作者：吴德伟
出版社：电子工业出版社
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导航原理试读：
前言
导航是对运行体导引与控制的一项科学技术，作为一门应用性学科伴随着科技的发展而不断进步。初期使用目视推算和天文观测等方法，出现了磁罗盘、陀螺罗盘、天文六分仪、计程仪和计时器等导航装置。无线电技术的发明对导航技术产生了划时代的影响，20世纪20年代出现了无线电罗盘和高度表等导航设备。第二次世界大战前后，由于民用航空与军用航空发展需要，无线电导航迅速发展，仪表着陆系统、精密进场雷达、罗兰A、台卡、伏尔、塔康、罗兰C和奥米伽等无线电导航系统相继问世，1964年开始建成了子午仪卫星导航系统，此后相继建成了GPS、GLLONASS、BDS等卫星导航系统。人类活动范围的不断扩展带来了对导航技术的巨大需求，各种新型导航体制不断出现，从卫星导航系统，到新一代地形辅助、天文导航等自主导航系统，再到全源导航、生物导航、认知导航、量子导航等，导航的水平能力显著提高，不仅改善了运行体航行保障功能，也为武器平台精确定位和制导系统的精确打击创造了条件。
技术的发展催生理论的形成。虽然导航是基于电、光、力、磁、声等各种物理基础的应用性技术，但它仍然伴随着科技的进步在不断延伸和完善，特别是向着多传感器组合、多信息融合、自主决策控制一体化方向进步，具有了很强的多学科交叉运用的特性，使得导航在探测传感、航迹规划、制导控制等方面逐步形成了一套特有的方法理论体系，亟待专业人员总结凝练、系统完善。本书的出版正是适应这一实际需求，力图为导航理论体系的构建尽己之力。
目前，已经公开出版了一些导航原理与系统的教材与读物，但笔者认为大多数原理性的书籍都只是在介绍导航系统的原理，缺乏方法论上的概括提升，没有全面、深入阐述导航的基本理论。而本书力图从大导航的理念出发，结合信息控制技术发展，从导航依托的各种物理基础着眼，全面阐述导航的基本理论与方法，并将导航信息的使用纳入导航原理知识体系，适应现代信息与控制学科交叉发展的实际要求，更加完整地构建起导航工程专业人才的专业理论基础。本教材内容是在编著者将导航原理与导航系统教学内容分开的基础上构建的，这在国内尚属首次。
全书共9章。第1章是绪论，介绍了导航的基本概念、名词术语、发展与运用历史；第2章与第3章是导航原理学习的数学基础与物理基础；第4章至第7章介绍了导航的测角、测距、测速、定位原理，是本书的核心内容；第8章介绍的是多源组合导航原理；第9章介绍了运行体的控制实现。本书的撰写采取的是分工主笔、合作研讨、共同确定的方式，注重发挥了集体智慧的作用。其中，吴德伟教授提出了全书的编写纲目并主笔了第1章、第3章、第4章，陈树新教授主笔了第2章、附录并编写了第6章、第8章部分内容，卢虎副教授主笔了第5章、第6章、第8章，胡奕明副教授主笔了第9章并编写了第3章、第4章部分内容，代传金讲师主笔了第7章并编写了第9章部分内容，吴德伟、陈树新教授完成了全书的统编定稿工作。在编撰过程中，中国工程院费爱国院士、北京航空航天大学黄智刚教授审阅了书稿，给予了热情的指导和帮助，提出了许多宝贵的意见和建议，在此编写组成员深表感激和谢意！本书的编写还得到杨春燕副教授、戚君宜副教授、张辉副教授以及空军工程大学信息与导航学院相关同志的大力支持与帮助，在此一并致谢！
受作者能力与水平的限制，本书所提供的导航理论知识，可能无法满足各类读者对导航理论基础全面认识的需求，内容编排方式可能更适合于大专院校导航专业教学及导航专业技术人员的学习，当然也力求照顾到便于非专业人员参考使用。本书在撰写过程中参考了大量的文献资料，谨向文献资料的作者表示最诚挚的谢意。书中有部分内容源自作者承担的国家自然科学基金（61273048，61174194）研究成果。
本书是陕西省精品课程“导航原理”的主用教材，该教材配套的教学辅助资料包括：供教师使用的“导航原理课程电子教案”，供实践教学使用的“导航原理实验讲义”，供课后学习和辅导使用的“导航原理习题集”和“导航原理习题解答”。欢迎各位老师及读者通过以下方式与我们联系：
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对书中的错误与疏漏之处，敬请读者不吝批评指正。
编著者
2014年11月第1章 绪论
导航是基于各种物理基础实现的技术。导航的发展史映射着科学技术的进步史。在导航的发展历程中，尤以惯性导航、无线电导航和天文导航的发展最为醒目，其他如地形辅助导航、地磁导航、重力导航、视觉导航以及生物导航等也表现出勃勃生机，展现了导航在人类历史进程中的重要作用。
本章引入了导航的定义、对象、任务以及导航的参量等基本概念和常用术语，对位置线、位置面及其应用进行了描述，给出了导航的发展与运用情况，是导航原理知识学习的基本内容。1.1 导航的概念1.1.1 定义
1.导航
导航就是引导航行，其确切的定义就是引导运行体安全航行的过程。
导航的基本目的是解决运行体“身在何处?取向哪里?”的问题，强调的是对继续运动的指引。导航之所以定义为一个过程，是因为它贯穿运行体行动始终，遍历各个阶段，直至确保运行达成目的。应当说，大部分运行体都是由人来操纵的，而对那些无人驾驶的运行体来说，控制是由仪器或设备完成的，这时的导航就成为了制导。
近年来，人们常提到定位一词，甚至将导航与定位并列提出。就导航而言，定位所获得的位置坐标是一种导航参量，也就是说定位是导航的一种方式。因而在导航中，定位与导航测角、测距一样属于导航的技术之一。
2.航行轨迹（1）航迹
运行体航行的实际轨迹在水平面（或铅垂面）内的投影称为航迹。这种定义适用于近地空间的导航，而在深空导航情况下运行体航迹需要用三维坐标系下的实际航迹来描述。（2）航线
