研究目標(biāo)研究內(nèi)容擬解決的關(guān)鍵問題

研究目標(biāo)、研究內(nèi)容、擬解決的關(guān)鍵問題1.研究目標(biāo)本項目期望解決極區(qū)慣性導(dǎo)航算法存在的相關(guān)問題，以滿足大飛機極區(qū)慣性導(dǎo)航算法的需求。2.研究內(nèi)容游移方位慣導(dǎo)力學(xué)編排雖然在極區(qū)無法輸出定位和定向信息，但是仍然可以完成位置方向余弦矩陣和姿態(tài)方向余弦矩陣的正常解算而不損失計算精度，所以慣導(dǎo)是執(zhí)行極區(qū)導(dǎo)航的理想選擇。極區(qū)無法定位主要是由于極區(qū)經(jīng)線向極點收斂引起的，而地球上的極點是人為定義的，只要摒棄原來經(jīng)緯線的定義，讓經(jīng)緯線不收斂于地理極點就可以避免經(jīng)線收斂引起的定位困難。同樣，若摒棄以經(jīng)線作為航向參考基準(zhǔn)，采用平行于本初子午線的平行線作為航向參考就可以避免經(jīng)線收斂引起的定向困難。本項目通過分析傳統(tǒng)慣導(dǎo)力學(xué)編排方案的缺陷，設(shè)計三種適合極區(qū)導(dǎo)航的慣導(dǎo)力學(xué)編排方案。主要研究內(nèi)容有：1）傳統(tǒng)慣導(dǎo)力學(xué)編排方案在極區(qū)工作的缺陷及極區(qū)軌跡發(fā)生器設(shè)計。①通過對傳統(tǒng)游移方位慣導(dǎo)系統(tǒng)力學(xué)編排的分析，得到游移方位慣導(dǎo)系統(tǒng)力學(xué)編排在高緯度地區(qū)或極區(qū)存在的問題，建立相應(yīng)的誤差同緯度間的關(guān)系，并給出游移方位慣導(dǎo)系統(tǒng)力學(xué)編排的緯度適用范圍。②研究飛機在極區(qū)飛行軌跡的生成方法，為極區(qū)導(dǎo)航算法的仿真分析提供基礎(chǔ)。2）極區(qū)平面慣性導(dǎo)航力學(xué)編排及性能分析。①借鑒平面慣性導(dǎo)航的力學(xué)編排并考慮極區(qū)的特殊性推導(dǎo)出適合極區(qū)應(yīng)用的平面慣性導(dǎo)航的力學(xué)編排公式，推導(dǎo)極區(qū)平面導(dǎo)航坐標(biāo)系內(nèi)的飛機定位和定向的計算方法。考慮地球曲面影響，推導(dǎo)飛機位置變化引起重力傾斜的補償算法公式。②仿真比較分析地球模型是圓球模型和橢球模型時的極區(qū)平面導(dǎo)航性能的差異。3）極區(qū)橫向慣性導(dǎo)航力學(xué)編排及性能分析。①建立偽地理坐標(biāo)系，推導(dǎo)橫向地球坐標(biāo)與正常地球坐標(biāo)意義下的各種參數(shù)的轉(zhuǎn)換關(guān)系以及橫向慣性導(dǎo)航的力學(xué)編排公式。②仿真比較分析地球模型是圓球模型和橢球模型時的極區(qū)橫向?qū)Ш叫阅艿牟町悺?）格網(wǎng)慣性導(dǎo)航力學(xué)編排及誤差性能分析。①推導(dǎo)格網(wǎng)導(dǎo)航坐標(biāo)系同當(dāng)?shù)氐乩碜鴺?biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，推導(dǎo)格網(wǎng)航向角的計算公式并推導(dǎo)格網(wǎng)航向同真北航向、風(fēng)向、磁航向、航跡角及偏流角之間的關(guān)系。②推導(dǎo)格網(wǎng)導(dǎo)航坐標(biāo)系下慣性導(dǎo)航的力學(xué)編排，分析并推導(dǎo)格網(wǎng)導(dǎo)航誤差方程。針對地球模型是圓球模型和橢球模型的情況仿真比較分析地球模型對格網(wǎng)導(dǎo)航性能的影響。5）研究進(jìn)出極區(qū)導(dǎo)航模式切換時系統(tǒng)參數(shù)的轉(zhuǎn)換算法以及精度分析。3.