劉百奇 劉建設(shè) 呂 艷

1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京100076 2. 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100076

星光修正慣性導(dǎo)航技術(shù)是一種利用星光定姿信息修正慣性導(dǎo)航累積誤差的導(dǎo)航技術(shù)，可提高飛行器的導(dǎo)航精度。為驗(yàn)證星光修正慣性導(dǎo)航的能力，需要進(jìn)行多種工況實(shí)驗(yàn)分析驗(yàn)證。然而實(shí)際的飛行實(shí)驗(yàn)成本高、可重復(fù)性差、數(shù)據(jù)采集周期長(zhǎng)，不適合初期的實(shí)驗(yàn)研究。半實(shí)物仿真將物理仿真與數(shù)學(xué)模型結(jié)合起來(lái)，可以降低實(shí)驗(yàn)成本，節(jié)約時(shí)間，同時(shí)具有接近真實(shí)實(shí)驗(yàn)的驗(yàn)證效果，是一種良好的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證手段。因此，國(guó)內(nèi)外針對(duì)半實(shí)物仿真做了大量研究。

美國(guó)NASA在飛行器編隊(duì)飛行導(dǎo)航的問(wèn)題上采用了半實(shí)物仿真的驗(yàn)證方法[1-2]。國(guó)內(nèi)，李濤等人提出了一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的半實(shí)物仿真方案，對(duì)傳遞對(duì)準(zhǔn)進(jìn)行了半實(shí)物仿真[3]。范世鵬等人以及單家元等分別對(duì)激光制導(dǎo)武器的半實(shí)物仿真系統(tǒng)做了分析與設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)[4]，并應(yīng)用在了某型導(dǎo)彈的半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)中[5]。陳志等人針對(duì)某導(dǎo)彈的半實(shí)物仿真測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行了微型化、通用化的研究[6]。張翔等人提出了一種用于導(dǎo)彈批驗(yàn)收的半實(shí)物仿真方法[7]。全偉等人研究了小視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航,提出了一種SINS/CNS組合導(dǎo)航的半實(shí)物仿真系統(tǒng)，并進(jìn)行了初步的實(shí)驗(yàn)研究[8]，徐帆等人在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步開展了SINS/CNS/GPS組合導(dǎo)航的半實(shí)物仿真研究[9]。

本文針對(duì)快速發(fā)射固體運(yùn)載火箭采用大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的需求，設(shè)計(jì)了一種高精度、實(shí)時(shí)性強(qiáng)的星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)。應(yīng)用該系統(tǒng)可以方便地進(jìn)行算法調(diào)試和系統(tǒng)性能測(cè)試。這對(duì)于加快星光修正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的研發(fā)速度、提高效率及降低成本具有一定的工程實(shí)踐意義。

1 總體方案

大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航的基本原理是利用大視場(chǎng)星敏感器確定載體姿態(tài)，并以此精確姿態(tài)作為量測(cè)信息修正慣導(dǎo)誤差。其半實(shí)物仿真系統(tǒng)主要由軌跡發(fā)生器子系統(tǒng)、高精度星圖模擬子系統(tǒng)、恒星敏感器集成定姿子系統(tǒng)、捷聯(lián)慣性導(dǎo)航子系統(tǒng)和星光修正慣性組合導(dǎo)航子系統(tǒng)組成。星光修正慣性導(dǎo)航采用全捷聯(lián)模式，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、尺寸小、重量輕、成本低、可靠性高和光軸調(diào)校精度高等特點(diǎn)，整體方案如圖1所示。