航线指的是给运行体预定的航行路线在水平面（或铅垂面）内的投影。同样，该定义适用于近地空间的导航，在深空导航情况下则要用三维坐标系下的导航点连线来描述航线。
预定航线通常由连接两个相邻航路点之间的线段构成，在地球表面及一定高度范围内，这些线段都是绕地球的一条圆弧线，称之为大圆航线。沿大圆航线飞行是最短距离飞行，是最常用的航线形式。1.1.2 对象
运行体是导航服务的运动物体的统称。一般来说无轨运行体是导航服务的主要对象。运行体按其活动范围可分为五大类：（1）舰艇或水面及水下运行体
这类运行体的主要活动环境是水中，如各类水面上的舰船和专用漂浮工具，水下潜艇及其他专用下潜运载工具等水中运行体。（2）车辆或陆上运行体
这类运行体的主要活动环境是陆地表面，如各类人员、车辆和坦克等陆上运行体。（3）航空器或航空飞行器
这类运行体的主要活动范围是在高度20km以下的近地空间，如各类飞机、巡航导弹、飞艇、浮空气球等航空飞行器。（4）临近空间飞行器
这类运行体的主要活动范围高度在20～100km的所谓临近空间，有静浮力的飞艇、低速的太阳能无人飞行器、超高声速无人飞行器等。（5）航天器或宇航运行体
这类运行体活动范围的高度可达100km以上的太空空间，如宇宙飞船、航天飞机、深空探测器等宇航运载工具。1.1.3 任务
前面提到过，导航的基本目的是解决运行体“身在何处?取向哪里?”的问题，也就是解决定位和确定朝向的问题，并且是在三维空间的位置和方向。因此，可以说导航的任务就是要为用户提供符合要求的导航参量，实现运行体位置确定、方向控制、协同配合、起降引导、授时同步等。1.2 导航的参量
导航参量的类型主要分为位置、角度、距离、速度四种。其中，角度和距离属于几何参量。1.2.1 时空参量
时空参量是指运行体在某一确知时刻所处的实际位置坐标，它是用时间和空间坐标参量的数组来表达的，可见它包含时间和位置坐标两类参考量。
1.时间
时间的度量单位来源于地球自转和公转。通常把地球自转一周的时间称为一日，公转一周的时间称为一年。一日分为24小时，1小时分为60分，1分分为60秒，秒还可分为毫秒、微秒、毫微秒。一日的起计时刻称为子夜零点零分零秒，按24小时进行循环。由于地球自转和公转同时进行，其周期虽然比较稳定，但也不是绝对不变，因此引出各种时间概念。（1）地方时
由于地球自转和公转，所以不同地方的子夜时刻是不同的，地球每一区域有一地方时。一个国家或地区的地方时通常是以其首都或中心城市的地方时作为基准，如中国的北京时。（2）世界时（或格林时GMT）
零度经度线的地方时称为世界时，又叫格林时（GMT），世界时作为世界通用的时间基准。（3）原子时（AT）
原子时是以原子秒作为秒单位的计时系统。一个原子秒等于9192631770个铯周期（即“铯133”谐振器的谐振周期），它和世界时的秒单位极接近，1972年1月1日起采用原子时作为计时之用，1958年1月1日零时零分零秒世界时和原子时相一致。当今作为原子时时间基准的计时系统统称原子钟，其典型的原子种有铯钟和铷钟，-13稳定度可达10量级。（4）协调世界时（UTC）
协调世界时简称为协调时，由于世界时与地球自转有关，地球自转速度的不均匀及变慢趋势导致世界时每年大约比原子时少1秒，原子时虽然非常稳定，但与世界时不能准确同步，因而国际天文学会和无线电资询委员会于1971年决定采用“协调世界时”，该时统用原子时的秒作为秒单位，利用“1整秒”的调整方法使协调时与世界时之差保持在±0.9秒之间（小于1秒）。协调工作由国际标准时间局在二月之前通知各国授时台，一般情况下，在每年6月30日或12月31日最后1秒进行。（5）系统时
某一个实用系统具体采用的（或规定的）统一时间基准称为该系统的系统时。一般来说，全球覆盖的系统要采用世界时或协调世界时，局部地域性的系统要采用地方时或专门为本系统设置的专用时间基准（或专用钟）。
2.位置表示
导航中运行体位置是用坐标参量来具体表示的。在实用导航系统中，为了使用方便，采用的坐标系也不一样，它们分别采用各自的坐标参量来标定位置，如在平面直角坐标系中采用（X，Y）值来表示位置；在空间直角坐标系中采用（X，Y，Z）值来表示位置；地理坐标系中采用经度、纬度、高度值来表示位置；在极坐标系中采用方位角和距离值来表示位置。1.2.2 角度参量
导航中常用的角度参量很多，例如，方位角、相对方位角、航向角、仰角、偏流角和姿态角等。
1.航向角
航向角由选定的基准方向顺时针转到运行体首向的夹角在水平面的投影来定量标度，也就是它表示运行体纵轴首端的水平指向，如图1.2.1所示。由于采用的基准方向不同，便引出了不同的航向概念。（1）真航向
以地球地轴北向为基准方向定义的航向称为真航向，图1.2.1中的β为飞机真航向，即真子午线（即地理经线）与运行体纵轴在水平面上的夹角为真航向角。真航向的0°、90°、180°、270°方向即为正北、正东、正南和正西。（2）磁航向
以地磁场确定的磁北向为基准方向定义的航向称为磁航向，图 1.2.1 中的β为飞机磁航向，即磁子午线（地球磁经线）与运行体纵m轴在水平面上的夹角。磁航向的N（0°）、E（90°）、S（180°）、W（270°）分别代表磁北、磁东、磁南和磁西。因为磁子午线与真子午线方向不一致而形成的磁偏角称为磁差，图中Δβ是磁北与真北间的磁偏差角。规定磁子午线北端与真子午线东侧磁差为正，在西侧为负。地球磁差随时间、地点不同而异。图1.2.1 航向角示意图
2.方位角
