题目：惯性/天文组合导航系统研究

惯性导航系统（Inertial navigation system，简称INS）是一种自主导航系统，但由于其本身存在不可抑制的误差随时间积累的问题，本文旨在研究天文导航系统(Celestial navigation system，简称CNS) 对惯性导航系统的修正作用，以求达到提高导航系统精度和可靠性的目的。了解惯性/天文导航系统各自的优缺点，将二者相结合，实现优势互补，提高组合导航系统的精度和可靠性，已成为导弹、飞机导航技术的一个重要发展方向。本文在对惯性导航及天文导航系统各自工作原理和特点进行分析的基础上，根据以自主惯性导航为主发展的组合导航系统的方向，通过模型建立、可观测性分析以及信息融合算法分析，针对动态载体，主要从以下几个方面进行深入的研究：一、研究惯性导航系统及天文导航系统各自的基本工作原理。前者主要从导航解算过程着手，并仿真验证了其存在的长时间积累误差对载体导航精度和可靠性的影响问题；后者主要从星敏感器的测姿原理入手，介绍观测星的选取方法，分析对其测姿精度的影响因素，并通过仿真进行验证星敏感器测姿方法的正确性和适用性。二、基于提高组合导航系统的精度首先需要精确的组合导航系统模式问题，进行INS/CNS组合模式的推导。着重研究以加速度误差、速度误差、位置误差和数学平台失准角误差为状态变量的传统组合模式、以误差四元数和陀螺漂移为状态变量的组合模式以及以四元数误差和陀螺漂移为状态变量的组合模式，并介绍了几种卡尔曼滤波算法及其不同的作用，为后面的仿真及其性能分析比较奠定了基础。三、针对组合模式维数较高问题，通过可观测性分析进行降阶模型处理，以第一种组合模式作为具体实例，在保证精度要求的基础上，达到减小计算量和提高运算速度的目的。仿真结果验证了文中可观测性及可观测度分析方法的正确性，并达到了降维前的仿真效果。四、基于以上建立的组合模式，选取有效的信息融合算法。文中，运用常规卡尔曼滤波及自适应卡尔曼滤波进行了有效的信息融合。利用上述理论分析，选出一套最为合理、效果最佳的方案，针对动态载体进行导航仿真验证，达到了预期的定位定姿精度要求。五、以卫星在轨飞行为研究对象，分别进行定位、定姿建模，运用扩展卡尔曼滤波（EKF）对上述理论进行仿真研究。仿真结果验证了文中所建立模型、算法及惯性/天文组合导航系统的适用性及有效性。