彈載大視場星慣組合深度融合導航技術

宋凝芳，楊艷強

北京航空航天大學 儀器科學與光電工程學院，北京 100083

星敏感器最初在導彈武器中應用，是為了解決潛射洲際導彈等武器中慣性平臺初始對準誤差較大的問題[1-2]。具體方案是將星敏感器安裝在慣導的三軸穩定平臺上，借助平臺提供的姿態基準觀測已知恒星矢量并實現方位校正功能。此外，通過星敏感器/慣性導航組合(簡稱星慣組合)技術可以將采用純慣性導航達到同等精度的導航系統成本降低到原來的1/5[3]。隨著高精度星敏感器的發展，星慣組合已經成為全自主、高精度的低成本解決方案，并且逐漸應用于機載、星載、艦載、彈載平臺高精度姿態需求場景[4-7]。

星慣組合中星敏感器的前身為星跟蹤器，其研制始于20世紀50年代，星跟蹤器是將析像管單元裝在可轉動的框架上，利用旋轉框架來搜索和捕獲目標。因為星跟蹤器跟蹤特定的恒星，視場角較小(一般3°左右)。由于需要跟蹤平臺，整個系統的結構、信息輸入/輸出方式及驅動電路等都較為復雜，且觀星條件苛刻[8]。

到20世紀70年代初，以電荷耦合器件(CCD)為代表的固態圖像傳感器問世，星敏感器正式誕生并得到了極大的發展[9-11]。星敏感器主要經歷了2個階段的發展過程：① 小視場星敏感器。它只能跟蹤為數不多的亮星且依賴外部數據處理來完成捕獲及參考坐標系到慣性坐標系的修正和轉換任務。② 大視場星敏感器。大視場星敏感器一次可以對數十顆恒星進行測量，在每次測量中可以使用多顆恒星的信息，顯著提高了星跟蹤器的捕獲概率。同時還可以實現慣性系下姿態測量，具有較強的魯棒性以及全天候連續工作的能力，同時彈載環境下也面臨雜散光干擾的問題[12-13]。

星慣組合系統的組合方案主要有2種，一種是基于平臺式慣性導航系統(簡稱慣導系統)與星敏感器組合，以當地地理系為導航系，星敏感器依靠慣導平臺提供的水平基準通過高度角差分法實現定位[14]，校正慣導系統輸出導航位置信息，主要應用于機載平臺和艦載平臺。上述系統中由于星敏感器需要指向機構，導致結構復雜、體積功耗較大[6]。為滿足彈載環境對小體積的需求，提出了另一種方案，將慣導系統和星敏感器捷聯安裝在平臺上，以發射慣性系為導航系，借助于慣性穩定平臺實現恒星跟蹤測量，在再入段前通過星光觀測完成姿態校正[7]。

在彈載星慣組合導航方面，研究者關注熱點集中在星敏感器自身性能的提高[15-18]及將星敏測量信息對慣性導航系統誤差修正2個方面[19-22]。針對大/小視場星慣組合在調姿約束方面的差異以及星慣組合導航性能差異等方面研究較少。為了降低彈載星慣組合飛行中段對調姿觀星的要求，提高星慣組合姿態精度，本文提出了大視場星慣組合深度融合導航方法，分別推導了基于姿態和星矢量信息的星慣組合量測方程，并分析了兩者之間的關聯性。綜合考慮星慣安裝誤差、陀螺誤差以及初始平臺誤差角，建立了星慣組合全誤差項模型，并利用線性卡爾曼濾波給出了深度融合導航方法。最后通過數學仿真，分析了不同調姿觀星路徑約束下，大/小視場星慣組合性能差異。

1 問題描述

隨著大/小視場星敏感器的廣泛應用，星慣組合模式逐漸趨向于全捷聯模式。在該模式下，慣導系統和星敏感器均采用捷聯方式安裝，是一種最靈活的工作模式。但是在實際使用時，為了觀測更多的恒星和提高組合精度，實現等效平臺下對星體的跟蹤測量，需滿足以下條件：① 觀星視場角大，星敏感器可以直接完成姿態測量；② 設計相應的調姿策略。隨著大視場星敏感器的出現，憑借調姿約束少和繞光軸精度好的優點，彈載大視場星慣組合具有很好的發展前景。本文將重點開展大視場星慣組合深度融合導航方法的研究，明確星敏感器視場角大小對星慣組合導航性能和調姿約束的影響機理。

