隨著常規(guī)彈藥制導(dǎo)化要求的提高,低成本導(dǎo)航組件由于自身精度的局限性,已經(jīng)較難滿足要求。本文針對慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中存在的自對準(zhǔn)精度低、誤差累積等問題,提出了一種基于地磁矢量的初始對準(zhǔn)方法,優(yōu)化了捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的姿態(tài)更新算法,設(shè)計了基于地磁輔助的衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航算法,并進(jìn)行了數(shù)值仿真和半實(shí)物仿真試驗(yàn)。主要研究內(nèi)容如下:1、針對常規(guī)低旋彈箭,推導(dǎo)了導(dǎo)航過程中的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系,建立了滾轉(zhuǎn)彈體捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的力學(xué)編排和導(dǎo)航參數(shù)更新算法,設(shè)計了基于角速率輸入的姿態(tài)優(yōu)化算法,并完成了姿態(tài)更新算法的仿真分析。2、研究了地磁探測技術(shù)在彈丸滾轉(zhuǎn)角辨識系統(tǒng)中的應(yīng)用,并建立了不同維度地磁矢量計算滾轉(zhuǎn)角的數(shù)學(xué)模型;提出了基于地磁和加速度計的初始粗對準(zhǔn)方法,設(shè)計了一種基于地磁輔助的初始精對準(zhǔn)算法,并對精對準(zhǔn)算法的精度和收斂速度進(jìn)行了仿真分析。3、基于卡爾曼濾波技術(shù),設(shè)計了地磁輔助的衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航算法,建立了組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)方程和量測方程;以火箭彈的飛行彈道作為仿真條件,完成了純慣性導(dǎo)航算法、地磁輔助的慣性組合導(dǎo)航算法、衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航算法和地磁輔助的衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航四種算法的仿真及對比分析,結(jié)果顯示,地磁... 

【文章來源】：中北大學(xué)山西省

【文章頁數(shù)】：106 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

美國GMLRSXM30制導(dǎo)火箭彈結(jié)構(gòu)圖

圖 2.5 三點(diǎn)定位原理示意圖各個衛(wèi)星之間的距離 可以根據(jù)信號從衛(wèi)星到接收端的時鐘確定衛(wèi)星信號到達(dá)時刻rt ，而導(dǎo)航電文和測距碼可st ，得到的距離可以用式（2.70）表示：( ) 1 2 3 4r s c t t c T j ，，，， 距離計算時，由于存在時鐘差，會使計算結(jié)果產(chǎn)生較大監(jiān)控站計算提供，經(jīng)時鐘差修正點(diǎn)后的距離可用式（2.7( ) 1 2 3 4j jr s c t t c j ，，，， ， 并不是衛(wèi)星到終端的實(shí)際距離，稱為偽距。同時根( )n n nx ，y ，z ，可以求出終端和衛(wèi)星的距離： 1 22 2 2( ) ( ) ( ) 1 2 3 4jj j j x x y y z z c j ，，，， 2）存在( x， y ， z )和 共四個未知數(shù)，故至少需要四顆

和地磁脈動等都會影響其全球地磁場的變化[43]，圖 3.1 為全球地磁場示意圖。圖 3.1 全球地磁場示意圖地磁場的大小可以用磁場強(qiáng)度來表示，圖 3.2 為任一點(diǎn)的地磁場要素，包括地磁強(qiáng)度矢量 T、磁偏角 D 和磁傾角 I 等。磁感應(yīng)強(qiáng)度又可以分解為水平方向上的分量 H 和垂直方向上的分量 Z，水平分量 H 與正北方向的夾角為磁偏角 D，水平分量 H 與地磁總量B 的夾角為磁傾角 I，地磁場要素之間滿足關(guān)系如式（3.1）。2 2 22 2 2 2sec coscos sintan tanX Y HX Y Z TT H I Z IX H D Y H DZ H I D Y X ，，（3.1）地磁矢量在世界各地存在著較大的差異

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本文編號：2971590