长航时高精度惯导系统姿态阵的四种解算方法

高精度惯性导航系统是保证水下或水面运载体长时间安全航行及搭载的仪器设备正常工作的关键技术之一,姿态阵解算是其核心问题。通过分解姿态阵以及分别采用Euler角和四元数描述姿态参数,建立解算姿态阵的四种方法;分别对这四种方法中的姿态模型进行扰动,并研究相应线性化误差模型的精度及其影响因素;利用数值仿真法对四种姿态解算方法的结果及对应的线性化误差模型的精度进行了比较分析,结果表明:姿态阵解算分解法显著差别于整体法,采用Euler角或四元数描述姿态参数对姿态阵解算精度的影响不显著,分解法对应的线性化误差模型的精度优于整体法。

地球自转模型误差对高精度惯导系统定位精度的影响分析

针对1 n mile/100 d甚至更高精度的长航时惯性导航定位需求,分析并指出了传统地球自转角速度模型参数的不足之处。根据天文学中的岁差、章动和日长变化等相关模型,推导了求解精确的地球自转角速度的方法,给出了传统地球自转角速度模型误差的表达式,对惯导系统误差传播方程进行了修正。开展了长航时高精度惯性导航误差仿真验证,结果显示,传统的地球自转角速度模型误差会引起0.1 n mile/100 d的纯惯性定位误差,但经过修正后误差可降低60%以上,仿真结果验证了所描述的误差传播方程的正确性。

日月摄动对高精度惯导系统的影响

针对日月摄动对长航时高精度惯性导航的影响,对其引起的导航误差进行了研究。基于JPL星历DE405,建立了日地月系统的轨道模型,获得三者相对位置信息。利用此轨道模型求解出日月引力摄动对地球表面的惯性器件产生的比力最大达到0.15μg。同时开展了长航时高精度纯惯性导航仿真验证,结果显示日月引力摄动单日内最大可以引起米级的惯性导航定位误差,并在长航时导航中呈现出周期性。同时摄动对导航的影响随着纬度变化而变化,在30°附近影响相对较小,其产生的定位误差在超高精度惯性导航中需要予以考虑。

基于地坐标提取的高层空间自主导航方法研究

主要研究一种基于数字地球技术与图像识别技术的高空自主导航方法。该导航方法使用对地观测传感器对全球范围内3个不同区域的地表特征点进行观测并提取其WGS-84坐标,通过矢量导航算法完成飞行器高空自主定位定姿导航。仿真分析表明,本导航方法具有导航基线长、导航精度高、抗干扰能力强、误差不随时间累积等优点,为2 000~40 000 km高空自主导航问题探索了新的技术途径。