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(duì)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中存在的自對(duì)準(zhǔn)精度低、誤差累積等問(wèn)題,提出了一種基于地磁矢量的初始對(duì)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(jì)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?jī)?nèi)容如下:1、針對(duì)常規(guī)低旋彈箭,推導(dǎo)了導(dǎo)航過(guò)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(jì)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(cè)技術(shù)在彈丸滾轉(zhuǎn)角辨識(shí)系統(tǒng)中的應(yīng)用,并建立了不同維度地磁矢量計(jì)算滾轉(zhuǎn)角的數(shù)學(xué)模型;提出了基于地磁和加速度計(jì)的初始粗對(duì)準(zhǔn)方法,設(shè)計(jì)了一種基于地磁輔助的初始精對(duì)準(zhǔn)算法,并對(duì)精對(duì)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(jì)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(cè)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(duì)比分析,結(jié)果顯示,地磁... 

【文章來(lái)源】：中北大學(xué)山西省

【文章頁(yè)數(shù)】：106 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

美國(guó)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(gè)衛(wèi)星之間的距離 可以根據(jù)信號(hào)從衛(wèi)星到接收端的時(shí)鐘確定衛(wèi)星信號(hào)到達(dá)時(shí)刻rt ，而導(dǎo)航電文和測(cè)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(jì)算時(shí)，由于存在時(shí)鐘差，會(huì)使計(jì)算結(jié)果產(chǎn)生較大監(jiān)控站計(jì)算提供，經(jīng)時(shí)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(shí)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(gè)未知數(shù)，故至少需要四顆

和地磁脈動(dòng)等都會(huì)影響其全球地磁場(chǎng)的變化[43]，圖 3.1 為全球地磁場(chǎng)示意圖。圖 3.1 全球地磁場(chǎng)示意圖地磁場(chǎng)的大小可以用磁場(chǎng)強(qiáng)度來(lái)表示，圖 3.2 為任一點(diǎn)的地磁場(chǎng)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(chǎng)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

【參考文獻(xiàn)】：
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本文編號(hào)：2971590