专利名称：半实物仿真用gps和ins组合制导系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及半实物仿真试验系统，尤其涉及组合GPS技术和INS技术进行制导的半实物仿真试验系统
背景技术：
惯性导航系统(INS)是利用弹上惯性设备测量导弹运动的速度和坐标来形成导引指令信息的系统，通常包括一个惯性组合(加速度计和陀螺仪)及一台导航计算机，其中计算机除了计算传感器的测量值和地心引力之外，还主要输出导弹随时间变化的位置、速度和姿态角。INS的基本原理是应用惯性加速度计在三个互相垂直轴的方向上测量出导弹重心运动的加速度分量，并利用相应的积分装置得到速度分量和坐标分量；在导弹发射点的坐标和初速度已知的情况下，计算出导弹在每一时刻的速度值和坐标值；然后，把这些计算值与程序值比较，得出偏差量进行修正，以使导弹沿着预定的运动程序飞向目标。INS能够满足近程导弹制导精度的要求，但却不能满足远程导弹制导精度的要求，这是因为INS的制导精度主要取决于惯性器件(陀螺仪和加速度计)的精度。INS的精度在开始工作和较短的时间内是优良的，但从初始对准之后，INS的精度将由于陀螺仪的漂移误差以及这种误差随时间的积累而降低。除了器件误差之外，INS还存在安装误差、初始对准误差和运动干扰误差等。全球定位系统(GPS)是美国陆、海、空三军联合研制的新一代空间卫星导航定位系统，主要目的是为陆、海、空三大领域提供实时、全天候和全球性的导航服务，并用于情报收集、核爆监测和应急通讯等一些军事目的，是美国独霸全球战略的重要组成部分。GPS具有全天候、高精度的优点，但其局限性也非常明显，其主要缺点是卫星信号在有些地方受遮挡丢失信号而影响定位，以及定位精度容易受电子欺骗等因素影响。再加上GPS技术与美国国防密切相关，美国采取了选择可用性政策(SA)和精测距码(P码)等加密措施。虽然现在美国取消了 SA政策，但是为了保障美国的利益，美国会随时采取相应的措施干扰GPS信号。因此，我们不应该完全依赖GPS用于导航和定位，尤其在军用上。GPS和INS组合制导系统是以INS为主、以GPS为辅的导航系统，其既保持了 INS系统的自主性，又防止了导航定位误差随时间积累。同时，在算法上应用卡尔曼滤波技术，对组合系统的状态变量进行最优估计，获得修正信息，从而可进一步提高导航精度。由于GPS的低动态、窄带宽、高精度与SINS的高动态、宽频带、误差慢漂移特性形成强烈的互补，所以GPS和INS组合制导在航空、航天、航海、陆地战车等各种导航领域都得到越来越广泛的应用。把INS和GPS有效地组合的基本方法有两种，一种是如图I所示的松耦合，另一种是如图2所示的紧耦合。其中，卡尔曼滤波器是INS和GPS组合的关键器件，起到数据融合作用。松耦合的主要特点是惯性导航和GPS独立工作，仅仅利用组合后的信息辅助惯性导航，以达到抑制惯性导航误差积累的目的。这种组合方式的优点是结构简单，便于工程实现，且由于组合系统的计算量小而可以满足对实时性要求较高的系统设计。另外，由于两个子系统是独立工作的，所以便于容错处理。这种组合方式的缺点是，GPS接收机输出的位置和速度信息是经过GPS接收机内部处理过的，一般由GPS接收机内部的卡尔曼滤波器得到的，而这种信息往往带有有色噪声，在组合滤波器中，普通的卡尔曼滤波器只能处理白噪声，所以往往组合效果不理想。紧耦合采用一个卡尔曼滤波器来统一处理GPS测量得到的伪距和距离差以及从惯性组合来的5s IOs更新一次的误差状态信息，在技术上有一定难度。由于系统共用一个卡尔曼滤波器，存在一个相互权衡、彼此协调的最优化设计问题。但由于伪距、伪距率是GPS接收机的原始信息，所以不存在有色噪声的问题。在GPS与低精度的惯性导航设备的组合中，由于惯性导航设备精度较低，导致捷联解算的误差积累的速度很快。当由于遮挡导致天空可见星数目小于4颗并使得GPS接收机无法正常解算载体的位置与速度信息时、即导致GPS信号短时失效时(特别是在城市或森林等遮挡物较多，GPS信号失效的情况经常发生)，捷联解算的误差将快速积累，从而导致组合失败。