EX-171 是雷神公司 [RTNA/RTNB] 的一项开发计划，是一项耗资 21 亿美元的计划的一部分，旨在设计、测试和部署远程弹药，由海军的新型 5 英寸火炮（Mk 45 Mod 4/62 口径）火炮发射。EX-171 是火箭辅助“弹丸”，直径 5 英寸，长 5 英尺，重 110 磅，携带 19 磅的有效载荷 72 枚陆军 XM-80 反物质/杀伤人员子弹药。

评估了 EX-171 增程制导弹药 （ERGM） 的集成 GPS/INS 导航系统的性能。该系统的主要组件包括一个以地球为中心、地球固定 （ECEF） 坐标实现的紧密耦合 GPS/INS、一个多通道、全视野 GPS 接收器、一组对称放置在弹体周围的四个贴片天线、一个自适应抗干扰消除系统和弹丸干扰归位 （HOJ） 能力。系统导航精度是针对跨越参与包络线的一组表示 e ERGM 轨迹确定的。此外，还评估了在飞行过程中估计和补偿较大的初始系统对准误差和惯性测量单元 （IMU） 误差的能力。

美国海军开始了一项开发火箭辅助、GPS/INS 制导弹丸的计划 用于 MK 45 5 英寸火炮。该项目最终被命名为 ERGM（增程制导弹药）， EMD（工程和制造开发）阶段于 1996 年 7 月开始。ERGM 的开发比预期的要困难得多，例如，在指导系统、 Projectile 的空气动力学设计、火箭发动机和新的枪管。完全制导的 EX 171 MOD 0 弹药的前两次全面测试分别于 2001 年 2 月和 12 月进行，并且都取得了成功。

指定说明：ERGM 实际上是一枚舰载自行导弹， 因此，可以在制导导弹系列中获得 RGM-nnn 名称。但是，美国海军将 武器为 5 英寸火箭辅助弹丸，MK 171 在其枪弹数字系列中。根据 MARK/MOD 指定系统的规定，发展轮次被指定为 EX 171。

ERGM 只能从 MK 4 枪的最新 MOD 45 变体发射。此修改包括结构 处理 ERGM 更高射击能量的增强功能、新枪管（62 口径）和新的控制系统，以安全地 处理 ERGM 和传统回合。弹丸的固体推进剂火箭发动机在离开后点燃 桶。它由四个（在最新设计中更改为六个）翻转式尾翼稳定，在 轨迹 四个小型转向鸭翼被部署。GPS 辅助惯性导航系统实现了至少 最大射程为 10-20 米（30-60 英尺）CEP。ERGM 配备了 72 枚 APAM（反器材/杀伤人员）子弹药，这些子弹药是美国陆军 XM80 DPICM（两用）的衍生产品 改进的常规弹药）小炸弹。这些子弹药被海军命名为 EX 1（大概在 武器开始服役）。EX 1 小炸弹以预定直径的圆形模式分发到目标上 40 米和 100 米。

2003 年 3 月，首次成功测试了带有单一弹头的 ERGM 变体。当时，预期的 MK 171 弹丸服役的时间框架是 2005 年初，比原计划至少晚了三年。然而，由于多次测试失败和单位成本的显著增加而进一步延误后，ERGM 计划 于 2008 年初被海军正式取消。

规格

注意：几个来源提供的数据显示略有不同。因此，下面给出的数字可能不准确！

5 英寸弹丸 EX 171 MOD 0 的数据：

捷联惯性导航系统 （SDINS） 用于一般导航区域。由于惯性测量单元 （IMU） 的质量低下，低成本惯性导航系统 （INS） 可以在很短的时间内造成较大的位置误差。另一方面，全球定位系统 （GPS） 可以准确判断更新率低的车辆的位置、速度和时间。在过去几年中，基于 （GPS） 和 （SDINS） 的集成系统引起了越来越多的兴趣。凭借完整的 GPS 功能，人们已经认识到 GPS 与惯性导航的最佳组合，与独立的惯性导航或 GPS 导航相比，具有多项优势。

小型弹药的有效性是与目标的未命中距离和在目标处实现陡峭飞行路径角度的能力的函数。由于系统硬件的权衡，许多小型制导弹药实现这些竞争目标的控制权限有限。本论文开发了制导算法修改，与以前使用的方法相比，这些修改表明在实现这些目标方面取得了持续的改进，仅更改了飞行软件，而没有更改硬件或系统操作概念。大多数修改都试图智能地将发射后信息整合到制导系统中，但是正在研究如何通过动态编程更好地使用发射前信息。动态规划是一种离线方法，可根据可测量的飞行特性优化飞行中应用的制导参数。

