針對濾波發散問題，國外提出了自適應卡爾曼濾波，通過對估計誤差驗前協方差進行加權處理、對噪聲特性進行估計，提高濾波穩定性；隨后提出了H∞濾波，以抑制模型和噪聲中的不確定性誤差。神經網絡、模糊邏輯等數據融合技術及小波去噪技術是一種新的發展趨勢[39-41]。針對計算實時性問題，國外將神經網絡技術應用于狀態估計，神經網絡具有自學習和逼近非線性函數的能力，處理數據具有快速性和并行性，可在獲得與卡爾曼濾波相同精度的同時提高實時性。針對模型非線性問題，國外研究了EKF濾波、UKF濾波和粒子濾波等非線性濾波技術，前兩者適用于噪聲特性已知情況，后者可處理噪聲非高斯問題且穩定性好、收斂速度快。

國外導彈傳遞對準所用濾波方法缺乏相關資料，根據已有信息推斷[42-48]，美國戰斧巡航導彈等可能采用標準卡爾曼濾波，JDAM采用自適應卡爾曼濾波[19-20]。美國航母艦載機在粗對準階段將方位失準角的三角函數作為狀態變量，使得大方位失準角產生的非線性誤差模型轉化為線性誤差模型，精對準階段采用標準卡爾曼濾波對方位失準角進行估計[14-15]。法國SAGEM公司1997年宣稱傳統的采用低階卡爾曼的傳遞對準技術已過時，該公司采用經過特殊處理的60階快速卡爾曼濾波器對準技術，使對準精度提高了1倍，對準時間降低了一半，但技術細節不詳。

濾波方法直接關系誤差估計效果，是傳遞對準技術的一個重點，隨著小波去噪、模糊邏輯等新技術、新方法的發展，濾波方法將更為豐富多樣、工程實用，在適用性、準確度、魯棒性、實時性等方面取得更為滿意的效果。

3 結論

傳遞對準是運動平臺武器裝備的一項關鍵技術，經過幾十年發展，該技術雖已比較成熟并獲得了廣泛應用，不過對準精度和快速性始終是武器裝備持續不斷發展的要求，因此仍有大量理論與應用方面的問題有待進一步研究。從目前的技術研究和發展趨勢來看，進一步改進濾波方法、尋求更有效的撓曲變形處理方法、充分利用各種參考信息進行輔助對準是提高傳遞對準性能的有效途徑。

[1] 萬德均，房建成.慣性導航初始對準[M].南京：東南大學出版社，1998.1.

[2] 楊亞非，譚久彬，鄧正隆.慣導系統初始對準技術綜述[J].中國慣性技術學報，2002，10(2)：68-72.

[3] 朱紹箕.慣導系統動基座對準技術評述[J].戰術導彈控制技術，2004(3).

[4] 孫昌躍，王司，鄧正隆.艦載武器慣導系統對準綜述[J].中國慣性技術學報，2005，13(3)，81-88.

[5] Baziw J，Leondes C T.In-flight alignment and calibration of inertial measurement units，Part I：General formulation[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems，1972，8(4)：439-449.

[6] Baziw J，Leondes C T.In-flight alignment and calibration of inertial measurement units，Part II：Experimental results[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems，1972，8(4)：450-465.

[7] Schneider A M.Kalman filter formulation for transfer alignment of strapdown inertial units[J].Navigation：Journal of the Institute of Navigation，1983，30(1)：72-88.

[8] Hecht N R.Theory of the back propagation neutral networks proceeding[J].IEEE International Conference Neutral Networks，1989：593-605.

[9] Кузовков Н Т，Карабанов С В，Салычев О С. Непрер-ывныеи Дискретные Системы Управленияи Методы Идети-фикации[M]. Машинастроение，1978.

[10] Ham F M，Brown T G.Observability，eigenvalues，and Kalm-an filtering[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems，1983，19(2)：269-273.

[11] Jiang Y F，Lin Y P.Error estimation of INS ground alignment through observability analysis[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems，1992，28(1)：92-96.