圖1 大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航總體方案

軌跡發(fā)生器模擬載體運(yùn)動(dòng)信息，結(jié)合設(shè)定的星敏感器安裝矩陣，產(chǎn)生星敏感器光軸指向信息，傳輸給星圖模擬子系統(tǒng)。星圖模擬子系統(tǒng)根據(jù)光軸指向，結(jié)合基本星表，通過(guò)高精度的星圖模擬程序，生成對(duì)應(yīng)于光軸指向的星圖；再經(jīng)過(guò)平行光管的作用，使得最終輸出的星圖為平行光，便于星敏感器鏡頭觀測(cè)星圖。星敏感器鏡頭拍攝到星圖，經(jīng)過(guò)去噪、畸變校正和質(zhì)心提取等過(guò)程獲得清晰的星點(diǎn)，再使用三角形匹配識(shí)別算法識(shí)別出最佳導(dǎo)航星；進(jìn)一步，星敏感器集成定姿子系統(tǒng)將計(jì)算出當(dāng)前的姿態(tài)信息，通過(guò)422串口通信的方式傳輸?shù)浇M合導(dǎo)航專用計(jì)算機(jī)中。與此同時(shí)，慣性測(cè)量單元(IMU)敏感到地球自轉(zhuǎn)角速度。將IMU輸出的真實(shí)數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)平滑等處理后減去地球自轉(zhuǎn)角速度這一常值就可以得出IMU的真實(shí)器件誤差信息。將該誤差與軌跡發(fā)生器生成的標(biāo)稱陀螺儀、加速度數(shù)據(jù)相加就可以模擬飛行中的陀螺儀和加速度計(jì)數(shù)據(jù)，并通過(guò)串口通信的方式輸送到組合導(dǎo)航專用計(jì)算機(jī)中。慣性器件測(cè)量數(shù)據(jù)即陀螺儀測(cè)得角速率和加速度計(jì)測(cè)得的加速度數(shù)據(jù)，結(jié)合星敏感器集成定姿子系統(tǒng)提供的姿態(tài)信息，使用先進(jìn)濾波算法進(jìn)行組合導(dǎo)航和星光修正慣性導(dǎo)航誤差的操作。

利用該系統(tǒng)可以有效地實(shí)現(xiàn)星光修正慣性導(dǎo)航技術(shù)的半實(shí)物仿真，為分析算法性能和系統(tǒng)功能提供了經(jīng)濟(jì)實(shí)用的實(shí)驗(yàn)方法。

2 系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)由硬件部分和軟件部分組成，在設(shè)計(jì)中本著經(jīng)濟(jì)、可操作性強(qiáng)、模擬程度高及可移植性好等原則和硬件模塊化、軟件流程一體化設(shè)計(jì)了該系統(tǒng)。

2.1 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

半實(shí)物仿真系統(tǒng)的硬件部分主要包括軌跡發(fā)生器計(jì)算機(jī)、星圖模擬計(jì)算機(jī)、高精度星圖模擬儀、星敏感器(含集成定姿系統(tǒng)，下同)、IMU和組合導(dǎo)航專用計(jì)算機(jī)。其中，軌跡發(fā)生器可以在實(shí)驗(yàn)前生成模擬軌跡數(shù)據(jù)存儲(chǔ)到星圖模擬計(jì)算機(jī)和組合導(dǎo)航計(jì)算機(jī)等需要的設(shè)備中，以便于節(jié)省一臺(tái)計(jì)算機(jī)，降低成本、提高效率。從信息的流向看，可以將硬件系統(tǒng)分為姿態(tài)信息獲取與傳遞通道和慣性信息測(cè)量與傳遞通道。通過(guò)軟件同步方式同步各部件信息。

2.1.1 姿態(tài)信息的獲取與傳遞通路

姿態(tài)信息的獲取與傳遞通路包括軌跡發(fā)生器、星圖模擬計(jì)算機(jī)、星圖模擬儀和星敏感器等部件。星圖模擬計(jì)算機(jī)根據(jù)軌跡發(fā)生器提供的運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)產(chǎn)生星圖信息，而星圖模擬儀將圖像信息轉(zhuǎn)化為平行光，它們之間通過(guò)VGA視頻線實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)傳遞。星圖模擬儀與星敏感器之間信息傳遞的載體是光信號(hào)：星圖模擬儀發(fā)出平行光，星敏感器敏感平行光。星敏感器產(chǎn)生的姿態(tài)信息通過(guò)串口通信數(shù)據(jù)線傳輸?shù)浇M合導(dǎo)航專用計(jì)算機(jī)。

2.1.2 慣性信息測(cè)量通路

慣性信息測(cè)量通路包括IMU、軌跡發(fā)生器等。軌跡發(fā)生器生成的陀螺儀數(shù)據(jù)和加速度計(jì)數(shù)據(jù)通過(guò)串口傳輸?shù)浇M合導(dǎo)航專用計(jì)算機(jī)中；如果沒用專用的軌跡發(fā)生器計(jì)算機(jī)，可以將軌跡發(fā)生器的數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在組合導(dǎo)航計(jì)算機(jī)中。IMU有專用的航空接頭與組合導(dǎo)航計(jì)算機(jī)連接。

2.2 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

2.2.1 軟件設(shè)計(jì)方案

軟件是整個(gè)系統(tǒng)的核心，合理的軟件設(shè)計(jì)可以降低對(duì)硬件的要求，提高系統(tǒng)運(yùn)行效率。軟件設(shè)計(jì)要從實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)功能出發(fā)。星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)的整體功能框圖如圖2所示。