方位角就是由观测点（A或B）基准方向顺时针转到两点连线水平投影之间的夹角，是表示两点间（如A、B）相对位置方向的量，简称为方位。观测点不同或基准方向不同，便引出不同名称的方位来。在无线电导航中，通常A、B两点中的一点指的是导航台，另一点指的是运行体。（1）运行体真方位
由导航台（观测点）真北向为基准，顺时针转到导航台与运行体（目标）连线水平投影之间的夹角，称为运行体真方位（如飞机真方位，舰船真方位等），如图1.2.2中的θ。图1.2.2 各种方位角示意图（2）运行体磁方位
由导航台磁北向为基准，顺时针转到导航台与运行体连线水平投影之间的夹角，称为运行体磁方位，如图1.2.2中的θ。m（3）导航台真方位
由运行体真北向为基准，顺时针转到运行体与导航台连线水平投影之间的夹角，称为导航真方位，如图1.2.2中的φ。（4）导航台磁方位
由运行体磁北向为基准，顺时针转到运行体与导航台连线水平投影之间的夹角，称为导航台磁方位，如图1.2.2中的φ。m（5）相对方位
以指定的方向为基准方向顺时针转到运行体与导航台连线之间夹角水平投影称为相对方位，如图1.2.1中的β即为飞机与导航台之间e的相对方位，它以飞机轴线首向为基准，有时也叫导航台相对方位。
需要指出的是，除相对方位外，在没有特定说明的情况下，一般所说的航向或方位都是指磁航向或磁方位，这是因为磁北是惯用基准的缘故。
例1-1 已知某飞机航向角60°，导航台方位角240°，试计算导航台相对方位角和飞机方位角?并画图表示。
解：如图所示。
3.姿态角
飞行器的姿态角包括航向角、俯仰角和横滚角，用于表示飞行器的飞行姿态。其中，航向角的定义与前面相同，俯仰角和横滚角的定义如下：（1）俯仰角
俯仰角指的是飞行器绕横轴（机翼两端连线）水平转动时，飞行器纵轴（首尾连线）和水平面的夹角，记为θ。俯仰角从水平面算起，向上为正，向下为负，其定义域为-90°～+90°。（2）横滚角
横滚角是指飞行器纵轴对称平面与纵向铅垂平面之间的夹角，有时也称为倾斜角，记为γ。横滚角从铅垂平面算起，右倾为正，左倾为负，其定义域为-180°～+180°。
精确地测量飞机的姿态角，对于飞行器飞控系统控制飞行姿态，以及保证其他机载设备工作精确性等，都具有极其重要的意义。
4.偏流角
飞行器纵轴首端的水平指向与其质心水平运动方向间的夹角被称为偏流角。偏流角反映了飞行器因受外力作用而使其不能按首向运行的程度。1.2.3 距离参量
1.垂直距离（高度）（1）绝对高度
运行体重心到海平面的垂直距离称为该运行体（或目标）的绝对高度，如图1.2.3所示。图1.2.3 高度示意图（2）相对高度
运行体重心到某一指定参考平面（如机场跑道平面）的垂直距离称为该运行体的相对高度，如图1.2.3所示。（3）真实高度
运行体重心到实际地面的垂直距离称为真实高度，如图1.2.3所示。
2.斜距
不在同一高度层或同一铅垂线上的两点（如飞机到地面导航台）之间的距离称为斜距。通常空中运行体到地面导航台之间的距离均为斜距。
3.距离差
是指到两已知参考点（如两个地理位置精确已知的导航台）斜距的差值。1.2.4 速度参量
1.空速
在大气层中运动的运行体（如飞机），相对于周围无扰动空气的速度称为空速。
2.地速
运行体相对于地球表面（或水平面）的运动速度称为地速，其方向和航迹一致。
3.风速（或流速）
大气（或水流）的流动速度称为风速（或流速）。
4.航行速度三角形
在航行中，若空速矢量和风速矢量在地面的投影不重合（即存在非0°或非180°夹角），则对于一个运行体来说，空速、风速在地面的投影（或水平分量）与地速构成一个三角形，称为航行速度三角形，有时称其为导航三角形，如图 1.2.4 所示，其中空速与地速矢量间的夹角即为偏流角，它是由风速矢量影响造成的。导航中常利用这种三角形关系，由其中的已知量来导出未知量。图1.2.4 航行速度三角形1.3 位置线与位置面
几何导航参量保持定值的运行体的轨迹称之为位置线或位置面。1.3.1 等角位置线、位置面
1.直线位置线
在一个特定平面上（如导航台所在地或运行体所在地，或某一指定参考点所在地的水平面或垂直面）相对某一个基准方向线夹角恒定不变的线是一条射线，在这条线上的所有点相对基准线的方位保持不变，这条线称为直线位置线，如图1.3.1（a）所示。由此可见一切测角系统均可以提供直线位置线（或平面或圆椎位置面）。
2.平面位置面
在一个特定空间（如机场跑道中心线及其延长线附近空域、或某雷达有效探测空域等），保持和某一基准平面夹角恒定的面是一个平面，称为平面位置面（见图1.3.1（b））。
3.圆锥面位置面
在一个特定空间，保持和某一指定基准线角度值不变的点的轨迹是一个圆锥面，该面称为圆锥面位置面（见图1.3.1（c））。图1.3.1 等角位置线、面示意图1.3.2 等距位置线、位置面
1.圆位置线
在一个特定平面上和某一基准点保持距离相同等的点的轨迹是一个圆，该圆称为圆位置线（见图1.3.2（a））。可见一切测距系统均可以提供圆位置线（或球面或平行面或锥面位置面）。
2.圆球面位置面
在一个特定空间中，保持和某一指定参考点距离相等的点的轨迹是一个圆球面，该面称为圆球面（或球面）位置面（见图1.3.2（b））。
3.平行面位置面
在一个特定空间中，保持和某一指定平面（如机场跑道平面或海平面）距离相等的点的轨迹是一个平行面，该面称为平行面位置面（见图1.3.2（c））。
4.曲面位置面
在一个特定空间中，保持和某一个指定曲面基准面（如基准椭球面或大地水准面等）距离相等的点的轨迹是和基准曲面同曲率的曲面，该曲面称为曲面位置面，航空中的等绝对高度层就是这样的曲面位置面（见图1.3.2（d））。图1.3.2 等距位置线、面示意图1.3.3 等距差位置线、位置面
1.双曲线位置线