[12] Goshen-Meskin D，Bar-Itzhack I Y.Observability analysis of piece-wise constant system，Part I：Theory[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems，1992，28(4)：1056-1067.

[13] Goshen-Meskin D，Bar-Itzhack I Y.Observability analysis of piece-wise constant system，Part II：Application to Inertial navigation in-flight alignment[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems，1992，28(4)：1068-1075.

[14] Brienza D，Bell H.Carrier Aircraft Inertial Navigation System(CAINS)integrated system approach.Integrated navigation Actual and potential Sea-air-space；Proceedings of the international Congress Paris，France，September 21-24，1982，Volume 1.(A83-24851 09-04)Paris Institut Francais de Navigation.1982，p.EU-P4-1-A to EU-P4-16-A，.

[15] William A Chittick.Integration of GPS with the Carrier Aircraft Inertial Navigation System(CAINS).ION Satellite Division’s International Technical meeting.Colorado Springs，CO，Sept.19-23，1988.Proceedings(A90-13976 03-17)Washington，DC，Institute of Navigation，1989：227-235.

[16] Kain J E，Cloutier J R.Rapid transfer alignment for tactical weapon applications[A].Proceedings of AIAA Guidance，Navigation and Control Conference[C].1989：1290-1300.

[17] Tarrant D，Roberts C，Jones D.Rapid and robust transfer align-ment[A].Proceedings of the first IEEE regional conference on Aerospace control systems[C].1993：758-762.

[18] Robert M.Rogers.Applied Mathematic in Integrated Navigation Systems，Second Edition.American Institute of Aeronautics and Astronautics，Inc.，Reston，Virginia.2003.

[19] Klotz H A，Derbak C B.GPS-aided navigation and unaided navigation on the joint direct attack munition[A].Proceedings of the IEEE Position Location and Navigation Symposium[C]，1998：412-419.

[20] 陳凱，魯浩.JDAM導航技術綜述[J].航空兵器，2007，3，25-33.

[21] Titterton D H，Weston J L.The alignment of ship launched missile IN system[A].IEE Colloquium on Inertial Navigation Sensor Development[C].1990：1-16.

[22] Paul D Groves.Principles of GNSS Inertial and Multisensor Integrated Navigation Systems，GNSS Technology and Applications Series，2008.

[23] Spalding K.An efficient rapid transfer alignment filter[A].Proceedings of AIAA Guidance，Navigation and Control conference[C].1992：1276-1286.

[24] You-Chol Lim，Joon Lyou.An error compensation method for tran-sfer alignment[A].Proceedings of IEEE Region 10 Internati-onal Conference on Electrical and Electronic Technology[C].2001，(2)：850-855.

[25] Chung D Y，Lee J G，Park C G，Park H W.Strapdown INS error model for multiposition alignment[J].IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems，1996，32(4)：1362-1366.

[26] Kelley R T，Carlson N A，Berning S.Integrated inertial netw-ork[A].Proceedings of the IEEE Position Location and Navigation Symposium[C].1994：439-445.

[27] Kaiser J，Beck G，Berning S.Vital advanced inertial network[A].Proceedings of the IEEE Position Location and Navigation Symposium[C].1998：61-67.

[28] You-Chol Lim，Joon Lyou.Transfer alignment error compensator design using H∞filter[A].Proceedings of American Control Conference[C].2002，(2)：1460-1466.

[29] Rogers R M.Velocity-plus-rate matching for improved tactical weapon rapid transfer alignment[A].AIAA Guidance Navigation and Control Conference[C].1991：1580-1588.

[30] Schlee F H，Toda N F，Islam M A，et al.Use of an external cascade Kalman filter to improve the performance of a Global Positioning System(GPS)inertial navigation[A].IEEE Aerospace and Electronics Conference[C].1988，1：345-350.

[31] Yefimev M V.Bamstic missile aiming Systems[J].Missile and Rockets，1970，123(4)：23-25.

