空间飞行器星光观测修正惯导误差的研究

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SINS/CNS组合导航是以捷联惯性导航为主，辅以恒星提供的星光方位信息，综合利用捷联惯性导航和星光信息来提高飞行器的导航精度。捷联惯性导航系统具有很高的数据更新率，但是由于陀螺漂移，使惯性导航系统误差累积，失调角随着时间增长而增加。而天文导航虽然数据更新率较低，但其误差并不随着时间而增加。因此本文将两种导航系统组合起来，利用恒星作为固定参考点信息源，利用星敏感器观测恒星的方位来校正惯性基准随时间而增加的漂移，将两者相互取长补短，充分发挥各自的优势，组成性能优良的组合导航系统。针对捷联惯性导航系统的不足，本文基于捷联惯性导航/星敏感器的组合导航方式，提出了一种弹道中段末期依靠3颗已装订导航星的观测修正陀螺漂移误差的新方法，来提高飞行器导航的精度和速度，主要做了以下几方面的内容：（1）在分析天文导航基本原理的基础上，研究了基于恒星敏感器的天文导航系统，详细给出了星敏感器的测姿原理。（2）基于小视场星敏感器，提出了一种星敏感器捷联安装的单星星光制导方案，针对飞行器的运行轨道，选取三颗导航星，并给出了选星的方案。星敏感器每次观测一颗导航星，利用飞行器载体执行机构完成姿态机动控制，使星敏感器光轴相继指向3个装订导航星。根据3颗导航星提供的参考定位基准，结合导航、定位、测姿算法，通过状态转移矩阵，再根据天文定姿原理，解算出飞行器的实时载体姿态，用此姿态修正捷联惯性导航系统的输出量。（3）研究了SINS/CNS组合导航的原理、方法及其组合模式，并应用卡尔曼滤波理论对组合导航系统的误差状态进行了分析。设计了轨迹发生器，以MATLAB软件仿真为基础，生成了大量的实验数据和仿真结果，说明了三颗导航星的选取过程以及整个系统中主要信号的提取与转化过程。总之，我们可以利用中低精度的惯性导航系统系统和星敏感器组成组合导航系统，采用星敏感器对惯性元件的数据进行修正，利用星敏感器的测量有效抑制速率陀螺的漂移和噪声，实现系统完全自主的高精度独立导航。

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