圖2 星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)功能實(shí)現(xiàn)框圖

星光修正慣性組合導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)功能具體實(shí)現(xiàn)為初始化軌跡發(fā)生器參數(shù)，根據(jù)軌跡參數(shù)生成各子系統(tǒng)標(biāo)稱軌跡數(shù)據(jù)。一方面，標(biāo)稱軌跡數(shù)據(jù)結(jié)合星敏感器安裝矩陣可以計(jì)算出星敏感器光軸的指向信息。星敏感器光軸指向信息傳遞到星圖模擬子系統(tǒng)，根據(jù)星表和星歷產(chǎn)生特定視場(chǎng)的模擬星圖圖像。星敏感器集成定姿系統(tǒng)處理拍攝到的星圖，并進(jìn)行星圖匹配識(shí)別進(jìn)而得出姿態(tài)信息。另一方面，接收實(shí)時(shí)的IMU輸出數(shù)據(jù)，去除靜態(tài)IMU的標(biāo)稱輸出值后疊加到軌跡發(fā)生器生成的標(biāo)稱數(shù)據(jù)上，將其作為具有真實(shí)誤差特性的慣性器件輸出數(shù)據(jù)，通過(guò)捷聯(lián)解算求解出速度、位置和姿態(tài)。

建立ESP師資團(tuán)隊(duì)還可以從教師入口和鼓勵(lì)團(tuán)隊(duì)合作入手。在引進(jìn)新教師時(shí)有側(cè)重地傾向選擇專業(yè)背景多元的外語(yǔ)人才，有助于實(shí)現(xiàn)外語(yǔ)教師的專業(yè)多元化。二是鼓勵(lì)專業(yè)教師與英語(yǔ)教師合作教學(xué)，與專業(yè)教師一起共同探索某一個(gè)領(lǐng)域的語(yǔ)篇結(jié)構(gòu)和修辭手法，共同構(gòu)建一門專業(yè)英語(yǔ)課程。

星光修正慣性組合導(dǎo)航計(jì)算機(jī)接收慣性、星光導(dǎo)航子系統(tǒng)的輸出數(shù)據(jù)，根據(jù)組合邏輯對(duì)信號(hào)進(jìn)行時(shí)間同步預(yù)處理，并完成組合濾波以及星光修正慣性導(dǎo)航誤差。

2.2.2 軟件編寫流程

為實(shí)現(xiàn)星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)功能，按照如圖3所示的流程編寫星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)的軟件部分。

圖3 星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真算法流程圖

程序初始化后判斷慣性器件數(shù)據(jù)是否可用，如果讀取到慣性器件數(shù)據(jù)則進(jìn)行下一步，否則等待讀取慣性器件數(shù)據(jù)。

讀取到正確的慣性器件誤差后判斷系統(tǒng)當(dāng)前工作模式：純捷聯(lián)慣性導(dǎo)航模式下，將運(yùn)行捷聯(lián)慣性導(dǎo)航算法模塊進(jìn)行純捷聯(lián)慣性導(dǎo)航解算，得出姿態(tài)、速度和位置等信息，然后判斷是否滿足導(dǎo)航解算結(jié)束條件，如果滿足則結(jié)束，否則重復(fù)以上步驟；組合導(dǎo)航模式下將接收星敏感器輸出的姿態(tài)信息，運(yùn)行卡爾曼濾波程序和捷聯(lián)慣性導(dǎo)航程序進(jìn)行組合導(dǎo)航解算，并反饋校正慣性導(dǎo)航信息。

反饋校正后依次判斷平臺(tái)失準(zhǔn)角、陀螺漂移和加速度計(jì)零偏估計(jì)情況，根據(jù)狀態(tài)量的估計(jì)情況判斷是否修正其引起的導(dǎo)航累積誤差。

2.3 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)

根據(jù)系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)思想及各部分軟硬件構(gòu)成，星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)如圖4所示。

圖4 星光修正慣性導(dǎo)航技術(shù)半實(shí)物仿真系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)圖

計(jì)算機(jī)A是軌跡發(fā)生器，利用軌跡發(fā)生器軟件模擬飛行軌跡數(shù)據(jù)，為星光修正慣性組合導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)提供統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)軌跡數(shù)據(jù)。