所有研究的方法都表明了提高这种弹药系统性能的不同能力。虽然动态规划是计算密集型的，但它会生成一个高效的查找表，该表很容易实时实现，并且额外的内存要求最小。该论文进一步表明，通过改变火箭在飞行中的点火时间、收紧对一些关键建模误差来源的容忍度以及开发高度准确的撞击时间估计算法，可以提高性能。无论进行何种特定的修改，更好地利用发射前和发射后的信息可以提高弹药的性能和用户的实用性。虽然尚未经过测试，但同时实施其中几项改进可以进一步提高性能。保罗·蒂萨 （Paul C. Tisa） 著。S.M.

在这项工作中，开发了一种具有捷联导航功能的导弹飞行模拟器。天体和地体捷联算法是基于 MATLAB 程序开发和比较的。GPS 操作和理解和使用 GPS 所需的基本信息被提议为一个软件包，该软件包是为此目的开发的，基于 Visual Basic 编程语言。此外，卡尔曼滤波器专为高动态系统中的 GPS 接收器而设计，即 PVA 模型，用于估计 GPS 状态并将滤波器操作与最小二乘算法进行比较。另一个卡尔曼滤波器用于以高速率整合来自加速度计和陀螺仪的信息，以较低速率整合来自 GPS 测量的信息，以通过 GPS 辅助改进弹道导弹捷联导航系统。基于导航坐标系的增强系统实现了线性化卡尔曼滤波模型，根据GPS和INS系统之间的测量误差估计惯性系统误差。进行仿真以将所提出的增强系统与其他导航算法进行比较。目前的结果表明，与其他算法相比，位置和速度的误差都非常小。

集成 GPS/INS 的性能EX-171 Extended Range 导航系统对制导弹药 （ERGM） 进行评估。主要该系统的组件包括一个紧密耦合的GPS/INS 在地球中心、地球固定中实现（ECEF） 坐标、多通道、全视野 GPS接收器，一组四个对称的贴片天线盟友放置在弹体周围，自适应防干扰干扰消除系统和弹丸home-on-jam （HOJ） 功能。系统导航确定一组代表的准确度跨越参与的 ERGM 轨迹信封。估算和补偿大型初始系统对准误差和惯性飞行过程中的测量单位 （IMU） 误差也是评价。

EX-171 增程制导弹药 [1-4]，目前正在由 Naval Surface 开发Warfare Center 和 Raytheon/TI Systems 是一个关键美国海军武器套件中的组成部分旨在执行海军水面火力支援（NSFS） 任务。ERGM 是一种低成本、长距离、将利用 r 的精确制导弹药最近GPS 和 iner 的进步TIAL 导航传感器科技。就业概念不可或缺的是使用紧密耦合的 GPS/INS 系统，采用先进的防卡纸功能，允许非常精确在重大对策环境。

ERGM 机身的概念图是如图 1 所示。它具有低阻力前体，四个用于控制的机电鸭翼执行器，四个稳定尾翼，一个用于加长的火箭发动机range 和包含 XM-80 的 payload 部分子弹药。引导导航系统组件包括 Interstate Electronics Corp.具有快速采集功能的 GPS 接收器ition 功能、自适应天线干扰消除和数字用于干扰衰减的信号处理系统信号和 Allied Signal SCIRAS IMU、采用微机械惯性仪器。ERGM 操作序列以根据战术制定任务计划场景。规划系统确定目标坐标、初始启动位置、武器弹出按钮航点、预期目标到达时间、HOJ 启用选项和子弹药分配模式。之前launch，则 GPS 单元位于itialized 和使命数据下载到 Projectile 中。以后launch，射弹尾鳍在枪口出口处展开，一个一对鸭翼在 3 秒时展开以建立滚动控制，火箭发动机点火发生在 9 秒燃烧时间为 6.5 秒。

GPS 获取窗口从大约 5 个开始延伸到发射后 30 秒。GPS 采集后ition、组合导航系统使用卡尔曼滤波器混合 GPS 和 IMU data、校正偏差、漂移和对齐误差，并估计导航解决方案。在弹道阶段之后，剩余的一对部署 CANARDS，引导飞行开始使用GPS/INS 导航用于更正机上的系统数据标题错误。接近尾声时，指导计算机命令几乎垂直的下降剖面在自上而下的图案以提高杀伤力。

