自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器慣性-天文-地基偽衛(wèi)星組合導(dǎo)航關(guān)鍵技術(shù)研究.pdf

1、論文以自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器為應(yīng)用背景，為實(shí)現(xiàn)高精度強(qiáng)自主的導(dǎo)航目的開展了基于慣性導(dǎo)航、天文導(dǎo)航和地基偽衛(wèi)星導(dǎo)航的組合導(dǎo)航關(guān)鍵技術(shù)研究，針對(duì)各種導(dǎo)航方式存在的關(guān)鍵問(wèn)題提出了相應(yīng)的解決辦法或改進(jìn)措施并進(jìn)行了仿真試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)合自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器的飛行特點(diǎn)設(shè)計(jì)了組合導(dǎo)航方案并開展了仿真試驗(yàn)分析，利用已有的試驗(yàn)平臺(tái)開展了組合導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)的研制并進(jìn)行了組合導(dǎo)航半實(shí)物仿真試驗(yàn)。論文的主要研究成果和結(jié)論如下：
　?。?）研究了慣性導(dǎo)航中慣性器件測(cè)量噪

2、聲的分析方法和純慣性導(dǎo)航的導(dǎo)航精度。針對(duì)利用Allan方差技術(shù)分析慣性器件測(cè)量噪聲時(shí)如何客觀準(zhǔn)確估計(jì)各噪聲強(qiáng)度的問(wèn)題提出了一種基于矩陣變換、球體變換和超平面約束的最優(yōu)化迭代算法，對(duì)光纖陀螺實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)的分析表明該算法相對(duì)于其它方法具有更好的估計(jì)效果；依據(jù)推導(dǎo)的慣性導(dǎo)航擾動(dòng)方程研究了不同條件下純慣性導(dǎo)航在自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器典型軌道終點(diǎn)處的導(dǎo)航精度，結(jié)果表明在初始狀態(tài)和慣性器件的精度都較高時(shí)導(dǎo)航終點(diǎn)處的位置和速度的精度分別可達(dá)6km和0.34m/s

3、左右，對(duì)于中等精度的初始狀態(tài)和慣性器件則導(dǎo)航終點(diǎn)處的位置和速度的精度分別在15km和1.2m/s左右。
　?。?）研究了天文導(dǎo)航中星像點(diǎn)質(zhì)心提取、星圖識(shí)別、星敏定姿和折射星檢測(cè)等一些基礎(chǔ)性問(wèn)題。針對(duì)振動(dòng)環(huán)境下恒星在星敏感器中成像模糊的問(wèn)題建立慣性測(cè)量信息輔助的質(zhì)心提取模型并提出了輔助質(zhì)心提取算法，仿真分析表明在振動(dòng)環(huán)境下傳統(tǒng)算法的質(zhì)心提取精度嚴(yán)重下降而輔助算法的精度依然可以達(dá)到百分之一像素；對(duì)于星圖盲捕提出了基于最短距離映射的識(shí)別

4、算法，仿真分析了算法在小視場(chǎng)情況下的識(shí)別性能，結(jié)果表明當(dāng)星像點(diǎn)質(zhì)心誤差在0.5像素以內(nèi)、星等誤差在0.3以內(nèi)和丟星或假星不超過(guò)2顆時(shí)算法的識(shí)別成功率仍能達(dá)到98％；對(duì)于星圖跟蹤設(shè)計(jì)了跟蹤策略并建立了基于姿態(tài)先驗(yàn)信息的跟蹤模型，仿真結(jié)果表明當(dāng)姿態(tài)先驗(yàn)信息精度優(yōu)于1°時(shí)即便星圖中的星像點(diǎn)少于3顆星圖跟蹤的識(shí)別成功率也可達(dá)到80%以上；在考慮星敏系統(tǒng)誤差的基礎(chǔ)上提出了一種基于星像點(diǎn)坐標(biāo)殘差平方和最小的姿態(tài)確定算法，仿真表明對(duì)于單像素角分辨率為

5、42″的星敏當(dāng)其系統(tǒng)誤差在0.1像素以內(nèi)時(shí)該算法的定姿精度可在2″以內(nèi)；提出了一種基于χ2檢驗(yàn)的折射星檢測(cè)方法，仿真結(jié)果表明該方法檢測(cè)出的766顆折射星中僅有2顆誤檢。
　?。?）研究了地基偽衛(wèi)星導(dǎo)航中偽距和偽距變率測(cè)量精度的估計(jì)方法、定位定速模型的改進(jìn)方法和定位定速精度的評(píng)估方法。利用地基偽衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)可以形成較差定位構(gòu)型的特點(diǎn)，提出了一種適用于地基偽衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的偽距和偽距變率的測(cè)量精度估計(jì)方法，仿真分析表明在外測(cè)定位和定速的

6、精度分別優(yōu)于40m和1.8m/s且桿臂長(zhǎng)度不超過(guò)4m時(shí)該方法估計(jì)出偽距和偽距變率的測(cè)量精度的相對(duì)誤差均在5%以內(nèi)；提出了一種基于接收機(jī)鐘差約束的地基偽衛(wèi)星定位定速改進(jìn)方法，仿真結(jié)果表明在典型軌道終點(diǎn)處改進(jìn)算法相對(duì)于典型算法的定位和定速的精度分別提高了15倍和13倍左右；提出了一種利用PDOP折算導(dǎo)航誤差并統(tǒng)計(jì)導(dǎo)航精度的基于單次飛行試驗(yàn)的地基偽衛(wèi)星導(dǎo)航精度評(píng)估方法，仿真表明該方法獲得的導(dǎo)航精度與多次打靶統(tǒng)計(jì)的導(dǎo)航精度基本一致，可以用作導(dǎo)航

7、精度的評(píng)估。
　　（4）研究了基于慣性信息、天文信息和地基偽衛(wèi)星信息的不同形式的組合導(dǎo)航的性能，分析了導(dǎo)航器件測(cè)量精度對(duì)組合導(dǎo)航性能的影響。在推導(dǎo)了相應(yīng)組合導(dǎo)航狀態(tài)方程和觀測(cè)方程的基礎(chǔ)上分別開展了基于加表虛擬觀測(cè)的組合導(dǎo)航、慣性/天文組合導(dǎo)航、慣性/地基偽衛(wèi)星組合導(dǎo)航和慣性/天文/地基偽衛(wèi)星組合導(dǎo)航的仿真試驗(yàn)研究，結(jié)果表明隨著天文信息和地基偽衛(wèi)星信息的加入組合導(dǎo)航精度不斷提高，最終的定位定速定姿精度分別可達(dá)10.4m、0.001m

8、/s和0.2″；正交試驗(yàn)表明在加表零偏穩(wěn)定性優(yōu)于80μg、陀螺零偏優(yōu)于0.05deg/h、星敏測(cè)角精度優(yōu)于10″、偽距精度優(yōu)于10m和偽距變率精度優(yōu)于0.1m/s的條件下組合導(dǎo)航系統(tǒng)在終點(diǎn)處的定位定速定姿精度分別可在40m、0.005m/s和2″以內(nèi)。
　　（5）開展了慣性/天文/地基偽衛(wèi)星組合導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)的研究。設(shè)計(jì)了組合導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)的總體方案并完成了其中的天文導(dǎo)航半實(shí)物仿真系統(tǒng)的搭建?；谝淹瓿傻牟糠纸M合導(dǎo)航半實(shí)物