在紧耦合的组合方式中，由于利用的外部观测量是伪距、伪距率等原始信息，所以当可见星数少于4颗时仍然能够进行组合，避免了惯性导航单独工作使捷联解算的误差积累过快的情况。在美国空军和海军的联合直接攻击武器(JDAM)计划中，惯性测量部件(MU)与GPS接收机就采用紧耦合的组合方式。这种组合方式的缺点是，因需要进行繁琐的星历计算和延迟补偿而计算量较大，降低了实时导航性能，另外还要求GPS接收机能够给出伪距、伪距率和星历等原始测量数据。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种GPS和INS组合制导系统，能够以相对简单的组合方式实现精度较高的组合效果。为了实现上述目的，本发明提供了一种用于制导武器的半实物仿真试验的GPS和INS组合制导系统，其包括GPS模拟器，用于模拟GPS接收机能够接收到的GPS信号；GPS干扰检测器，用于检测所述GPS接收机是否受到干扰，并至少通过频率分析、信号捕获率和信号误码率分析来确定所受到的干扰是否对GPS信号的正常接收造成了影响以及影响有多大；负载模拟器，用于模拟所述制导武器的舵机在飞行过程中舵面所受到的负载力矩，将该力矩通过舵轴施加到所述舵机上，并提供气动所述舵机工作所需的气动能源；三轴转台，用于在实验室条件下为所述制导武器的导引头提供与实际飞行姿态逼真的弹体三自由度运动环境；以及导航控制计算机，与所述GPS模拟器、所述GPS干扰检测器、所述负载模拟器、所述三轴转台均连接，用于运行各种仿真模型以输出所述制导武器的六自由度飞行弹道，并控制所述GPS模拟器、所述GPS干扰检测器、所述负载模拟器、所述三轴转台以给所述制导武器提供至少在运动、力学和目标背景方面接近真实的试验环境。通过增加GPS干扰检测器，本发明所提供的GPS和INS组合制导系统在应用于制导武器的半实物仿真试验时，能够有效提高制导的精度。根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本发明的其它特征及方面将变得 清楚。
包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本发明的示例性实施例、特征和方面，并且用于解释本发明的原理。图I是示出GPS和INS松耦合的组合原理的示意图。图2是示出GPS和INS紧耦合的组合原理的示意图。图3是示出包括本发明所提供的GPS和INS组合制导系统的半实物仿真总系统的组成的示意框 图。图4是示出本发明所提供的GPS和INS组合制导系统的组成的示意框图。图5是示出本发明提供的GPS和INS组合制导系统中的GPS模拟器的组成的示意框图。图6是示出本发明提供的GPS和INS组合制导系统中的GPS干扰检测器的组成的示意框图。图7是示出本发明提供的GPS和INS组合制导系统中的GPS干扰检测器的分析过程的示意流程图。图8是示出本发明提供的GPS和INS组合制导系统中的负载模拟器的组成的示意框图。
具体实施例方式以下将参考附图详细说明本发明的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。图3表示了包括本发明所提供的GPS和INS组合制导系统的半实物仿真总系统的组成的示意框图。如图3所示，整个半实物仿真总系统主要包括仿真计算系统1A、中央控制系统1B、舵机仿真系统1C、光学寻的制导仿真系统1D、用作基于火箭橇导引头仿真系统的撬载目标模拟器1E、用作激光驾束控制场仿真系统的激光驾束控制场模拟器IF、GPS和INS组合制导系统1H、用作弹载计算机仿真系统的弹载计算机II以及用作火箭橇飞行试验图像跟踪系统的高速摄像机IJ等，且这些系统经由实时光纤共享内存网络相互通信。其中，GPS和INS组合制导系统IH又主要包括卫星信号系统IHl和惯性测量与导航系统1H2。换言之，GPS和INS组合制导系统的核心在于两点一是捷联惯性测量与导航系统1H2的仿真，二是卫星信号系统IHl的仿真。进一步，捷联惯性测量与导航系统1H2又分为两点一是姿态角运动仿真，为角速率陀螺提供姿态角运动环境，一般采用角速率飞行模拟转台来实现；二是质心运动仿真，为线加速度计提供过载环境。