[32] 王悅勇，郭喜慶，武克用.國外彈道式導彈方位瞄準技術及其發展[J].光學精密工程，2002，10(1).

[33] 程向紅，萬德鈞，仲巡.捷聯慣導系統的可觀測性和可觀測度研究[J].東南大學學報，1997，27(6)：6-11.

[34] 扈光鋒，王艷東，范躍祖.傳遞對準中測量延遲的補償方法[J].中國慣性技術學報，2005，13(1)，10-20.

[35] 陳凱，魯浩，趙剛，等.傳遞對準姿態匹配算法的統一性[J].中國慣性技術學報，2008，16(2)：127-131.

[36] ZHENG Xin，WU Lianghua.Effective Reference Information Solutions in Transfer Alignment.Intelligent Computation Technology and Automation(ICICTA).2011.3.

[37] Ohlmeyer E J，Hanger D B，Pepitone T R.In-flight alignment techniques for navy theater wide missiles[A].AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit[C].2001，A01-37312.

[38] Ornedo R S，A Farnsworth K A，Sandhoo G S.GPS and radar aided Inertial navigation system for missile system applications[A].Proceedings of the IEEE Position Location and Navigation Symposium[C].1998：614-621.

[39] Tekinalp O，Ozemre M.Artificial neural networks for transfer alignment and calibration of inertial navigation systens[A].AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit[C].2001，A01-37217.

[40] Sheimy N E，Nassar S，Noureldin A.Wavelet de-noising for IMU alignment[J].IEEE A&E System Magazine，2004，19(10)：32-39.

[41] Noureldin A，Sharaf R，Osman A，Sheimy N E.INS/GPS data fusion technique utilizing radial basis functions neural networks[A].IEEE Position Location and Navigation Symposium[C].2004：280-284.

[42] Groves P D.Transfer alignment using an integrated INS/GPS as the reference[A].ION the 55th Annual Meeting[C].1999：731-737.

[43] Groves P D，Wilson G G，Mather C J.Robust rapid transfer alignment with an INS/GPS reference[A].ION 2002 National Technical Meeting[C].2002：301-311.

[44] Snyder S，Torrey P，Kohli S.INS/GPS operational concept demonstration(OCD)high gear program[A].Proceedings of the IEEE Position Location and Navigation Symposium[C].1994：292-305.

[45] Hyslop G，Gerth D，Kraemer J.GPS/INS integration on the standoff land attack missile(SLAM)[A].Proceedings of the IEEE Position Location and Navigation Symposium[C].1990：407-412.

[46] Wendel J，Trommer G F.Tightly coupling GPS/INS integration for missile applications[J].Aerospace Science and Technology，2004，(8)：627-634.

[47] Brown A，Sullivan D.Precision kinematic alignment using a low-cost GPS/INS system[A].ION GPS[C].2002.

[48] Groves P D.Adaptive tightly-coupled，a low cost alternative anti-jam INS/GPS integration technique[A].ION National Technical Meeting[C].2003.

Overview of Transfer Alignment Technology of Missile Inertial Navigation System

ZHENG Xin1，WU Shao-wei2，WU Liang-hua2

(1.The 3rd Academy of China Aerospace Science & Industry Corp.，Beijing 100074，China；2.Beijing Institute of Automatic Control Equipment，Beijing 100074，China)

The present status of transfer alignment technology of missile inertial navigation system both here and abroad was put forwards based on the content of transfer alignment technology.Basic theory and models in transfer alignment technology were analyzed and summarized，while emphasizing the matching method，abnormal reference information，dynamic flexure deformation，data delay，preprocessing of measurement noise which influences the performance of transfer alignment and giving the basic tenor to solve the problem.The development trends of transfer alignment technology of missile inertial navigation system were also discussed.

Inertial navigation system；Transfer alignment；Overview；Development trends

2015-11-02；

2015-12-12。

鄭辛(1969-)，男，博士，研究員，主要從事導航與定位方面的研究。

U666.1

A

2095-8110(2016)01-0001-08