惯性导航系统极区导航参数解算方法

针对惯性导航系统(INS)极区航向、速度误差增大和大圆航线航向角快速改变的问题,提出了一种INS极区导航参数解算方法.首先研究了极区INS误差抑制机制,构建了椭球面栅格航向基准模型,然后利用INS解算的导航参数信息,实现了栅格航向和栅格速度解算,最后完成了极区导航参数导航性能评估.理论分析和仿真结果表明,该方法计算简单,解算的导航参数有利于极区航行监控和航行绘算;栅格航向和速度精度明显优于地理航向和速度精度,可以满足极区载体航行需求,提高了INS极区导航性能.     

大飞机极区惯性/天文组合导航算法

针对高纬度地区地理经线收敛,造成传统惯导力学编排在地理极点存在奇异值的问题,结合军用大飞机对全自主、高精度、长航时、全球范围导航能力的需要,提出了极区格网惯性/天文组合导航方案。首先以格林尼治子午线作为航向参考,可避免航向参考线在极点处收敛。在此基础上定义了格网导航坐标系,并推导了格网惯导力学编排及其误差方程,解决了传统力学编排在极区无法工作的难题。其次,利用星跟踪器瞄准线位置矢量在惯导平台坐标系和计算坐标系内的测量和计算之差,作为卡尔曼滤波的量测以估计和校正惯导误差。仿真分析表明,格网惯性/天文组合导航方案在8 h内的定位误差小于400 m,可满足大飞机极区导航的需要。