2 大視場星慣組合觀測方法

大視場星慣組合觀測方法可以分為2大類，一是以星敏感器輸出的姿態作為輔助信息進行組合觀測，主要包含四元數、姿態矩陣及歐拉角觀測建立的量測方程，稱為“姿態觀測法”；二是以星敏感器輸出的原始星矢量作為輔助信息進行組合觀測，主要包含天文姿態角、星矢量觀測建立的量測方程，稱為“星矢量觀測法”。2種方法可以應用于不同場合，甚至在同一場合下，不同工況之間可在“姿態觀測法”和“星矢量觀測法”之間進行切換。無論是姿態觀測還是星矢量觀測，其核心都是對平臺誤差角進行觀測。

參考坐標系定義如下：

1) 地心慣性坐標系i：坐標原點為地心，x軸位于赤道平面內且指向特點的方位，z軸與地球自轉軸重合。

2) 地球坐標系e：坐標原點與地球質心重合，z軸指向地球北極，x軸指向地球赤道面與格林尼治子午圈的交點。

3) 真實導航坐標系n：坐標軸與理想的導航坐標系所重合，即已知位置下的真實導航系。

4) 計算導航坐標系nc：載體處于計算位置時的真實導航系。

5) 平臺坐標系ns：對于捷聯式慣性導航系統來說，就是數學平臺建立的導航系。

6) 慣組本體坐標系b：慣組敏感比力和角速度建立的坐標系。

7) 星敏感器本體坐標系s：坐標原點為成像平面的中心，y軸與光軸平行，建立的右手坐標系。

當地地理坐標系t：以當地水平面為o-xy平面，其中y軸指向地理北極，z軸指向重力方向，x軸滿足右手定則。

2.1 基于姿態矩陣量測的觀測方程

大視場星敏感器可以輸出星敏本體系在慣性系下姿態信息，通過捷聯安裝的慣導系統輸出導航位置信息和時間信息，將慣性系下姿態信息轉換為計算導航坐標系下的姿態信息，進而與慣性導航系統輸出姿態信息進行組合觀測。

依據計算導航坐標系與平臺坐標系之間關系，可求得平臺誤差角為

(1)

(2)

式中：ψx、ψy、ψz分別為平臺誤差角矢量在導航系下3個軸向的分量。因此，基于姿態矩陣觀測平臺誤差角的觀測方程可寫為

Z=

(3)

2.2 基于星矢量量測的觀測方程

星矢量和天文角度的定義如圖1所示。在參考系O-xyz下，xy軸所在平面繞z軸反向旋轉AZref角度定義為天文方位角，同時旋轉后中間坐標系定義為O-x1y1z1。y1軸繞x1軸旋轉ELref角度定義為天文高度角，旋轉后坐標系定義為O-x2y2z2。旋轉后軸y2為星敏感器的光軸。在參考坐標系系下由天文角度表示的星矢量為

圖1 天文角度定義示意圖

(4)

式中：l為單位星矢量；ELref和AZref分別為參考坐標系下的天文高度角和方位角，簡稱EL和AZ。

一般地，計算導航坐標系下的星矢量lnc可以根據時間信息和慣性導航位置信息得到。平臺坐標系下的星矢量lns表示為

(5)

式中：lb為b系下的星敏感器測量的星矢量。星矢量為量測信息的觀測方程可以寫為

Z=lns-lnc=(lnc×)ψ

(6)

對應觀測矩陣為

(7)

2.3 姿態量測和星矢量量測的關聯性

一般地，小視場星敏感器測量星點較少，只能輸出星矢量信息。而大視場星敏感器測量星點較多，可以實現姿態測量，同時可以輸出星矢量和姿態信息。星矢量觀測方法中，每次觀測大于等于2顆星等價于姿態組合方法。在已識別導航星的情況下，2顆星矢量可以唯一確定星敏的載體姿態，與直接姿態組合法在數學上是等價的。

