飛行器氣動(dòng)模型輔助慣性導(dǎo)航的關(guān)鍵技術(shù)研究.pdf

1、20世紀(jì)以來，導(dǎo)航系統(tǒng)在人類經(jīng)濟(jì)、軍事活動(dòng)中發(fā)揮著必不可少的作用。隨著無人飛行載體任務(wù)多樣性和復(fù)雜性的不增加，在實(shí)際應(yīng)用中對(duì)載體導(dǎo)航系統(tǒng)的精度、可靠性以及自主性等方面提出了越來越高的要求。慣性/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)是飛行器目前常用的導(dǎo)航方式。然而，由于GPS信號(hào)易受外界干擾，在GPS失效的情況下該組合導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航精度會(huì)受到較大影響。因此近年來基于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的無GPS自主導(dǎo)航技術(shù)逐漸成為導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域的熱點(diǎn)之一。氣動(dòng)模型輔助導(dǎo)航是近年來發(fā)

2、展的一種新型自主導(dǎo)航方法，具有自主性強(qiáng)、成本低、應(yīng)用范圍廣等優(yōu)點(diǎn)。論文以無人飛行器為對(duì)象，針對(duì)氣動(dòng)模型輔助慣性導(dǎo)航系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)展開了探索性研究，旨在提高GPS失效情況下的導(dǎo)航系統(tǒng)精度與可靠性。論文研究工作為氣動(dòng)模型輔助慣性導(dǎo)航技術(shù)的應(yīng)用和推廣提供了較好的參考價(jià)值。
　　本文首先對(duì)固定翼無人機(jī)氣動(dòng)模型特性進(jìn)行了分析，根據(jù)無人機(jī)的六自由度運(yùn)動(dòng)模型，研究了基于飛行器氣動(dòng)模型的導(dǎo)航參數(shù)解算流程；系統(tǒng)地分析了擾動(dòng)誤差源對(duì)氣動(dòng)模型解算導(dǎo)航信息

3、的影響，并推導(dǎo)了利用氣動(dòng)模型進(jìn)行導(dǎo)航參數(shù)解算的誤差傳播方程。其次，針對(duì)飛行器氣動(dòng)模型解算導(dǎo)航信息過程中對(duì)氣動(dòng)參數(shù)誤差敏感的問題，論文研究了氣動(dòng)參數(shù)誤差在導(dǎo)航參數(shù)解算中的傳播特性。根據(jù)氣動(dòng)模型誤差傳播方程，設(shè)計(jì)了一種基于擴(kuò)展卡爾曼濾波的氣動(dòng)模型參數(shù)辨識(shí)算法，有效提高了飛行器氣動(dòng)模型精度，降低了由模型精度帶來的導(dǎo)航信息解算誤差。接著，為了進(jìn)一步優(yōu)化對(duì)氣動(dòng)模型導(dǎo)航信息的利用，并提高氣動(dòng)模型信息輔助導(dǎo)航系統(tǒng)的性能，論文根據(jù)氣動(dòng)模型誤差特性，分別

4、提出并設(shè)計(jì)了速度/姿態(tài)融合、加速度/角加速度融合兩種氣動(dòng)模型輔助慣性導(dǎo)航的融合方案。在提出的加速度/角加速度信息融合導(dǎo)航方案中，以慣性測(cè)量元件的輸出作為觀測(cè)量，從而構(gòu)建出相應(yīng)的系統(tǒng)狀態(tài)方程和量測(cè)方程，并通過兩種方案的結(jié)果表明數(shù)據(jù)融合方案對(duì)氣動(dòng)模型輔助導(dǎo)航效果的影響。最后，為了對(duì)固定翼無人機(jī)氣動(dòng)模型輔助慣性導(dǎo)航方案的理論分析進(jìn)行全面、直觀的驗(yàn)證，在Matlab/Simulink環(huán)境下搭建了無人飛行器氣動(dòng)模型輔助導(dǎo)航仿真驗(yàn)證平臺(tái)。該平臺(tái)具有