本文介绍了集成 GPS/INS 导航ERGM 系统。在第 II 部分，GPS 接收器的描述和提供天线系统。这遵循第 III、IV 和 V 部分对 GPS 的讨论测量模型，INS 的制定ECEF 参考系中的机械化方程，以及导航卡尔曼的实施滤波器。在第六节中，紧密整合描述了耦合 GPS/INS 系统。在第七部分，ERGM 导航系统精度在几个代表性任务中进行了审查使用 Monte Carlo 导航模拟的剖面这与当前的 GPS/INS 非常相似建筑。最初的重点是基线在名义上无干扰的情况下的性能。

系统导航精度是针对一组跨越接合包络线的轨迹。这能够估计和纠正较大的初始对齐errors 和 IMU errors 在各种任务配置文件上为也进行了评估。然后是终端导航精度表示为 one-sigma 下范围和交叉范围目标处的位置误差确定为轨迹剖面的函数。特别注意的是关注 error 状态的可观测性和度这些错误可以在进入之前删除进入目标区域。这项初步研究的结果是在第 VIII 节中总结并讨论了当前和未来的 EX-171 GPS/INS 设计活动。

GPS 卫星LLITE 导航系统在GPS r 的模型带有导航的 eceiveration开发软件是为了提供一种分析工具EX-171 GPS/INS 的性能。这个 receiver在 4 到 12 个通道上跟踪 view 中的所有卫星在飞行期间并计算模拟的 receiver每个更新点的测量值。接收器模型旨在纳入全尺寸六自由度 （6 DOF） 车辆动力AMICS 公司model，包含在协方差或 Monte Carlo 中统计分析模拟，或在 STAND 中使用独处模式 [3]。真值参数是 input 和跟踪数据从模型输出，以便在紧耦合 GPS/INS 导航ation 过滤器。输出包括伪距、增量伪距（或积分多普勒）、等效载噪功率比[C/No] 以及每个卫星的数据有效性标志跟踪。该模型可以模拟当前现成的硬件、修改后的接收器，以及建议的未来设计。

真实位置、速度、 acceleration 和态度来自 6DOF 模型或真值轨迹文件。驱动程序调用 receiver simu拉蒂通过传递 true position、velocity、cceleration 和体对地方向余弦矩阵 （DCM） 值。车辆导航实况数据通常在10 Hz 速率。接收器 clock 的 error model假设石英晶体振荡器并包含偏置，漂移和老化组件。闪烁噪声不是包括在内，因为以前的研究显示效果最小。此 clock model 生成接收器 clock 的真值偏差和漂移。

GPS 卫星LLITE 系统建模为卫星星座作为时间和卫星广播数据的特征。这每个的广播数据信号GPS 航天器 （SV）由伪随机噪声 P 代码（加密为Y 代码）以及年历和星历数据。时间的差异范围并不精确，主要是因为HV 接收器的时钟精度远低于SV.其他误差源包括预测的 GPS轨道误差、GPS 时钟误差、电离层和对流层传输延迟、相对论和接收机测量误差。

GPS 接收器模型可以使用 ephemeris 或年鉴数据。该算法将计算给定星历表的卫星的位置和速度数据。出于模拟目的，使用almanac 数据，并将其视为星历数据（即大多数拟合项为零）。当前的年鉴（或ephemeris） 对于实际的卫星，转换并在模拟中使用。对于直接 Y-代码获取 Receivers，当前的星历学必须预加载到接收器中。实际的 s每个的 tateGPS 卫星还必须对 LLITE 进行建模才能生成合成数据。这真的位置和速度GPS 卫星LLITES 是使用 Orbital 计算的扰动模型。每颗卫星的轨道为对 Radial 的各个组分进行随机修饰，along-track 和 cross-track 误差。对于每个错误分量、误差幅度和扰动是随机选择的。GPS 时钟误差由主地面站估计并预测更正包含在广播年鉴中，并且星历表。此估计中的任何误差都包含在计算测量时作为偏差的模型数据。

跟踪 GPS 卫星时LLITE、Receiver 代码载波相位跟踪环可能会因以下原因而失去锁定事件，例如：HV 阻塞信号或外部对象、由于几何形状或原因导致的信号较弱环境， 来自外部的信号干扰发射器或飞行动力学（视线range， 范围-速率， acceleration 和 jerk）。跟踪给定接收器的性能在很大程度上取决于每个 R 的品牌、型号和属性eceiver 和天线的特性。当前模型设计具有动态GPS 接收器输入介意。作为基本假设，以下属性建模：常规或直接 Y 码采集，所有在 4 到 12 个跟踪通道上查看，伪距和 delta 伪距测量 /在 Dynamic 中快速采集和重新采集limits 和 quartz 振荡器。特点实际硬件作为事件实现，并且尽可能延迟。