在一个特定平面上，保持和两个指定基准点A、B距离差相等的点的轨迹是以A、B为焦点的双曲线，该线称为双曲线位置线（见图1.3.3（a）），由此可见，一切测距差系统均可以提供双曲线位置线（或双曲面位置面）。
2.双曲面位置面
在一个特定的空间，保持和两个指定基准点A、B距离差相等的点的轨迹是以A、B两点为焦点的双曲面，该面称为双曲面位置面（见图1.3.3（b））。图1.3.3 等距差位置线、面示意图1.3.4 等距和位置线、位置面
1.椭圆位置线
在一个特点的平面上，保持和两个指定基准点A、B距离和相等的点的轨迹是以A、B两点为焦点的椭圆，该椭圆称为椭圆位置线（见图1.3.4（a））。可见，一切测距和系统均可以提供椭圆位置线（或椭圆位置面）。
2.椭球面位置面
在一个特定空间，保持和两个指定基准点A、B距离和相等的点的轨迹是以A、B为焦点的椭球面，该面称为椭球面位置面（见图1.3.4（b））。图1.3.4 等距和位置线、面示意图1.3.5 位置线典型应用
前面提到，实用无线电导航系统中，有的只提供一种类型的位置线，有的能同时提供两种类型的位置线。下面分四种情况来进行介绍：即纯直线位置线的应用、纯圆位置线的应用、纯双曲线位置线的应用、直线位置线与圆位置线的组合应用。这几种情况概括了国内外绝大多数典型导航系统。
1.直线位置线应用
直线位置线是一切测角系统提供的位置线，它在导航中主要有两方面应用：（1）在近程导航中保持定向航行
保持定向航行又分两种情况：第一种是保持沿航线航行，因为近程导航中的航线常常是以点源系统信标台为结点的多折线段（每一段近似为直线段）航线，所以保持航线航行，对于在每一段上来说就是保持沿直线位置线航行（见图1.3.5（a））：第二种情况是在飞机着陆引导（或进近）阶段，在这一阶段通常需要提供三个着陆进近参量，其中两个是角度参量。（2）在近程导航中定位
众所周知，两条直线相交才能产生确定的交点，即定位。这就要求在同一时刻测出两个不同的角度获得两条相交的直线位置线方能实现定位（见图1.3.5（b）），这种同时测两个角的定位方法又分两种情况：第一种是两个已知位置 A、B 的测角系统同时测得某运行体（如飞机）的方位角 θ，θ ，利用这两个角度在航图上作图便可求出交12点P的位置（见图1.3.5（b））；第二种是由运行体上的测角设备同时（或在短时间内分时）测得两个已知位置点 A、B 的信标台的方位角 φ、φ，再通过 φ、φ导出 θ、θ后作图求得。但是不管哪一种，121212它们必须利用两个已知位置的地面台，因而称其为双台定位，即利用直线位置线定位必须双台，单台是不行的。图1.3.5 直线位置线应用示意图
2.圆位置线的应用
圆位置线是一切测距系统提供的位置线，它也有两种应用情况：其一，是保持以某一特定参考点为圆心，进行圆周飞行；另一种是定位，即利用圆与圆相交的交点定位。众所周知，两个圆位置线相交通常是两个交点（除相切外），这称为定位双值性（或多值性），要想确定这两点中那一个是要定的目标位置还必须附加其他判定措施，如三圆相交求共同交点则是唯一的（在同一平面上）或进行位置粗估排除多值点。可见圆位置线定位有以下特点：其一，必须双台才能定位，但存在多值性；其二，消除双台定位多值性的途径是三台定位或其他判别措施（见图1.3.6）。图1.3.6 圆位置线定位
3.双曲线位置线的应用
双曲线位置线是由测距差系统提供的，在位置线介绍中已经知道，要获得一簇双曲线必须有两个台（通常称为一个台对），而要在一个平面上获得交点又必须有两簇双曲线，这两簇双曲线有两种获得方法：一是两个台对共四个台；二是两个台对共三个台，其中一个共用。三台或四台定位中的台站，都是一个不可分的台组，称为一个台链（见图1.3.7）。
另外，双曲线位置线相交通常也是有多值性的。不过，一般情况下它的多值性交点相距较远，易于判别。可见这种位置线定位至少要有三个台，且还存在多值性。
4.直线位置线与圆位置线组合应用
这两种位置线的组合不是一般组合，而是共用基准点的组合。前面已经提到，所谓直线位置线实际上是射线位置线，是有起点的方向线（即所测角的顶点），圆位置线是有共用圆心的，它们的组合是将射线起点和圆心共用的组合（见图1.3.8）。在这种组合条件下，它们必有交点，且是唯一的。它的特点是单台定位且无多值性。近程导航中的测距测角系统均采用这种组合位置线定位（如塔康、雷达、VOR/DME），这是极坐标定位系统的基础。图1.3.7 双曲线位置线定位图1.3.8 直线位置线和圆位置线组合定位
这种组合定位中，共用点“O”有两种情况：一是“O”点位置已知（见图1.3.8（a）），在“O”点测得两种位置线求交点P；另一种是“O”点位置是待求的，需要测得两种位置线，其交点P是已知位置点，由此导出“O”点位置（见图1.3.8（b））。1.4 导航的发展与运用
随着导航技术的发展，导航的作用得到了扩展，除了引导航行以外，还用于为运行体提供位置、时间、速度等多种信息。导航的进一步发展呈现“三化”趋势：一是系统化，从以往注重单系统性能向关注系统整体效能方向发展，从单一手段向多重手段方向发展；体系更加完整，能够满足各种导航定位要求；二是一体化，导航信息从仅服务于驾驶员向直接作用于运行体方向发展，导航与制导的界限越来越淡化，导航系统的作用不再限于保障作用，而是直接成为了受控系统的组成部分；三是综合化，如通信与导航综合，使一种系统同时具备通信、导航、识别多种功能；导航信息与其他信息融合，实现指挥自动化。