其中，对于质心运动仿真，如果线加速度计能够与自动驾驶仪或惯性测量组合IMU分离，可以采用线加速度模拟台进行仿真，否则可以采用高精密电流源注入方案。另一方面，由于线加速度计的仿真精度要求比较高，而且在惯性测量与导航系统1H2装调完成后，如果再引入外部仿真电气回路会影响线加速度计的力矩电流的零位并从而影响导航系统位置精度，因此现在一般采用加速度信号数字注入方案，以不考核线加速度传感器、而考核捷联算法。此外，由于采用MEMS线加速度传感器可使得电路更加精密，这也使得一般只能采用数字注入加速度信号方式。由此可见，研制GPS和INS组合制导系统1H(具体为惯性测量与导航系统1H2)时最好预留仿真接口。 对于卫星信号系统IHl的仿真，如果有条件，可以购置专用的卫星信号模拟器，进行卫星射频信号模拟，考核接收天线、接收机的性能。当然，也可以不考核卫星信号接收机，用卫星接收机信号模拟装置将仿真结果转换成卫星信号接收机的输出信号格式，并发送至GPS和INS组合制导系统IH的卫星接收机信号输入口，以实现组合制导仿真。如图4所示，本发明所提供的GPS和INS组合制导系统IH主要包括GPS模拟器100、GPS干扰检测器200、负载模拟器300、三轴转台400、导航控制计算机500等，且其工作流程大致如下当作为运动载体的三轴转台400根据控制指令复现载体的姿态运动时，固定连接至三轴转台400的惯性测量装置中的陀螺和加速度计随着转台的运动敏感角速度和比率信息，而导航控制计算机500采集到这些信息后首先进行信号的调理和补偿，然后送到其中的捷联惯导算法模块510以解算出导航参数，这些导航参数再按照一定的频率送到导航控制计算机500中的最优卡尔曼滤波器模块520中，以与导航控制计算机500中的虚拟GPS接收机模块530解算出来的导航参数“真值”进行差值计算，最优卡尔曼滤波器模块根据该时刻之前的差值估计出下一时刻的差值，再用得到的差值去反馈修正捷联惯导算法模块中的导航参数，从而将GPS导航数据与SINS数据进行了最优融合。经过融合后的导航参数通过导航控制计算机500和主控机600之间的通讯电路输入主控机，主控机对这些数据进行分析，通过轨迹曲线等方式再现导航结果。下面对本发明所提供的GPS和INS组合制导系统中的各组成模块分别进行详细介绍。GPS樽拟器GPS模拟器100用于模拟GPS接收机接收到的GPS卫星信号。GPS和INS组合制导的基本原理是在惯导过程中，按一定规律不断修正由于积分带来的误差。必须保证导弹能按时接收所需要的GPS位置信息。在本发明所提供的GPS和INS组合制导系统中，这个GPS位置信息就是由GPS模拟器来模拟产生的，并以GPS接收机能接收的信号格式传输到GPS接收机。如图5所示，GPS模拟器100主要包括数学仿真部110、射频信号生成部120。其中，数学仿真部110主要用于完成人机交互接口和卫星导航信号的数学实时仿真以实时生成各类仿真数据，具体任务包括仿真任务设计、仿真可视化、星座卫星轨道仿真、卫星时钟仿真、空间环境效应仿真、用户轨迹仿真、导航电文生成和基本观测数据生成等。优选地，数学仿真部110主要由数学仿真软件111和实时高速运算平台112组成。此外，射频信号生成部120则主要用于根据数学仿真部110仿真的BD-2和GPS仿真数据(观测数据和导航电文)，实时生成基于接收机天线口面的射频导航信号。优选地，射频信号生成部120主要包括主控模块121、数据处理模块122、中频信号生成模块123、上变频模块124、时钟频率模块125以及实时接收仿真数据的反射内存网卡126。列出根据本发明一优选实施例的GPS模拟器100的主要技术参数如下 仿真导航系统BD2+GPS 频点数4个 每频点仿真卫星数12通道 伪码:BD2 :C、P ；GPS C/A
电文BD2 :D1、D2 ；GPS C RF 端口数2 个 相对速度土 10000m/s 相对加速度±500m/s2 相对加加速度±500m/s3
