摘要
常规惯性／天文组合导航方法难以直接应用于高超声速飞行器机载环境下以载体系为基准进行星光测量的情况，且在可见星只有一颗时无法连续组合。为此，构建了高超声速飞行器惯性／卫星／天文紧组合导航系统方案，通过分析载体系下星光仰角、方位角与惯导误差之间的转换关系，建立了载体系下惯性／天文角度组合模型。理论分析表明，该系统在只有一颗导航星时仍能辅助惯导工作，且可使观测噪声特性保持稳定，从而提高了天文对惯导辅助的连续性和组合滤波估计精度。仿真结果表明，在高超声速飞行器导航系统采用天文角度辅助后，姿态误差较无天文辅助情况的降低60％～70％。
The traditional inertial/celestial integrated navigation system （INS/CNS） is inapplicable for hypersonic vehicle, because it can＇t work under the body coordinate accordance and single-star visible condition. In this paper, a tightly-coupled INS/GPS/CNS integrated navigation scheme for hypersonic vehicle is investigated. The new INS/CNS integrated model is built based on transformational relation between starlight elevation/azimuth and INS errors. The new model can stabilize the measurement noise characteristic and work under single-star visible condition, thus can improve the continuity and accuracy of INS/CNS integration. The simulation of hypersonic vehicle navigation indicates that, the system assisted by celestial angle observation shows 60%-70% improvement in attitude accuracy than the unassisted system.
出处
《中国惯性技术学报》
EI
CSCD
北大核心
2013年第4期484-488,共5页
Journal of Chinese Inertial Technology
基金
国家自然科学基金项目(91016019
60904091)
航空科学基金项目(2011ZC52044)
中央高校基本科研业务费专项资金
南京航空航天大学博士学位论文创新与创优基金(BCXJ10-05)
江苏省青蓝工程资助
关键词
天文导航
角度观测
组合导航
卡尔曼滤波
celestial navigation
angle observation
integrated navigation
Kalman filter