导航技术伴随着运行体的发展而不断进步。初期使用目视推算和天文观测等方法，出现了磁罗盘、陀螺罗盘、天文六分仪、计程仪和计时器等导航装置。无线电技术的发明对导航技术产生了划时代的影响。20世纪20年代出现了无线电罗盘和高度表等导航设备。第二次世界大战前后，由于民用航空与军用航空发展需要，无线电导航迅速发展，仪表着陆系统、精密进场雷达、罗兰A、台卡、伏尔、塔康、罗兰C和奥米伽等无线电导航系统相继问世，1964年开始建成了子午仪卫星导航系统，此后相继建成了GPS、GLLONASS、BDS等卫星导航系统。随着科学技术的不断进步，导航系统向着自主化、组合化方向发展，如惯性导航与卫星导航的组合等；导航体制不断更新，出现了卫星导航系统和新一代地形辅助、天文导航等自主导航系统。导航水平的提高，不仅改善了运行体航行保障功能，也为武器平台精确定位和武器系统的精确打击创造了条件。1.4.1 惯性导航
1687年，牛顿提出了经典力学定律和引力定律，奠定了惯性技术的基础。1765年，俄国欧拉院士出版《刚体绕定点转动的理论》，奠定了陀螺仪理论的基础。经典力学和刚体转动理论成为惯性导航技术的理论基石。此后，德国著名科学家耐伯格发明了带有稳定平台的陀螺仪模型，1852年傅科发现陀螺效应，首次使用了“gyroscope—转动+观察”这个名词，并发明了现代意义上的陀螺，为陀螺仪的实际应用奠定了技术基础。1939年，前苏联布尔佳科夫院士出版了陀螺仪实用理论的奠基性著作《陀螺仪实用理论》，由此奠定了陀螺仪应用于惯性导航技术的理论基础。而真正的惯性导航实现是在1953年，当时的美国麻省理工学院教授德雷伯将平台惯性导航系统安装到一架B-29远程轰炸机上，首次实现了横贯美国大陆的飞行，飞行时间长达10小时，证实了纯惯性导航在飞机上应用的技术可行性。
60年代开始，惯性导航系统（INS），简称惯导，首先是在航海（1958年，美国的“鹦鹉螺”号核潜艇率先装备了液浮陀螺平台惯性导航系统）然后是航空大量投入使用。从60年代初起，军舰开始大量装备惯导，经过不断改进，达到了可以几小时才校准一次而仍能保持一定的定位精度的水平。几乎所有美国的核潜艇和大型海军舰只都装上了惯导，不仅用来为舰只导航，而且对舰载导弹的位置、速度和方位进行初始化，还作为舰炮的垂直和方位基准，或为舰载飞机的惯导作初始对准。虽然机载惯性导航系统在50年代初便表演过，但直到60年代初才开始装备军用飞机。1968年以前，所有空用惯导都采用模拟计算机，再加上陀螺体积太大，因此只有少数飞机装备。70年代由于数字计算机的使用，加上越南战争的刺激，以及宽体飞机的发展，航空惯导开始大发展。使大型民航机和主要军用飞机都装上了惯导。当前空用平台式惯导平均故障间隔时间已超过600h，定位误差漂移率为0.5～1.5nmile/h（注：1nmile=1.852km），速度精度0.8m/s，准备时间8min左右。
80年代以前所用的惯性导航系统都是平台式的，它以陀螺为基础形成一个不随载体姿态和载体在地球上的位置而变动的稳定平台，保持着指向东、北、天三个方向的坐标系。固定在平台上的加速度计分别测量出在这三个方向上的载体加速度，将其对时间一次和二次积分，从而导出载体的速度和所经过的距离。载体的航向与姿态（俯仰和横滚）由陀螺及框架构成的稳定平台输出。加速度测量实际上是对力的测量，因为众所周知，按牛顿第二定律，力=质量×加速度。
惯性导航系统发展依靠两方面技术发展的支撑，一是新型惯性器件，二是新概念导航解算原理，其中惯性器件特别是陀螺技术的发展是关键。目前，航空惯性陀螺已从最初的液浮陀螺、挠性陀螺、静电陀螺等发展到激光陀螺和光纤陀螺。随着原子光学实验技术的进步，出现了一种全新的惯性测量传感器——原子陀螺仪，有望在新一代惯性导航技术中开辟全新的技术途径，在不使用卫星导航定位系统或其他外部辅助技术的情况下，就能实现误差低于每小时几米的导航精度。
惯性导航系统有许多优点：它不依赖于外界导航台和电波的传播，因此应用不受环境限制，包括海陆空天和水下；隐蔽性好，不可能被干扰，无法反利用，生存能力强；另外还可产生多种信息，包括载体的三维位置、三维速度与航向姿态。当然，惯性导航系统的缺点也是明显的，它的垂直定位信息不好，误差是发散的，不能单独使用。1.4.2 无线电导航
无线电导航主要是在20世纪发展起来的导航门类，特别是二战期间至今，由于军、民用的需求和电子技术的发展，无线电导航成为各种导航手段中应用最广、发展最快的一种，成为导航中的支柱门类。无线电导航是利用无线电波在均匀媒质和自由空间按直线和恒速传播两大特性实现的导航。
近一个世纪以来，先后诞生了几十种实用的无线电导航系统，至今在世界范围内得到广泛应用的就有十几种。如 20 年代投入使用的中波导航系统，40 年代研制的伏尔（VOR）系统、地美仪（DME）系统、罗兰A（Loran-A）导航系统、仪表着陆系统（ILS）、多普勒导航系统等，50年代开发的塔康（TACAN）系统、勒斯波恩（PCБН）系统、罗兰C（Loran-C）导航系统等，60 年代研制的奥米加（OMEGA）导航系统、子午仪（TRANSIT）卫星导航系统，70年代开始研制的导航星全球定位系统（NAVSTAR-GPS）及微波着陆系统（MLS）等，它们在军民用导航中都发挥了巨大的作用，有的早已成为国际民航组织的标准系统（如VOR、DME、ILS、MLS），有的作为了军用标准系统（如TACAN）。上述导航系统虽然有的已经被淘汰，但大部分都仍在继续得到应用。
当今无线电导航的发展，特别是星基无线电导航系统的发展，如美国研制的全球定位系统（GPS），由于它可以提供全球覆盖能力的高精度三维位置、三维速度、时间基准等参量，其应用范围远远超出传统的航空、航海导航范畴，深入到航天器导航、武器制导、天文授时、大地测绘、物矿勘探、车辆行驶引导等十分广泛的军民用领域。在军事应用中，飞机、舰艇、巡航武器和弹道武器、装甲车辆等离开了无线电导航几乎无法作战；民用航空航海运输离开了无线电导航也不能发挥其作用。总之，随着现代化的发展，无线电导航在军民用中的地位越来越重要。