速度分辨率lmm/s 加速度分辨率10mm/s2 加加速度分辨率10mm/s3 伪距精度±0. 02m 伪距变化率精度±0. 005m/s 通道间一致性:彡0. I (码)彡0. 001 (载波)m Q相位正交性< 3度 相位噪声彡-70@10Hz -85ilkHz -90il0kHz dBc/Hz 杂波<-40dBc 谐波<-40dBc 信号功率输出范围-160±20dBW 分辨率0. 2dB 准确性0. 8dB 多路径信号数> 4条 最小延时< 0. 5ns籲信号输出延迟< 20ms 接收实时轨迹频率彡20HzGPS干扰检测器GPS干扰检测器200主要用于检测GPS接收机是否受到干扰，并通过频率分析、信号捕获率和信号误码率分析等确定所受到的干扰是否对GPS信号正常接收造成影响以及影响有多大。如图6所示，GPS干扰检测器200主要包括3个功能模块即参数设置管理部210、干扰检测部220和信号处理部230，以及14个子模块即信号参数设定模块211、干扰参数设定模块212、白噪声干扰检测模块221、单载波干扰检测模块222、扩频干扰检测模块223、脉冲干扰检测模块224、扫频干扰检测模块225、同步头生成模块231、信号快捕模块232、精跟段生成模块233、伪码精跟模块234、勤务段生成模块235、符号解调模块236和信号译码模块237。优选地，可根据实际情况和需求适当增加用于对更多的其它类型干扰进行检测、分析的子模块。GPS干扰检测器200的分析流程如图7所示。首先，按规定参数例如5000生成均匀分布的随机数，每个随机数被重复预定次数例如1023次后与一个C/A码模二加(扩频)，然后对得到的序列进行差分BPSK调制，调制后的信号与干扰信号一起进入GPS接收机。通过选定干扰类型，设置干扰信号的功率、中心频率、频偏等参数进行信号捕获、精跟、与C/A码进行模二加(解扩)，然后再进行解调运算即解调差分BPSK(判决与累加)，最后将解调出的译码与原信号比较，判断该干扰是否对GPS信号造成了干扰。
由于采用了严格的干扰判决条件，可以排除一切可能存在的干扰类型和频点。优选地，为了提高信号捕获率并降低误码率和虚警率，对于可能存在干扰的频点要做进一步分析，以分析这些不同类型的干扰会对信号捕获产生什么样不同的影响。此外，假设GPS信号的功率电平为_156dBW，相当于2. 512X 10_16w，采用这个功率会影响仿真的效果。因此，为了避免上述影响，优选地，在加入干扰和高斯噪声前对GPS信号的功率进行单位化。
列出根据本发明一优选实施例的GPS干扰检测器200的主要技术参数如下 频点数8个 每频点仿真卫星数20通道 伪码:BD2 :C、P ；GPS C/A
电文BD2 :D1、D2 ；GPS C RF 端口数2 个 相对速度土 10000m/s 相对加速度土 500m/s2 相对加加速度±500m/s3 速度分辨率lmm/s 加速度分辨率10mm/s2 加加速度分辨率10mm/s3 伪距精度±0. 02m 伪距变化率精度±0. 005m/s 通道间一致性:彡0. I (码)彡0. 001 (载波)m籲I、Q相位正交性< 3度 相位噪声彡-70@10Hz -85ilkHz _90@10kHz dBc/Hz 杂波<-40dBc 谐波<-40dBc 信号功率输出范围-200±20dBW 分辨率0. 2dB 准确性0. 8dB 多路径信号数> 6条 最小延时< 0. 5ns籲信号输出延迟< 20ms 接收实时轨迹频率彡20Hz负载模拟器负载模拟器300主要用于模拟制导武器舵机在飞行过程中舵面所受的负载力矩，再将该力矩通过舵轴施加到舵机上，并提供气动舵机工作所需的高压气动能源。如图8所示，负载模拟器300主要包括机械台体310、控制部320、加载部330、气源部350和辅助组件340等。其中机械台体310的基座固定在地面上，仿真过程中舵机置于台体中央，并将舵片卸下，使舵轴直接与加载部330的输出轴相连实现力矩加载。
