论文导读：可见在末端用单独的捷联惯性导航系统必然造成很大的误差，必须用其它导航系统对其辅助。导引头作为必需的任务设备在飞行器的中末交接段开机，探测目标，能提供飞行器到目标的高低角、方位角、相对距离、相对速度、视线角速率等视线信息，这些信息辅助捷联惯性导航能提高中末交接段和末端制导系统的性能。
关键词：捷联惯性导航系统，高超声速，导引头
1.组合导航技术
组合导航是使用两种或两种以上的不同导航系统(或设备)对同一导航信息源作测量，利用不同导航设备性能上的互补特性，从这些测量值的比较值中提取各系统的误差并校正，从而提高整个导航系统性能的技术。采用组合导航技术的导航系统称为组合导航系统。组合导航系统具有比单独使用任何一种导航系统更高的导航性能。
现代飞行器可以采用多种导航传感器和设备。在这些导航系统中，惯性导航系统（INS），尤其是捷联惯导技术（SINS），因其高度的自主、抗干扰能力，可提供完备、连续及高数据更新率的导航信息等性质，成为导弹武器系统采用的主要导航系统。惯性导航系统的导航精度成为决定导弹武器系统性能的主要因素之一。但是，该系统的导航精度随着工作时间的增长不断下降的缺陷制约了惯性系统在中远距导弹中的应用，提高惯性导航系统精度成为一个重要的研究课题。解决这一问题的途径有两个：①提高惯性器件的精度，或研制新型惯性器件。惯性系统是通过惯性器件（加速度计和陀螺仪）测得载体相对一于惯性空间的比力和角速度，求得载体的三维位置、速度和姿态信息。所以，系统精度主要取决于惯性器件的精度。提高惯性器件的精度主要通过提高零部件的加工精度，采用新材料、新工艺、新技术。这种方式造价高，同时也没有从根本上改变惯性器件测量误差随时间积累的性质，所以精度提高是有限的；②在现有导航设备的基础上，利用导航误差不随时间积累的外部参考信息源，定期或不定期地对惯性导航系统进行综合校正和对惯性器件的漂移进行补偿。这种方法的实质就是采用组合式导航系统，主要通过软件技术来提高导航精度。实践证明，组合导航是提高惯性导航系统精度的有效途径。
惯性/导引头组合导航的优点
现阶段运用在飞行器上的任务设备大多是成像设备、雷达红外等导引设备。对于这些设备过去主要是运用其所谓的“视觉”技术来进行运动状态估计。在很多研究中，大多用于地面导航、图象识别和估计与目标的相对运用信息，并一直把重点放在设备的改良上，对于真正的将其和惯性等其它导航设备进行组合的研究还不是很多。论文参考网。
文献[1][5]对主动雷达导引头速度信息辅助捷联惯导的组合系统的性能进行了分析。主动雷达导引头在飞行中对地面开机，可利用多普勒效应得到沿导引头波束方向的速度测量值辅助惯导。并采用了卡尔曼滤波算法建立了导引头速度信息辅助惯导模型，构建了主动雷达/捷联惯导组合导航系统。经分析该系统能给出米级的速度精度，并抑制了惯导位置误差随时间增长的缺点。重要的是这个系统不仅提高了导航系统的精度还能节约了飞行器的载荷。
在捷联式惯导系统中，惯性仪表直接承受飞机的角运动，因此，捷联式惯性仪表的动态误差要比平台式系统大的多。论文参考网。可见在末端用单独的捷联惯性导航系统必然造成很大的误差，必须用其它导航系统对其辅助。但卫星定位导航系统，星敏感器有一定的动态特性要求，当超过这个门限时就会失去跟踪“星”的能力，从而失去导航定位的能力。因此在高动态的飞行末端这些系统都不能保障正常工作。
导引头作为必需的任务设备在飞行器的中末交接段开机，探测目标，能提供飞行器到目标的高低角、方位角、相对距离、相对速度、视线角速率等视线信息，这些信息辅助捷联惯性导航能提高中末交接段和末端制导系统的性能。
2.惯性/导引头组合导航系统模型的建立
本文主要对目标点为己知情况下进行导引头辅助SINS的组合导航系统进于了设计。搜索雷达(被动导引头)在中末交接时开机搜索到目标，此时可以提供飞行器到目标的高低角和方位角信息。在最后接近目标时主动导引头才开机。论文参考网。主动导引头随可提供的视线信息有:高低角、方位角、相对速度、相对距离、视线转动角速率。利用这些信息采用最有估计方法来估计出飞行器状态的误差值，来修正惯导解算的结果。本文采用雷达提供的视线角信息来辅助捷联惯导。
2.1 状态方程
捷联惯导误差状态方程为
  （3-1）
状态向量
 （3-2）
本文主要采用雷达导引设备提供的视线角(高低角、方位角)进行分析，并对相对距离信息也进行建模。
 视线的空间方位图如图1所式，视线在 平面的投影与 轴的夹角为高低角 ；视线在平面的投影与轴的夹角为方位角 。
1/3 1 2 3 下一页 尾页 |