无线电导航具有精度较高、不受气候限制、覆盖范围广等突出优点，但也存在依赖导航台配合、电波易受干扰和截获、生存能力较弱等实际问题。
纵观无线电导航的历史，可归结为下述几个方面的发展趋势：
① 应用范围越来越广，其作用和地位随着现代化的进程越来越重要。
② 系统功能增强，自动化程度、精度和可靠性不断提高。
③ 系统间组合应用，如不同无线电导航系统间的组合，无线电导航和非无线电导航系统之间的组合，尤其是卫星无线电导航系统GPS、GLONASS和惯导的组合具有无限的发展潜力，可使不同系统间取长补短，显著提高性能。
④ 无线电导航与通信的结合，实现通信导航识别（CNI）综合化。导航与电子地图参照，使导航定位引导自动化、直观化。
现今，无线电导航系统作为电子信息系统之一，正深入空天战场，浸透各种航空航天兵器，成为现代战争的行动向导，空天战场上的北极星。各种导航系统尽显神通，更迭交替，改进优化，组合并用，优势互补。导航技术如星转斗移，更新发展，飞速进步。导航战此起彼伏，波澜汹涌，尽显信息作战的神威。导航系统与C4ISR密切交融，战争巨人更加耳聪目明。1.4.3 天文导航
天文导航是以确知空间位置的自然天体为基准，通过天体测量仪器被动探测天体位置，经解算确定载体的位置信息。天文导航是一门既古老又年轻的技术，起源于航海，发展于航空，辉煌于航天。
天文导航系统（Celestial Navigation System，CNS）最早应用是在航海上，通过海上观测星体引导船舶航行。到了18世纪，随着航海六分仪、天文钟的研制成功以及等高度线的发现，天文导航成为一种常用的导航手段，但在船舶上仍普遍采用手持航海六分仪。二战期间，潜艇威力显著，探潜、反潜手段迅速发展，常规手持六分仪已不能满足潜艇的隐蔽性要求，迫切需要潜艇在水下进行测天定位，因此促使天文导航在潜艇上的应用得以发展。随着电子学与自动控制技术的快速进步，天文定位过程逐渐走向自动化，使其在水面舰只及潜艇上的应用更为广泛，并向航空航天发展。
虽然天文导航在导航定位方法中是比较古老的方法，但是天文导航的自主性决定了它的不可替代性，即便是在无线电导航系统高度发展、舰船定位的准确性和及时性都得到较好解决的今天，其导航地位依然不容动摇。在STCW 78/95公约中仍要求航海人员必须具有利用天体确定船位和判断最终获得船位精度的能力以及利用天体确定罗经差的能力。目前一些装备现代化的舰船也非常重视天文导航的应用，以GPS定位为值班系统，用天文定位为常备系统的趋势已在欧美兴起。俄罗斯“德尔塔”级弹道导弹核潜艇采用天文/惯导组合导航系统，定位精度为0.463km（0.25 nmile）；法国“胜利”级弹道导弹核潜艇上装有M92光电天文导航潜望镜；德国212型潜艇上也装备了具有天文导航功能的潜望镜。美国和俄罗斯的远洋测量船和航空母舰上也装备有天文导航系统。
天文导航系统由于受地面大气的影响较大，因而其应用平台更适合于包括导弹在内的各种高空、远程飞行器。目前，美国中远程轰炸机、大型运输机、高空侦察机等都装备有天文导航设备，俄罗斯的战略轰炸机上也都装有天文导航设备。国外早在20世纪50年代就采用天文/惯性组合导航系统，利用天文导航设备得到的精确位置和航向数据来校正惯性导航系统或进行初始对准，尤其适用于修正机动发射的远程导弹。美国在50年代开始研制弹载天文/惯性组合制导系统，早期在空一地弹“空中弩箭”和地地弹“娜伐霍”上得到应用，70年代在“三叉戟”I型水下远程弹道导弹中采用了天文/惯性组合制导系统，射程达7400km，命中精度为370m。90年代研制的“三叉联”II型弹道导弹的射程达11100km，命中精度为240m。前苏联在弹载天文/惯性制导系统方面的发展也很快，SS2N28导弹射程达7950km，命中精度为930m，SS2N218导弹射程达9200km，命中精度为370m，这两型导弹都采用了天文/惯性组合制导方式。上述弹载天文导航设备仍为小视场系统，采用“高度差法”导航原理，也只能作为惯导的校准设备，而不能作为一种独立的导航手段使用。近些年，由于基于星光折射的高精度自主水平基准的出现，使天文导航技术再度成为弹载导航系统研究的热点。
天基平台是天文导航技术的最佳应用环境，国外从20世纪80年代开始研制，以美、德、英、丹麦等国较为突出，至今己有多种产品在卫星、飞船、空间站上得到应用。20世纪中叶，载人航天技术极大地促进了天文导航技术在航天领域的发展，阿波罗登月和前苏联空间站都使用了天文导航技术。早在20世纪60年代，国外就开始研究基于天体敏感器的航天器天文导航技术，与此同时不断发展与天文导航系统相适应的各种敏感器，包括地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器和自动空间六分仪等，例如美国的林肯试验卫星-6、阿波罗登月飞船，前苏联“和平号”空间站以及与飞船的交会对接等航天任务都成功地应用了天文导航技术。
