简介：双通道旋转变压器在定点汇编层实现轴角解调时，传统方法运算量大、占用存储空间多。文中根据粗（精）测角所对应的正余弦值大小及其符号，依据反正切函数的性质将求角的定义域从[-∞，＋∞]转化到[0，1]，设计了在[0，1]区间上基于切比雪夫多项式快速逼近arctan（x）的低阶分段多项式，用来解决其解调问题；提出了一种通过粗测角，在其附近寻找最佳粗精组合角值的轴角组合及纠错方法；最后在桌型号导引头系统的内场试验中进行了测试。试验结果表明，应用本文方法比调用反正切函数法的计算时间减少了50％，比应用查表法的计算精度提高了100倍；该方法具有较好的解码速度和精度，能够用于某些既需要综合考虑功能、体积、重量等要求，又需要快速在定点汇编层实现反正切求角解调的导航系统。

简介：空天飞行器往返于大气层内外，持续工作时间长。捷联惯性／天文组合导航自主性强、隐蔽性好，是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性，解决其在机载应用中水平基准制约的问题，分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响，提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性／天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计，可有效估计并补偿系统的姿态误差，减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明，单星观测条件下，导航系统姿态误差快速收敛，定位的均方根误差在200m以内，且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。

简介：针对传统天文导航方法和GNSS导航方法应用于中高轨道航天器尤其是大椭圆轨道机动航天器自主导航的缺陷，提出一种基于低轨道天基平台实时跟踪观测的轨道机动航天器在轨绝对导航方法。其具体实施过程为布置于低轨道的天基平台利用其自带观测敏感器对轨道机动航天器进行全程实时跟踪测量，并将测量所得的星光角距信息和测距信息发送至轨道机动航天器，航天器根据接收得的量测信息结合自身状态预估信息通过最优滤波估计算法实现导航解算。仿真结果表明该方案具备较强的可行性，且该导航系统具有较高的导航估计精度，能够弥补传统天文导航和GNSS导航方法的不足之处，当天基平台自主定轨精度为80m时轨道机动航天器导航位置估计误差在120m以内。

简介：常规惯性／天文组合导航方法难以直接应用于高超声速飞行器机载环境下以载体系为基准进行星光测量的情况，且在可见星只有一颗时无法连续组合。为此，构建了高超声速飞行器惯性／卫星／天文紧组合导航系统方案，通过分析载体系下星光仰角、方位角与惯导误差之间的转换关系，建立了载体系下惯性／天文角度组合模型。理论分析表明，该系统在只有一颗导航星时仍能辅助惯导工作，且可使观测噪声特性保持稳定，从而提高了天文对惯导辅助的连续性和组合滤波估计精度。仿真结果表明，在高超声速飞行器导航系统采用天文角度辅助后，姿态误差较无天文辅助情况的降低60％～70％。