設(shè)備B是高精度的星圖模擬子系統(tǒng)，根據(jù)軌跡發(fā)生器數(shù)據(jù)和星敏感器安裝矩陣生成飛行過(guò)程中恒星敏感器觀測(cè)到的星圖，并通過(guò)平行光管等器件產(chǎn)生平行光輸出。星圖模擬子系統(tǒng)是一種為測(cè)試星敏感器功能和驗(yàn)證星圖識(shí)別算法性能，提供仿真星圖數(shù)據(jù)的仿真系統(tǒng)，主要包括星圖模擬計(jì)算機(jī)、分頻器、顯示設(shè)備、光源系統(tǒng)、液晶顯示系統(tǒng)和平行光管6部分，其中星圖模擬計(jì)算機(jī)中裝有星圖模擬算法和基本星表。星圖模擬儀如圖5所示。

圖5 大視場(chǎng)星圖模擬儀

設(shè)備C是星敏感器集成定姿子系統(tǒng)，包絡(luò)星敏感器鏡頭和定姿處理計(jì)算機(jī)；它通過(guò)星敏感器觀測(cè)到導(dǎo)航星，經(jīng)過(guò)高精度的星圖處理和天文定姿技術(shù)得到精確的姿態(tài)信息。使用的星敏感器其視場(chǎng)大小為14°×14°，可以敏感6等及以上恒星,最高輸出頻率可達(dá)40Hz。

設(shè)備D是慣性導(dǎo)航子系統(tǒng)，根據(jù)軌跡發(fā)生器的數(shù)據(jù)和慣性測(cè)量單元(IMU)的信息進(jìn)行捷聯(lián)慣性導(dǎo)航解算，得到初步的導(dǎo)航信息。所用的IMU陀螺儀漂移為0.05(°)/h，加速度計(jì)為20ug，數(shù)據(jù)輸出頻率為100Hz,如圖6所示。

圖6 IMU

計(jì)算機(jī)E是星光修正慣性組合導(dǎo)航子系統(tǒng)，它接受來(lái)自集成定姿子系統(tǒng)的姿態(tài)信息和慣性導(dǎo)航系統(tǒng)提供的導(dǎo)航信息進(jìn)行組合導(dǎo)航解算并完成星光修正慣性導(dǎo)航累積誤差的工作。圖7是E上搭載的星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真軟件。

圖7 星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真軟件

3 半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)與分析

基于圖8所示的大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)進(jìn)行了半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)，從純捷聯(lián)慣性導(dǎo)航與星光修正慣性導(dǎo)航誤差比較的角度驗(yàn)證了系統(tǒng)性能，并分析了陀螺漂移大小和星敏感器定姿精度對(duì)星光修正慣性導(dǎo)航誤差的影響。圖8是搭建的半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)實(shí)物圖。

圖8 大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)

基于本文設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)，開展了大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)方法的驗(yàn)證。在驗(yàn)證大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航姿態(tài)誤差方法的同時(shí)，也驗(yàn)證了利用狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣修正主動(dòng)段慣導(dǎo)累積的位置和速度誤差的方法。

3.1 系統(tǒng)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)條件

半實(shí)物仿真系統(tǒng)性能驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)條件如表1所示。

表1 半實(shí)物仿真系統(tǒng)性能驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)條件

3.2 驗(yàn)證的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣修正方法

(1)

3.3 系統(tǒng)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

通過(guò)半實(shí)物仿真系統(tǒng)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，大視場(chǎng)星光修正慣性系統(tǒng)姿態(tài)誤差、速度誤差和位置誤差的結(jié)果如圖9～11。

圖9 大視場(chǎng)星光修正慣性系統(tǒng)姿態(tài)誤差結(jié)果

圖10 大視場(chǎng)星光修正慣性系統(tǒng)速度誤差結(jié)果

圖11 大視場(chǎng)星光修正慣性系統(tǒng)位置誤差結(jié)果

表2～4給出了大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)的統(tǒng)計(jì)結(jié)果。

表2 大視場(chǎng)星光修正慣性系統(tǒng)姿態(tài)誤差結(jié)果統(tǒng)計(jì)表

表3 大視場(chǎng)星光修正慣性系統(tǒng)速度誤差結(jié)果統(tǒng)計(jì)表

表4 大視場(chǎng)星光修正慣性系統(tǒng)位置誤差結(jié)果統(tǒng)計(jì)表

根據(jù)以上半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，大視場(chǎng)星光可以有效降低慣性導(dǎo)航累積的誤差。星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)的結(jié)果符合預(yù)期，滿足設(shè)計(jì)要求，能夠?yàn)樾枪庑拚龖T性導(dǎo)航技術(shù)的驗(yàn)證與進(jìn)一步工程應(yīng)用研究奠定基礎(chǔ)。