近年来，航天器自主天文导航技术的发展方向主要包括新颖的直接敏感地平技术和通过星光折射间接敏感地平技术。基于直接敏感地平的天文导航方法的第一种方案是采用红外地平仪与星敏感器和惯性测量单元构成天文导航定位系统，这种常用的天文导航系统成本较低、技术成熟、可靠性好，但定位精度不高，原因是地平敏感精度较〃低。研究表明当地平敏感精度为0.02°（1σ）、星敏感器的精度为2（1σ）时，定位精度约为500～1000m，显然在有些场合这一定位精度不能满足要求。直接敏感地平进行空间定位的第二种方案是自动空间六分仪（天文导航和姿态基准系统SS/ANARS，Space Sextant-Autonomous Navigation and Attitude Reference System），美国自20世纪70年代初开始研究，1985年利用航天飞机进行空间试验，于80年代末投入使用。由于采用了精密而复杂的测角机构，利用天文望远镜可以精确测量恒星与月球明亮边缘、恒星与地球边缘之间的夹角，〃经过实时数据处理后三轴姿态测量精度达1（RMS），位置精度达 200～300m（1σ），但仪器结构复杂且成本很高、研制周期长。这种方案定位精度较高的原因，是提高了地平的敏感精度。基于星光折射间接敏感地平的天文导航方法是80年代初发展起来的一种航天器低成本天文导航定位方案。这一方案完全利用高精度的CCD星敏感器，以及大气对星光折射的数学模型及误差补偿方法，精确敏感地平，从而实现航天器的精确定位。研究结果表明这种天文导航系统结构简单、成本低廉，并能达到较高的定位精度，是一种很有前途的天文导航定位方案。美国于80年代初开始研制、1989年进行空间试验、90年代投入使用的MADAN导航系统（多任务姿态确定和自主导航系统，Multitask Autonomous Navigation System）便利用了星光折射敏感地平原理。试验研究的结果表明，通过星光折射间接敏感地平进行航天器自主定位，精度可达100m（1σ）。美国Microcosm公司还研制了麦氏自主导航系统MANS（Microcosm Autonomous Navigation System），利用专用的麦氏自主导航敏感器对地球、太阳、月球的在轨测量数据，实时确定航天器的轨道，同时确定航天器的三轴姿态，该系统是完全意义上的自主导航系统。1994年3月，美国空军在范登堡空军基地发射“空间试验平台零号”航天器，其有效载荷为“TAOS（Technology for Autonomous Operational Survivability，自主运行生存技术）”飞行试验设备，通过飞行试验对MANS天文导航系统及其关键技术进行了检验，验证结果公布的导航精度为：位置精度100m（3σ），速度精度0.lm/s（3σ）。
近期，美国、法国、日本等国又重新掀起深空探测的热潮，随着抗空间辐射能力强、便于集成的CMOS器件的出现和CMOS敏感器技术发展，基于CMOS天体敏感器的深空探测器自主定位导航技术正在被深入研究和广泛应用。我国也一直在进行航天器自主天文导航技术的研究和探索。北京航空航天大学、西北工业大学、哈尔滨工业大学、中国空间技术研究院、中国科学院等单位都在对自主天文定位导航技术进行研究。1.4.4 其他导航
1.地形辅助导航
地形辅助导航（TAN）是近代出现的一种新型导航技术，于90年代中后期大量投入使用，其实质是由惯性系统与无线电高度表和数字地图构成的组合导航系统。地形辅助导航系统采用了当今电子技术的最新成果，从而把军事导航性能提高到一个新的高度。该系统有着广泛的应用前景，它不仅能用于低空飞行，而且还可用于海上和陆地航行。
地形辅助导航是利用地形和地物特征进行导航的总概念。在这个总概念下，西方几个发达国家研制出了各种不同的地形辅助导航系统，有的叫地形轮廓匹配（TERCOM），有的叫惯性地形辅助导航（SITAN），有的叫地形参考导航（TAN），有的叫地形剖面匹配系统（TERPROM），如此等等。地形辅助导航系统结构大致有主导航系统（INS）、雷达高度表、气压高度表、大容量存储器、导航计算机、数字相关器、地形相关算法和地图数据调度软件等。
地形辅助导航系统之所以能够迅速发展成熟，是由下列因素决定的：
① 研制出了能从有噪声和多值性的数据中提取精确信息的各种算法；
② 处理器体积的缩小、性能的提高，使其能在飞行器上实时地完成这些算法；
③ 新型存储装置（如大容量动态随机存取存储器芯片和光盘）的出现对作战来说，已经达到了实用的稳定程度。
随着上述技术和其他技术（如数据库技术）的发展，地形辅助导航系统还会得到进一步的提高和完善。
地形辅助导航系统是一种特别适用于在山区作低空飞行的辅助导航系统，但在地形特征不明显的平原地区和海面上空使用时，导航定位精度难以满足要求。为了提高在平原地区和海面上空飞行时的导航定位性能，TAN系统的发展还将在以下几个方面继续进行：（1）多普勒技术
TAN系统最初的扩展是用多普勒雷达的速度测量值补充雷达高度表数据。正如常规的连续定位方式使用雷达高度表一样，卡尔曼滤波器也能预测飞机的速度，并将其与多普勒雷达的实际输出进行比较，从而达到使估算的位置和速度等能得以修正。卡尔曼滤波器对雷达高度表信息和多普勒雷达信息分别进行处理，所以，在地形特征明显的地形上空可以关闭多普勒雷达，只使用雷达高度表信息。在地形起伏平缓的地形上空，可以独立地或异步地使用两种信息。在平地上空多普勒雷达能提供各种信息，以减小只用雷达高度表时系统产生的漂移。（2）GPS技术
GPS能以多种方式与TAN系统进行理想的结合。在海面和平地上空飞行时，TAN有产生漂移的趋向，而卫星不会被遮挡。在地形崎岖的地区，低空飞行的飞机导航定位可能会受卫星被遮挡的影响，但TAN的定位精度却十分高。这样，它们相互补充，达到完美的结合。（3）场景匹配相关（SMAC）技术
场景匹配相关技术是改进TAN系统的另一种有效技术。它利用红外线扫描器（IRLS）产生正在飞越地区的地形图像，然后将其与所存储的基准场景进行比较，如果达到匹配，就获得了精确定位。
由于SMAC技术利用地面可辨认的结构特征（例如道路、河流、边界等），而不是利用地形的上下起伏提供精确定位，因而在平地上空特别有效，其定位精度甚至比TAN还高。TAN系统则在地形崎岖的地区使用时特别有效，因而可以相互补充，完成整个航程的导航任务。（4）地形特性匹配（TCM）技术
