直接敏感地平的空天飞行器惯性/天文组合方法

传统的惯性/天文位置组合导航系统中,由于天文定位观测输出耦合了水平观测平台基准误差,往往存在系统噪声与量测噪声不完全独立的问题.针对此问题,分析了利用天文观测量修正惯性系下陀螺漂移的原理,提出了一种直接敏感地平进行天文解析定位及组合滤波的空天飞行器自主导航定位方案,并建立了相应的组合滤波模型.所提出的方法采用星敏感器和陀螺仪构造惯性基准,并在此基础上进行基于红外地平仪的天文定位解算,最后进行惯性/天文组合定位.该方案充分利用了星光敏感器在惯性系下姿态测量精度高的优点,并使惯性/天文组合定位滤波中状态噪声和观测噪声完全独立,仿真结果验证了该定位方法的有效性.     

近空间高超声速飞行器惯性导航系统Simulink仿真研究

近空间高超声速飞行器具有高动态性特点,能实现精确打击,要保证其高精度,导航系统是关键。惯性导航技术具有可靠性好、输出连续的优点,是近空间巡航飞行器的核心导航系统。本文利用Simulink与M语言结合完成对近空间高超声速飞行器惯性导航系统的仿真研究。构建了近空间高超声速飞行器惯性导航系统的Simulink仿真模型,通过对静基座下的惯导导航误差进行分析,验证了仿真系统的正确性。对近空间高超声速飞行器的航迹进行了仿真,分析了飞行速度对向心加速度及哥氏加速度的影响,对开展近空间高超声速飞行器惯性导航系统的研究具有良好的参考意义。     

高动态环境下惯导高阶姿态算法研究

为满足高超声速飞行器的高动态特性对捷联惯性导航系统的导航精度提出的更高要求,在分析高超声速飞行器高动态运动频谱特性的基础上,研究了高动态环境下的捷联惯导高阶姿态积分算法。通过高超声速飞行器运动特性仿真,对比分析了不同阶次姿态积分算法对捷联惯性导航系统精度的影响。仿真结果表明,在高动态环境下,采用高阶姿态积分算法能有效提高捷联惯导导航精度。     

车载惯性定位标定的理论推导及误差分析

为了解决车载惯性定位系统误差常用的起点纬度标定计算法在安装偏差角90°附近时误差较大已不适用的问题，以及充实车载惯性定位系统标定计算的理论，首先进行了车载惯性定位系统误差标定计算的推导，证明了误差的可标定性。借鉴等角航线反解理论，得到车载惯性定位系统标定理论依据。参考中分纬度理论，推导出使用平均纬度进行简化计算的航程及航向角误差公式，将其引入惯性定位系统标定计算，提出了一种使用平均纬度代替起点纬度进行标定计算的方法，并对两种标定计算方法的误差进行了公式推导及仿真分析。仿真结果表明，使用平均纬度进行标定计算的误差明显小于使用起点纬度，在安装偏差角较大时，使用平均纬度进行标定计算可使标定计算误差降低90%。证明了提出的标定计算方法在南北纬55°、行程不超过90km时可用，高纬度、更长行程下可参照文中公式进行误差估计。