تحليل دقت ناوبري تلفيقي INS/GNSS در مسير مستقيم و با سرعت ثابت براي كاربرد رادار دهانه مصنوعي هواپايه

Accuracy Analysis of INS/GNSS Integrated Navigation on a Straight Path with Constant Velocity for Airborne Synthetic Aperture Radar Application

تعيين موقعيت آنتن در سامانه‌هاي رادار دهانه مصنوعي بسيار حائز اهميت است و لازم است در طراحي زيرسامانه‌ ناوبري آن، منابع مختلف خطا و نقش آنها در دقت نتايج ناوبري مورد توجه قرار گيرد. با توجه به رفتار خطاهاي ناوبري اينرسي و ناوبري ماهواره‌اي، تلفيق داده حسگرهاي اينرسي با سامانه‌‌هاي موقعيت‌يابي ماهواره‌اي، روشي متداول براي دست‌يابي به نتايج ناوبري با دقت بالا است. با اين وجود، ملاحظات رادار دهانه مصنوعي استفاده از نتايج ناوبري تلفيقي را در بازه تصويربرداري با مشكل مواجه مي‌كند. بنابراين، در بازه تصويربرداري فقط از نتايج ناوبري اينرسي استفاده مي‌شود و نتايج ناوبري تلفيقي تنها به عنوان شرايط اوليه براي آن در نظر گرفته مي‌شود. تخمين دقت اين شرايط اوليه و پيش‌بيني رشد خطاي ناوبري اينرسي ناشي از آن، در اين مقاله مورد بررسي قرار گرفته است. با توجه به اين‌كه فيلتر كالمن توسعه يافته پركاربردترين ابزار براي تلفيق حسگرهاي اينرسي و داده‌هاي ماهواره است، درايه‌هاي ماتريس كوواريانس حالت آن بيانگر دقت نتايج ناوبري تلفيقي خواهد بود. در اين پژوهش براي سناريوي پروازي رادار دهانه مصنوعي كه مسير نامي آن يك مسير مستقيم با سرعت ثابت است، ماتريس كوواريانس حالت در شرايط پايا و نيز بعد از قطع شدن داده ماهواره به‌صورت تحليلي محاسبه و درستي آن به كمك شبيه‌سازي بررسي شده است. به طور مشخص دقت تخمين موقعيت، سرعت و زواياي جهت‌گيري آنتن بر حسب سطح نويز حسگرهاي اينرسي و داده‌هاي ماهواره محاسبه شده است. نتايج به‌دست آمده در اين پژوهش مي‌تواند در طراحي و يا انتخاب سامانه ناوبري مناسب براي كاربرد رادار دهانه مصنوعي مورد استفاده قرار گيرد.

Antenna positioning is very important in synthetic aperture radar systems and it is necessary in the design of a navigation subsystem to account for different sources of error and their effects on the accuracy of navigation results. According to the error behavior of inertial and satellite navigation systems, integration of inertial sensors with satellite positioning systems is a common method to achieve high accuracy navigation results. However, synthetic aperture radar considerations, lead to some problems in the utilization of integrated navigation results in the imaging period. Therefore, only the inertial navigation results are used in the imaging period, and integrated navigation results are used just as the initial conditions for the algorithm. This paper studies the estimation of these initial conditions and predicts the navigation error growth caused by them. Since the extended Kalman filter is the most common tool for the integration of inertial sensors and satellite data, the elements of the corresponding state covariance matrix represent the accuracy of integrated navigation results. In this study for a synthetic aperture radar flight scenario, in which the nominal path is a straight path with a constant velocity, the state covariance matrix is calculated analytically both in the steady-state conditions and after the GNSS data outage. These analytical results are verified with simulations. Specifically, the estimation accuracy of antenna position, velocity and attitude are calculated with respect to the noise level of inertial sensors and GNSS data. Results can be used in the design and/or selection of a proper navigation system in synthetic aperture radar applications.