控制部320采用典型的上下位机结构，其中，上位机321可采用高性能工控机，而下位机322可采用高性能数字信号处理器DSP来实现。加载部330是负载模拟器300的执行机构，优选包括四个独立的控制通道。而单控制通道加载装置可具体由连接轴331、弹体扭杆332、光电编码器333、扭矩传感器334、位置滑台335和角位置转台336组成。其中，角位置转台336包括伺服电机、光电编码器、滚
^rftl 寸 o辅助组件340包括位置伺服检测标定装置341。气源部350包括压力流量控制装置351、空气压缩机和储气罐352以及气动控制台353。列出根据本发明一优选实施例的负载模拟器300的主要技术参数如下 负载模拟 结构特性+字布局 加载通道4 单通道加载力矩范围0. 01 50Nm 力矩梯度范围0. INm/。 2. 5Nm/。 最大舵偏角± 25° 负载最小转动惯量5X 10_6Kgm2 角位置测量精度0. 01° 最大角速度200。/s 动态攻角力矩跟踪频率特性(Hz) :15Hz 力矩静态精度:0. OlNm(0. 01-lNm) ,1% (I-5ONm) 力矩动态频率响应相位滞后5°，幅值误差< 5%，频宽不低于15Hz籲气源
供气路数2路 压力l-8MPa 压力控制精度彡5% 压力控制延迟< 4ms 压力控制超调量彡10% 断续工况工作时间彡IOmin 储器罐容积1m3三轴转台三轴转台400用于在实验室条件下为制导导弹导引头提供与实际飞行姿态逼真的环境即弹体三自由度运动环境。如图4所示，三轴转台400主要由机械台体、控制柜(内置控制计算机)以及连接电缆组成，整套设备采用计算机集中控制的电动方式。其中机械台体通常采用三轴半框式结构，由外框部件、中框部件、内框部件及底座等组成。外框为半框式，表示航向；中框也是半框式，表示俯仰；内框为圆形负载台，表示滚转。控制计算机能够对转台的工作状态进行监测，设置相关运动参数，采集工作状态、运动参数数据，控制转台完成所有功能操作，对设备安全状态进行实时监测。
一般来说，三轴转台在程序上设置有三种工作方式位置状态、速率状态以及仿真状态。在前两种状态下，转台是通过转台本身的控制计算机进行运行控制；而在仿真状态下，转台可以根据外部仿真计算机给出的信号进行运动，以实现仿真模拟姿态角功能。列出根据本发明一优选实施例的三轴转台400的主要技术参数如下表
权利要求
1.一种GPS和INS组合制导系统,用于制导武器的半实物仿真试验,包括 GPS模拟器，用于模拟GPS接收机能够接收到的GPS信号； GPS干扰检测器，用于检测所述GPS接收机是否受到干扰，并至少通过频率分析、信号捕获率和信号误码率分析来确定所受到的干扰是否对GPS信号的正常接收造成了影响以及影响有多大； 负载模拟器，用于模拟所述制导武器的舵机在飞行过程中舵面所受到的负载力矩，将该力矩通过舵轴施加到所述舵机上，并提供气动所述舵机工作所需的气动能源； 三轴转台，用于在实验室条件下为所述制导武器的导引头提供与实际飞行姿态逼真的弹体三自由度运动环境；以及 导航控制计算机，与所述GPS模拟器、所述GPS干扰检测器、所述负载模拟器、所述三轴转台均连接，用于运行各种仿真模型以输出所述制导武器的六自由度飞行弹道，并控制所述GPS模拟器、所述GPS干扰检测器、所述负载模拟器、所述三轴转台以给所述制导武器提供至少在运动、力学和目标背景方面接近真实的试验环境。
2.根据权利要求I所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述GPS模拟器包括 数学仿真部，用于完成人机交互接口和卫星导航信号的数学实时仿真以实时生成各类仿真数据；以及 射频信号生成部，用于根据所述数学仿真部仿真的观测数据和导航电文，实时生成基于所述GPS接收机的天线口面的射频导航信号。
3.根据权利要求I所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述GPS干扰检测器包括 参数设置管理部，用于设定并管理至少包括信号参数和干扰参数的各种参数； 干扰检测部，用于基于所述参数设置管理部所设定和管理的所述各种参数，来对所述GPS信号检测并分析至少包括白噪声干扰、单载波干扰、扩频干扰、脉冲干扰、扫频干扰的各种噪声；以及 信号处理部，与所述参数设置管理部和所述干扰检测部均连接，用于基于所述干扰检测部输出的检测分析结果对所述GPS信号进行至少包括同步头生成、信号快捕、精跟段生成、伪码精跟、勤务段生成、符号解调和信号译码的各种处理。