GPS 接收器模型计算跟踪Dynamics 的视线范围receiver 和每个被跟踪的 SV。范围速率加速器ation 和 jerk 是通过计算离散间隔的倾斜范围 （通常为 10 Hz）。每当 range accelerATION 或者 Range 混蛋 EX割让tolerance 值，然后在该卫星上跟踪锁定失败。当给定 SV 的跟踪失败时，建模的重新获取时间用于确定何时来自该 SV 的数据将再次可用。跟踪也可能得到 INS 的帮助。卫星选择在发射前发生，并可能在飞行过程中再次发生指定的频率，通常为 10 秒的间隔。卫星选择的考虑因素包括最小化精度的几何稀释 （GDOP 的对于视野中的那些卫星。

对几种不同的天线进行建模。一些具有相当简单的增益模式，例如各向同性半球可以跟踪任何卫星 Above 的水平面。静态或动态数字化天线也可以使用模式。数字化的 ERGM天线数据以方位角和每升高 5 度。每个数据集包括的水平 （PH） 和垂直 （PV） 组件天线功率增益 （dBi）。增益的大小G，给定入射角的功率增益（高程和方位角）是根据插值计算的离散增益的值。定义矩阵可以加载并用作持续时间内的静态模式的飞行，或者，作为一系列有序的增益模式提供动态变化天线的矩阵模式。

从主机车辆到GPS 卫星计算 LLITE 并将其旋转到主体框架。使用天线处的这个入射角来计算等效信噪比，其中用于确定给定渠道。类似的计算用于计算干扰信号在天线上的入射角增益模式。

GPS 测量值的计算是真实的模型，则GPS 固定llation，接收器 clocks，以及大气误差以及随机噪声。在每个观察时间，以及所有可追踪卫星信号、测量数据使用真值模型计算。测量值为通过将 bias 和 random errors 添加到true 数据的GPS 卫星llites 和主机车辆。伪距误差包括接收器中的偏置和 SV 时钟、大气传播误差和随机噪声。delta 伪距中的误差为由接收器 clock drift error 和 random 表示噪声。虽然目前未使用，但其他几个接收机测量类型 Data 可以建模包括相位数据、多天线相位差值数据、相对定位和差分GPS阿塔。

接收器型号的 tain an option模拟干扰的效果GPS 信号接待。j 的数组由位置定义的 ammers，构建类型和有效辐射功率，并且input 添加到模型中。每个干扰器信号GPS 天线增益 pattern 是计算得出的 receiver 是确定。该模型假设干扰器将是GPS 频率的连续波（音调干扰器）、宽带或宽带扩频。GPS 信号强度恒定L1和L2是假设。为了分析干扰器数组中，假设干扰器会发出不连贯地添加。该模型计算干扰器到 -信号功率比 （J/S 型) 对于每个发射器/Receiver双。

紧耦合的显著特征GPS/INS 是直接使用伪距和检测的LTA-GPS 接收器的距离测量值导航软件。参考文献 [3] 包含详细的讨论接收方内部处理方式建 模。导航卡尔曼滤波器的输入由接收器的差分输出形成和 INS 形成误差残差。要实现卡尔曼滤波算法，有必要将这些通过观察对过滤器状态的 error 输入矩阵H.的H-矩阵开发下面。

VI. GPS/INS集成表示集成GPS/INS 导航ation 系统如图 3 所示。这图表包含 INS、GPS 作为主要元素receiver 和 navigation 卡尔曼滤波器。The INS处理来自 IMU 的测量结果，以及通过运动方程重建车辆ECEF 框架中的状态以及导航读出纬度、经度、海拔、地球相对速度和飞行器姿态。这INS 计算的准确性提高了使用GPS 测量数据由 Kalman 滤波器处理。形成残差inputs 添加到过滤器中，伪range 和 delta-range 是使用 INS 派生的车辆 ECEF 位置和速度与卫星 ECEF基于预加载的 Almanac 数据的位置。这些与测得的伪 - 和 delta- 相差范围从 GPS 接收器形成残差。

研究了两种最小射程轨迹;一个30 度象限处的低仰角轨迹仰角 （QE） 和 60 度 QE 的放样轨迹。在只要消除正在进行的对准误差和IMU 标定方面，最小范围要求被认为是最苛刻的。更广泛的相关飞行路径变化尽可能地研究了放样轨迹增强 IMU 误差可观测性的方法状态从而提高了这些估计值是在相对较短的飞行时间内进行的。

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