星敏感器测量导弹姿态的方法研究

建立了捷联方式下星敏感器测量导弹在惯性系中三轴姿态的模型。通过春分点时角，建立了发射点惯性系和赤道惯性系转换关系，由星敏感器像平面的星像坐标和对应的视赤经、赤纬，就可解算导弹在惯性系中的姿态。最后，给出了仿真结果。     

基于姿态四元数的SINS/星敏感器组合导航方法

分析了一种星敏感器多矢量定姿原理,在考虑了惯性元器件误差及星敏感器误差的基础上,建立了SINS/星敏感器组合导航系统模型;以模拟的实时星敏感器测量信息为基础,通过将SINS确定的载体相对惯性空间的四元数姿态信息与星敏感器输出的高精度四元数姿态信息进行信息融合,实时估计出陀螺漂移量及失准角并对SINS进行在线修正,从而达到保证SINS高精度导航的目的。最后,通过仿真验证表明了这种SINS/CNS组合反馈校正方案的可行性和有效性。     

平台单星方案原理及仿真研究

从原理上论述星光惯性制导平台单星方案,推导利用星敏感器的测量值来修正导弹因初始定位定向误差、惯性器件的漂移等引起落点偏差的相关公式,对各误差项进行数值仿真计算,分析平台单星方案对各误差项的修正效果,并讨论所选星体偏离最佳星方位的角度对落点偏差的影响.     

基于星敏感器的导弹姿态矩阵线性化解算方法

在INS/CNS组合导航方式下,利用星矢量的像平面坐标和天球直角坐标信息建立导弹姿态转换矩阵模型是一个关键,且姿态矩阵解算为非线性方程组求解,涉及导数运算,计算量大、复杂.针对此,本文详细讨论了导弹姿态转换矩阵的计算模型建立,利用四元数姿态矩阵特性,提出了一种导弹姿态转换矩阵的线性化解算方法,为INS/CNS组合导航方式下,弹体姿态解算提供了新的数值解算思路.     

基于星敏感器的导弹姿态矩阵线性化解算方法

在INS／CNS组合导航方式下，利用星矢量的像平面坐标和天球直角坐标信息建立导弹姿态转换矩阵模型是一个关键，且姿态矩阵解算为非线性方程组求解，涉及导数运算，计算量大、复杂。针对此，本文详细讨论了导弹姿态转换矩阵的计算模型建立，利用四元数姿态矩阵特性，提出了一种导弹姿态转换矩阵的线性化解算方法，为INS／CNS组合导航方式下，弹体姿态解算提供了新的数值解算思路。     

影响星敏感器姿态计算精度的因素分析

星敏感器是一种完全独立和自主的姿态测量仪器,已成为卫星、航天飞机和空间站上必备的高精度姿态敏感部件.姿态测量精度是衡量星敏感器性能的一项最重要的指标之一.通过仿真数据和实验结果,分析了影响星敏感器姿态精度的各种因素,为获取高精度姿态测量精度提供理论参考.     

一种星敏感器与捷联惯导高精度安装误差标定方法

针对高精度标校星敏感器和捷联惯导之间安装误差问题，捷联惯导和星敏感器均能输出相对惯性空间四元数的特点，提出了一种基于误差四元数与角速度测量值的算法，建立星敏感器和捷联惯导的安装误差模型和系统观测模型．采用“粗校准＋精校准”的两次估计滤波方法，最终达到提高姿态确定精度的目的。仿真结果证明了该方法的有效性和可行性。     

基于惯性/星敏感器的高精度定姿方法研究

研究了利用惯性导航系统与星敏感器进行组合定姿的方法。首先,分析惯导系统和星敏感器的误差源,选取惯导系统误差作为组合系统的状态,获得系统状态方程。然后,利用惯导系统输出的飞行器位置、速度和姿态等信息来构造恒星矢量等效观测值,将其与星敏感器实际观测到的恒星矢量相减作为量测,构造出量测方程。最后,利用卡尔曼滤波技术,设计惯性/星敏感器组合定姿算法。仿真结果表明,基于惯性/星敏感器的组合定姿方法达到了6角秒的定姿精度,非常适用于空间飞行器的高精度定姿。     

平台式惯性/星光组合系统斜置对准方法

采用星敏感器内置于惯性平台方案的惯性/星光组合系统需要在发射时将星敏感器对准目标恒星。提出一种通过控制平台转位实现恒星射前对准的平台斜置对准方案,并开展相应的误差分析,最后通过试验验证了方案的有效性。     

基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方法

传统惯性与星光组合通常需要将惯性系下的星光姿态信息转换到导航坐标系进而与惯性导航系统进行姿态组合,由于姿态信息转换过程中通常需要引入地理位置信息实现转换,从而不可避免地引入转换误差,无法充分发挥高精度星光姿态信息对惯性导航误差的修正作用。考虑到陀螺原始输出信息和星光姿态信息均能直接在惯性参考坐标系下测量获得,设计了一种基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方案。通过建立基于惯性系下陀螺误差估计修正的惯性与星光组合导航数学模型,直接在惯性系下对陀螺漂移误差进行在线开环跟踪估计;通过对陀螺误差实时修正,能够有效减小由于陀螺漂移所带来的惯性导航系统解算误差。仿真结果表明,该方案能够有效估计出陀螺的漂移误差,进而有效提高了惯性导航系统精度。