擬解決的關(guān)鍵問題①平面導(dǎo)航算法中在推導(dǎo)飛機位置變化引起重力傾斜的補償算法公式時對重力傾斜進(jìn)行補償。②推導(dǎo)格網(wǎng)航向角的計算公式時計算格網(wǎng)航向角。③格網(wǎng)導(dǎo)航坐標(biāo)系下飛機地理位置的計算。④導(dǎo)航坐標(biāo)系切換時導(dǎo)航參數(shù)的轉(zhuǎn)換。擬采取的研究方法、技術(shù)路線、實驗方案及可行性分析、研究計劃及預(yù)期進(jìn)展1.研究方法、技術(shù)路線、實驗方案及可行性分析本申請項目研究方法以理論分析和方案設(shè)計為主。方案有效性通過計算機數(shù)值仿真驗證。仿真過程盡量接近實際系統(tǒng)的工作方式，如：捷聯(lián)慣性組件的輸出全部假定為增量形式。描述系統(tǒng)模型的微分方程全部采用四階龍格庫塔法求解，并將其作為評定導(dǎo)航精度時的理論參考值。捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)解算按照真實的導(dǎo)航解算過程完成，即：姿態(tài)解算采用等效旋轉(zhuǎn)矢量多子樣算法，并考慮圓錐誤差、劃槳誤差和渦卷誤差補償?shù)膬?yōu)化算法。仿真平臺頂層結(jié)構(gòu)分為：極區(qū)軌跡發(fā)生器模塊、導(dǎo)航模式切換模塊和導(dǎo)航解算模塊。整個仿真系統(tǒng)如圖6所示。圖6仿真平臺頂層結(jié)構(gòu)圖仿真系統(tǒng)中軌跡發(fā)生器產(chǎn)生載機的理想運動狀態(tài)及慣性器件輸出，導(dǎo)航模式切換模塊根據(jù)飛機進(jìn)入極區(qū)和退出極區(qū)緯度設(shè)定值與飛機當(dāng)前緯度位置判斷應(yīng)當(dāng)執(zhí)行極區(qū)導(dǎo)航模式還是正常導(dǎo)航模式并對導(dǎo)航模式切換過程中的導(dǎo)航參數(shù)進(jìn)行轉(zhuǎn)換，導(dǎo)航解算模塊根據(jù)導(dǎo)航模式判斷結(jié)果執(zhí)行對應(yīng)的導(dǎo)航解算程序，導(dǎo)航參數(shù)轉(zhuǎn)換模塊將導(dǎo)航解算參數(shù)轉(zhuǎn)換到同軌跡發(fā)生器產(chǎn)生的導(dǎo)航參數(shù)相同的坐標(biāo)系內(nèi)。導(dǎo)航誤差可作為評價各導(dǎo)航模式性能的參考。由于極區(qū)地理環(huán)境無法在實驗室模擬，極區(qū)慣性導(dǎo)航算法無法在實驗室條件下通過試驗驗證。因此采用大量的仿真算法對極區(qū)慣性導(dǎo)航算法進(jìn)行仿真分析驗證。另一方面極區(qū)慣性導(dǎo)航算法不僅適用于極區(qū)導(dǎo)航解算同樣適用于非極區(qū)導(dǎo)航解算，因此可以考慮通過在非極區(qū)的車載試驗或機載試驗對設(shè)計的極區(qū)慣性導(dǎo)航算法進(jìn)行跑車試驗或機載試驗，以期驗證所設(shè)計的算法的正確性。2.研究計劃及預(yù)期進(jìn)展研究計劃大致安排如下：（1）2012.3-2012.5研究指北方位慣導(dǎo)力學(xué)編排和游移方位慣導(dǎo)力學(xué)編排在高緯度地區(qū)工作存在的問題，在計算機上編制極區(qū)飛行軌跡并生成相應(yīng)的慣性器件數(shù)據(jù)；（2）2012.6-2012.9推導(dǎo)極區(qū)平面慣性導(dǎo)航力學(xué)編排公式，仿真并分析極區(qū)平面慣性導(dǎo)航的性能；（3）2012.10-2013.1根據(jù)格網(wǎng)航向特點，推導(dǎo)格網(wǎng)導(dǎo)航力學(xué)編排及導(dǎo)航誤差方程，仿真并分析極區(qū)格網(wǎng)導(dǎo)航的性能；（4）2013.2-2013.3設(shè)計極