初始方位對準及在軌修正技術(shù)研究.pdf

1、飛行器的導(dǎo)航系統(tǒng)至關(guān)重要,是飛行器執(zhí)行軌道機動、釋放有效載荷或?qū)Φ赜^測等任務(wù)的前提,這就要求飛行器具備精確自主導(dǎo)航的能力。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的對準精度和慣性器件的標定精度直接影響慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航精度,因此在飛行器起飛前和飛行過程中,需對慣導(dǎo)系統(tǒng)進行對準,以便為提供準確的導(dǎo)航信息。本文以解決快速發(fā)射條件下慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對準問題為目標,對靜基座解析對準、靜基座Kalman對準以及發(fā)射后輔助位姿態(tài)信息對準等技術(shù)進行了研究。
　　針對不同的對準方法

2、,定義了相應(yīng)的導(dǎo)航坐標系,建立了飛行器干擾運動模型、動力學(xué)和運動學(xué)數(shù)學(xué)模型,對陀螺及加表的輸出進行了模擬,并設(shè)計了飛行器上升段和在軌段的標稱軌跡。
　　對慣導(dǎo)系統(tǒng)進行了力學(xué)編排,在分析慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差特性的基礎(chǔ)上,推導(dǎo)了慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)、速度和位置誤差傳播方程。
　　針對飛行器對準系統(tǒng)構(gòu)成及火箭發(fā)射前環(huán)境特點,對慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對準方法和技術(shù)方案進行了深入研究,給出了初始姿態(tài)矩陣的求取方法,通過推導(dǎo)姿態(tài)失準角與慣導(dǎo)輸出信息的關(guān)系式,提出

3、了解析粗對準方案,建立了卡爾曼濾波精對準狀態(tài)方程與量測方程,給出了初始方位對準工作流程和系統(tǒng)方案。
　　為了滿足飛行器全程高精度導(dǎo)航的要求,進行了衛(wèi)星、星光導(dǎo)航系統(tǒng)誤差特性分析與建模,研究了利用GNSS系統(tǒng)和星敏感器所提供的位姿信息對慣導(dǎo)系統(tǒng)進行修正的原理、算法和技術(shù)方案。
　　以提高導(dǎo)航系統(tǒng)的動態(tài)性能和可靠性為目的,并滿足多種航行狀態(tài)下導(dǎo)航系統(tǒng)平滑切換功能的需求,本文提出一種新的自適應(yīng)容錯式濾波方法,具備匹配模型平滑切換的