4.根据权利要求I所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述GPS干扰检测器的检测流程如下 按规定参数生成均匀分布的随机数， 使各所述随机数在重复预定次数后进行扩频， 对扩频得到的序列进行差分BPSK调制， 使调制后的信号与干扰信号相加后一起输入GPS模拟器， 通过选定干扰类型、设置干扰信号的参数来进行信号捕获、精跟、解扩， 对解扩后的信号进行解调运算，以及 将解调出的译码与原信号进行比较，以判断该干扰是否对所述GPS信号造成了干扰。
5.根据权利要求4所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，在将所述调制后的信号与干扰信号相加之前，对所述调制后的信号进行功率单位化。
6.根据权利要求I所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述负载模拟器包括 机械台体，其基座固定在地面上，所述舵机置于所述机械台体中央； 加载部，其输出轴与所述舵轴直接相连，以将所述力矩施加到所述舵机上； 辅助组件，其包括位置伺服检测标定装置； 气源部，其包括压力流量控制装置、空气压缩机和储气罐以及气动控制台，并用于提供气动所述舵机工作所需的高压气动能源；以及 控制部，其采用上下位机结构，并用于控制所述机械台体、所述加载部、所述辅助组件以及所述气源部。
7.根据权利要求6所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述加载部包括四个独立的控制通道，并且各所述控制通道的加载装置包括连接轴、弹体扭杆、光电编码器、扭矩传感器、位置滑台和角位置转台。
8.根据权利要求7所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述角位置转台包括伺服电机、光电编码器、滚轴。
9.根据权利要求I所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述三轴转台包括 机械台体，其采用三轴半框式结构，并包括表示航向的半框式外框部件、表示俯仰的半框式中框部件、表示滚转的圆形负载台式内框部件以及底座；以及 控制柜，其经由电缆与所述机械台体连接，并内置有控制计算机，以对所述机械台体的工作状态和安全状态进行实时监测，设置相关运动参数，采集至少包括工作状态、运动参数的各种数据，控制所述机械台体完成各种操作。
10.根据权利要求9所述的GPS和INS组合制导系统，其特征在于，所述三轴转台具有三种工作方式，即位置状态、速率状态以及仿真状态，并且 在所述位置状态和所述速率状态下，所述机械台体根据来自所述控制计算机的指令进行运动；以及 在所述仿真状态下，所述机械台体根据来自外部的指令进行运动。
全文摘要
一种用于制导武器的半实物仿真试验的GPS和INS组合制导系统，其包括GPS模拟器，模拟产生GPS信号；GPS干扰检测器，检测GPS接收机是否受到干扰，并确定所受到的干扰是否对GPS信号接收造成了影响以及影响有多大；负载模拟器，模拟制导武器的舵机在飞行过程中受到的负载力矩，并提供舵机的气动能源；三轴转台，为制导武器的导引头提供与实际飞行姿态逼真的弹体三自由度运动环境；以及导航控制计算机，运行各种仿真模型，以给制导武器提供至少在运动、力学和目标背景等方面接近真实的试验环境。通过增加GPS干扰检测器，本发明能够有效提高制导的精度，有效验证GPS和INS组合制导方案可行性。
文档编号G05B17/02GK102620605SQ20121009370
公开日2012年8月1日 申请日期2012年3月31日 优先权日2012年3月31日
发明者宋韬, 林德福, 王伟, 王嘉鑫, 王江, 王辉, 罗艳伟, 范军芳, 袁亦方 申请人:林德福