地形特性匹配是使地形的各种不同地物特性与所存储的基准进行匹配的技术。这种方法的依据是，雷达高度表反射信号的强度随反射表面特性而变，比如水面的反射比刚耕过的土地大得多，因此有可能检测出公路、小道和沟渠等的不同特性。
如上所述，在地形辅助导航系统中常用的方法主要有两种：一种是比较图像系统，采用景象匹配区域相关法；另一种是使地面标高与地形标高模型相关系统，采用地形相关法。景象匹配相关法通过电视摄像机或图像红外传感系统获取图像，并将其与侦察所得图像基准信息或其他图像材料加以比较；地形相关法则将雷达高度表记录的地形标高数据与地形模型进行相关。这些方法的基本原理都简单，但每种方法都有一些固有的缺陷。图像比较法以光频谱或红外频谱范围的照射或热辐射为基础，只有当所产生的图像和所存储的基准中包含有能够匹配（即尽可能相同）的信息时，系统才能满意地工作。然而，这样做与外部条件有很大关系，如图像采集时的气候变化、太阳位置和形成的阴影以及一年的时间变化，都会使图像上的信息要素发生变化，如当基准或场景有雪覆盖时，差别特别明显。在某些条件下，场景和基准之间绝对没有可测定的类似性，因此这时便不能使用相关法。另一方面，地形相关法一般情况下能够对飞机和导弹进行足够精密的中途修正。当然，这种方法也存在一些原理性的缺点和不足之处：首先，难以连续地获得高精度的地形信息。影响地形信息精度的主要原因是高度测量受大气压力的影响很大，一般只限于低空飞行的运行体，当高度大于800m时，便有可能完全失去作用。其次，在高度变化较小的平坦地区难以确定地标的准确位置。
2.地磁导航
地磁场是地球的固有资源，为航空、航天、航海提供了天然的坐标系。自从1989年美国Cornell大学的Psiaki等人率先提出利用地磁场确定卫星轨道的概念以来，这一方向成为国际导航领域的一大研究热点。地磁导航具有无源、无辐射、全天时、全天候、全地域、能耗低等优良特征，其原理就是通过地磁传感器测得的实时地磁数据，与存储在计算机中的地磁基准图进行匹配来定位。由于地磁场为矢量场，在地球近地空间内任意一点的地磁矢量都不同于其他地点的矢量，且与该地点的经纬度存在一一对应的关系。因此，理论上只要确定该点的地磁场矢量即可实现全球定位。
近年来，地磁导航技术获得了快速的发展，其综合优势日益突出。利用地磁导航可以实现自主式的卫星导航和控制，从而减少地面设备的工作量，缓解因国土限制造成的地面测控站布点的困难，降低为保障卫星运行所提供的地面支持的费用；利用地磁导航可及时确定卫星的空间位置，提高了卫星测量数据的利用率，降低了卫星运行对地面站的依赖作用，增强了卫星生存能力，即使地面跟踪测量被迫中断，仍可保持飞行任务的连续性。地磁导航具有无源性，与其他有源制导和导航方式相比，地磁制导与导航在军事领域有着无可比拟的优势。使用地磁制导的导弹抗干扰性能强，突防能力得到大大提升。近年来，地磁导航在工业部门、航空航天等诸多领域发挥了重要作用，越来越成为学术界关注的对象。
目前，虽然对地磁导航的实现方法和导航算法做了大量研究，并利用真实磁测数据做了仿真验证，取得了一些有意义的成果，但仍有三大因素从根本上制约着地磁导航技术的发展和应用：（1）精确的地磁场模型和地磁图
制备一个足够精确的地磁场模型或地磁图，可以为导航定位提供精确的基准。地磁场模型包括全球地磁场模型和局部地磁场模型，现有的全球地磁场模型仅是对主磁场部分的描述，精度有限且尚不能反映出复杂的地磁异常信息，因此在高导航精度要求的场合需要采用局部地磁场模型或局部地磁图。目前，许多国家和组织都在致力于建立或绘制本国的地磁场模型和地磁图，例如IAGA每5年对IGRF模型做修正，美国、日本、加拿大等国每5年绘制一次本国的国家地磁图，美、英和俄罗斯每5年出版一次世界地磁图。我国也十分重视此方面的研究，每10年绘制一次中国地磁图。即使这样，当前的地磁场模型和地磁图水平仍满足不了高精度导航的要求。
另外，仅有地磁场模型和地磁图还是不够完善的，还需要研究影响地磁导航效果的一些重要地磁场因素，这些因素包括变化磁场对匹配的影响、地磁场随高度和时间变化的规律和地磁场起伏规律等，而目前对于这些问题尚无太多的结论。其中地磁场随高度变化规律有望通过分析卫星、航空地磁场测量数据获得。（2）测磁仪器的性能与测量信息处理技术
地磁导航首先要测量地磁特征，实际的应用对象例如巡航导弹对测磁仪器的响应速度、分辨率、环境适应性和抗干扰性等均有很高的要求。另外，由于地磁场的频谱范围很宽，地磁场探测很容易受到例如弹体、载体电子仪器等产生的磁场干扰。对此，第一首先必须研发高性能的弱磁性探测设备，第二要重点加强载体干扰磁场对磁敏感器的测量影响特性、干扰磁场消除和误差补偿技术、载体材料的选用技术等问题的研究，以保证地磁场测量不受各种因素的影响，从而为导航解算提供精确的测量值。目前已开发出多种精度很高的弱磁敏感器，但是对于干扰磁场消除和误差补偿方面尚未有有效的处理技术。（3）航迹匹配的高精度导航算法
当测量噪声或初始误差较大时，由地磁滤波导航方法获得的精度普遍偏低。有鉴于此，地磁匹配方法逐渐成为地磁导航技术的主流方向，虽然一些文献参照景象匹配技术对此展开了初步研究，但是若考虑应用背景，载体上获得地磁信息图的方式并不能以“摄像”的形式获得二维图，而仅能获得依照其航迹上的一维“线图”。这种线图的方式比二维图携带的可用于匹配的信息更少，导致图的获取、匹配准则、寻优方法等方面产生了很大的不同，如何选择采样间隔以使线图包含足够信息且不失真?如何避免线图首尾相连下误差的积累?等问题都有待进一步研究。因此，必须寻求新的匹配理论，才能够大幅度地提高导航精度，而仅借用地形匹配导航技术的匹配算法是不够的。
试读结束[说明：试读内容隐藏了图片]