题目：应用于机动天基平台的INS/CNS组合滤波技术研究

本文在中国航天科技集团第一研究院某横向项目资助下，针对大机动飞行器低成本长时间高精度姿态控制的应用要求，对其INS/CNS组合滤波技术展开研究。利用中低精度的惯导系统和星敏感器组成组合导航系统，实现空间机动平台姿态的高精度、高实时性的测量与解算。提供空间机动平台惯性参考姿态并进行数据融合，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。首先，设计了满足大机动要求的轨迹发生器，根据任务需要可以设计各种不同的机动动作。论文中设计了一条包含50次左右的轨道变换和2000次左右的姿态调整的典型轨迹，角加速度最大达到2rad/s2。其次，在此基础上对各种INS/CNS组合导航模式进行了仿真研究，仿真中根据具体模型的不同采用了常规卡尔曼滤波或者扩展卡尔曼滤波。通过分析比较仿真结果，提出不同组合模式的适用场合，并针对高精度、高实时性的应用要求，选择了基于姿态矩阵的组合模式。最后，通过分析捷联惯导系统的误差模型，建立INS/CNS组合导航系统的数学模型，经捷联解算，针对航时长、惯性器件精度较低的实际情况，分别采用常规卡尔曼滤波和Sage-Husa自适应卡尔曼滤波，并对不同的数据源进行信息同步处理，完成最终的导航参数输出，并模拟了不同的应用条件对两种滤波方法进行比较，Sage-Husa自适应滤波能各自处理偏差在50%以下的状态模型误差，偏差在110倍以下的系统噪声方差误差、偏差在1%以下的量测噪声均值误差和偏差在11倍以下的量测噪声方差误差，为组合导航系统元器件的选型和建模裕度提供一定参考，具有一定工程应用价值。