4 結(jié)論

大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)的成功搭建，為在室內(nèi)研究大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航性能提供了更加貼近實(shí)際情況的驗(yàn)證手段。本系統(tǒng)在搭建時(shí)充分考慮了實(shí)際器件的誤差特性，采用真實(shí)星敏感器和IMU采集器件誤差數(shù)據(jù)，提高了系統(tǒng)仿真程度。

實(shí)驗(yàn)證明，所設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)能夠有效進(jìn)行大視場(chǎng)星光修正慣性導(dǎo)航的半實(shí)物仿真研究。該半實(shí)物仿真系統(tǒng)在軟件上可以設(shè)定不同的陀螺漂移、加速度計(jì)零偏和星敏感器等器件誤差和濾波周期等算法參數(shù)，可以有效分析上述參數(shù)對(duì)星光修正慣性導(dǎo)航技術(shù)的影響。所設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)經(jīng)濟(jì)實(shí)用、仿真精度高，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)可以為實(shí)際工程應(yīng)用提供先行驗(yàn)證，有利于加快星光修正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的研發(fā)速度，提高效率。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] Williamson W, Rios T, Speyer J L. Carrier Phase Differential GPS/INS Positioning for Formation Flight[C]. Proceedings of 1999 IEEE American Control Conference, 1999, 5: 3665-3670.

[2] Hunt C, Smith C, Hart R, et al. Development of a Crosslink Channel Simulator[C]. Proceedings of 2004 IEEE Aerospace Conference, 2004, 2: 1322-1328.

[3] 李濤, 李興瑋. 一種新的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)半實(shí)物仿真方案[J]. 計(jì)算機(jī)仿真, 2005, 22(1): 55-57. (Li Tao, Li Xingwei. A New Hardware-in-the-loop Simulation Scheme of Inertial Navigation System[J]. Computer Simulation, 2005, 22(1):55-57.)

[4] 范世鵬, 林德福, 路宇龍, 等. 激光制導(dǎo)武器半實(shí)物仿真系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[J]. 紅外與激光工程, 2014, 43(2): 394-397. (Fan Shipeng, Lin Defu, Lu Yulong et al. Design and Achievement of Hardware-in-the-loop Simulation System for Guided Shell Based on Laser Semi-Active Seeker[J]. Infrared and Laser Engineering, 2014, 43(2): 394-397.)

[5] 單家元, 劉藻珍, 李鐘武, 等. 激光制導(dǎo)武器半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)[J]. 計(jì)算機(jī)仿真, 2002, 19(2): 15-17. (Shan Jiayuan, Liu Zaozhen, Li Zhongwu, et al. The Hardware-in-the-loop Simulation System for The Guidance System Laser Guided Weapon[J]. Computer Simulation, 2002, 19(2): 15-17.)

[6] 陳志, 何玉珠. 某導(dǎo)彈半實(shí)物仿真測(cè)試系統(tǒng)微型化的研究[J]. 電子測(cè)量技術(shù), 2014 (2): 13-16. (Chen Zhi, He Yuzhu. The Micronizing Research of Hardware-in-the-loop Simulation for a Missile Test System[J]. Electronic Measurement Technology, 2014 (2): 13-16.)

[7] 張翔, 劉滿國(guó), 王洋, 等. 基于半實(shí)物仿真的導(dǎo)彈批驗(yàn)收實(shí)驗(yàn)方法[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 44(2): 257-261. (Zhang Xiang, Liu Manguo, Wang Yang. Method for Missile Batch Acceptance Based on Hardware-in-the-loop Simulation[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2012, 44(2): 257-261.)

[8] 全偉, 房建成. SINS/CNS 組合導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)及其實(shí)驗(yàn)研究[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2007, 19(15): 3414-3418. (Quan Wei, Fang Jiancheng. Realization and Experimental Reserch for Hybrid Simulation System of SINS/CNS Integrated Navigation[J]. Journal of System Simulation, 2007, 19(15): 3414-3418.)

[9] 徐帆, 房建成, 全偉. SINS/CNS/GPS 組合導(dǎo)航系統(tǒng)半實(shí)物仿真研究[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2008, 20(2): 332-335. (Xu Fan, Fang Jiancheng, Quan Wei. Hardware-in-the-loop Simulation of SINS/CNS/GPS Integrated Navigation System[J]. Journal of System Simulation, 2008, 20(2): 332-335.)