在實際使用工況下，大視場星敏感器至少需要觀測3顆星，才能完成星圖匹配并輸出姿態信息，受到星慣安裝誤差和陀螺誤差的綜合影響，需要通過調姿動作進行多次觀星實現誤差分離，才能達到準確估計平臺誤差角的目的。在調姿觀星序列過程中可能存在雜光干擾情形，導致星敏輸出姿態信息精度劣化，此時高精度可用的星矢量信息仍然可以作為量測信息進行組合導航。

需要注意的是，星慣組合過程中姿態量測和星矢量量測過程中噪聲參數的不同。大視場星敏感器輸出星矢量誤差一般建模為白噪聲，噪聲量級與視場角大小呈現一定的相關性。在成像敏感單元不變情況下，隨著視場角的增大，單星矢量精度降低。基于識別的多星矢量求解輸出的姿態信息，其姿態誤差也為白噪聲。在星數有限情況下，有效星矢量越多，姿態精度越高，噪聲量級越小。盡管姿態信息與星矢量信息誤差特性一致，但是他們之間的量級不同，組合過程中需要對觀測噪聲參數進行相應設置。

3 大視場星慣組合深度融合方法

3.1 星慣組合全誤差項建模

全捷聯一體化星慣組合導航系統主要由捷聯慣性測量單元、星敏感器和導航計算機組成，其中捷聯慣性測量單元與星敏感器固聯安裝。誤差模型主要包含捷聯慣性測量單元誤差模型和星慣安裝誤差模型。

3.1.1 捷聯慣性測量單元誤差模型

捷聯慣性測量單元主要由近似正交安裝的三軸陀螺和三軸加速度計組成。其誤差模型主要包含零位誤差、標度誤差和安裝誤差。一般，根據慣組本體系基準選取方法不同可以分為以下3類：

1) 以陀螺正交系為基準的慣組誤差模型：共有9個安裝誤差，陀螺3個，加表6個。

2) 以加表正交系為基準的慣組誤差模型：共有9個安裝誤差，陀螺6個、加表3個。

3) 以安裝面正交系為基準的慣組誤差模型：共有12個安裝誤差，陀螺加表各6個。

為了便于分離陀螺誤差項，擬建立基于陀螺本體系的慣組全參數誤差模型。

因此，包含陀螺零位、標度、安裝誤差的全參數誤差模型可寫為

(8)

當以陀螺基為本體系時，加表誤差模型中的安裝誤差，必須是六參數，因此加表誤差模型可寫為

(9)

3.1.2 星慣安裝誤差模型

(10)

(11)

3.2 誤差特性分析

星慣組合中的誤差源主要包含3類，一是初始平臺誤差角；二是陀螺誤差，主要包含陀螺零位誤差、標度誤差和安裝誤差；三是星慣安裝誤差；從誤差源的角度來說，三者之間是相互獨立的。從星慣組合的角度來說，三者在組合過程中相互耦合，制約了組合姿態精度，需要通過多次調姿觀星才能進行所有誤差項的解耦辨識，因此共同制約了組合姿態精度。

3.2.1 初始平臺誤差角和陀螺誤差特性分析

星慣組合系統是由慣性導航系統和星敏感器2部分組成，其中初始平臺誤差角和陀螺誤差來自于慣性導航系統自身。初始平臺誤差角一般是由初始對準過程引入，在導航過程中不變，具有常值特性。陀螺誤差主要包含隨機常值和噪聲2部分，其中隨機常值誤差作為主要誤差，在導航過程中隨著時間累積引入平臺誤差角。初始平臺誤差角和陀螺誤差共同構成慣性導航系統的平臺誤差角。

在不考慮陀螺誤差的情況下，至少需要通過2次調姿3次觀星，才能實現初始平臺誤差角準確估計；在考慮陀螺誤差的情況下，對于大視場星敏感器來說，至少需要通過4次調姿5次觀星，才能實現其準確估計，對于小視場星敏感器來說，至少需要通過6次調姿7次觀星，才能實現其準確估計，其分析過程見參考文獻[23]。

3.2.2 星慣安裝誤差特性分析

星慣安裝誤差來源于星敏感器與慣性導航系統的安裝偏差，在星敏感器量測信息校正慣性導航系統平臺誤差角時引入星慣安裝誤差。對于彈載應用背景來說，星慣安裝誤差是制約星慣組合姿態精度的主要因素。

對于大視場星敏感器來說，星慣安裝誤差的在線標定至少需要2次調姿，3次觀星；對于小視場星敏感器來說，繞光軸的星慣安裝誤差不可觀測，至少需要1次調姿，2次觀星實現其他2項在線標定。其分析過程見參考文獻[24]。

3.3 考慮星慣安裝誤差的觀測模型

在上述基于姿態組合方法與星矢量組合方法的觀測方程中尚未考慮星慣安裝誤差。而在彈載環境中必須討論星慣安裝誤差，其原因在于彈載星慣組合系統需要長期貯存，儲存過程中星慣安裝誤差會發生變化，并且導彈發射時惡劣的力學環境和溫度環境影響，也會使星慣組合安裝誤差發生改變。星慣安裝誤差是制約彈載星慣組合導航精度的關鍵因素。

(12)

由上述分析可知，星慣安裝誤差通過姿態矩陣投影到導航系下與平臺誤差角耦合共同構成星慣組合導航的觀測信息。

3.4 考慮陀螺全誤差項的觀測模型

為了便于分析，選取‘ψ’角誤差模型描述慣導系統誤差傳遞特性，基于‘ψ’角誤差的傳遞方程為

(13)

(14)

式中：ψ(0)為星敏開始觀星初始時刻的平臺誤差角。平臺誤差角主要包含初始平臺誤差角、陀螺誤差累積的平臺誤差角以及剩余平臺誤差角。假定初始平臺誤差角、陀螺誤差、星慣安裝誤差在短時間內為常值。則星慣組合在平臺系下的觀測信息可以表示為

(15)

將式(15)中的陀螺器件誤差和星慣安裝誤差描述為慣組本體系下誤差，則可寫為

(16)

由式(16)可知，陀螺誤差與星慣安裝誤差耦合。

3.5 考慮全誤差項的星慣組合觀測方程

以大視場星慣組合為例，其姿態矩陣觀測方程可寫為

(17)

選取陀螺全誤差項和星慣安裝誤差作為系統狀態變量：

(18)

式中：gBb、gSFb、gMAb分別為b系下陀螺零位、陀螺標度、陀螺安裝誤差。則基于姿態矩陣的觀測方程可以寫為

(19)

(20a)

(20b)

平臺誤差角中耦合了初始平臺誤差角、陀螺累積姿態誤差。因此將平臺誤差角建模為初始平臺誤差角、陀螺零位誤差、陀螺標度誤差、陀螺安裝誤差，并同時考慮星慣安裝誤差，實現對星慣組合全誤差項的建模。通過對各誤差項的分離解耦，可以實現星慣組合的深度融合導航。

3.6 星慣組合信息深度融合方法

深度融合導航方法體現為3個方面：

1) 全誤差項建模，對初始平臺誤差角、陀螺誤差和星慣安裝誤差均進行建模，提高星慣組合模型精度。

2) 基于星矢量和姿態信息分別建立了星矢量觀測方程和姿態觀測方程，共同構成星慣組合的觀測方程。實際應用中，可以根據實際工況，確定觀測方法，在姿態信息有效情況下，優先使用姿態觀測方程，姿態信息無效情況下，可以使用星矢量觀測方程。

3) 全誤差項解耦辨識，通過特定的調姿觀星路徑，實現誤差項的解耦辨識和組合姿態精度提升。

星慣組合的全誤差項解耦辨識需要借助于信息融合方法。考慮到工程應用的計算量約束，一般采用線性卡爾曼濾波器，選取平臺誤差角和全誤差項作為狀態變量，基于姿態鏈全誤差項模型建立狀態方程，卡爾曼濾波器通過對誤差進行最優估計并校正，實現誤差項的辨識和組合姿態精度的性能提升。其信息融合方法如圖2所示。

圖2 星慣組合信息深度融合方法設計

為了能準確標定所有誤差參數，必須對卡爾曼濾波器的狀態方程和量測方程進行設計。

3.6.1 卡爾曼濾波器的狀態方程和觀測方程

系統級標定的濾波器狀態變量一般選取導航誤差參數以及待標定的器件參數，共計21個變量，狀態變量定義如表1所示。

表1 星慣組合信息深度融合濾波器狀態變量定義

在導航誤差狀態方程中考慮上述器件誤差狀態，可以建立系統誤差的狀態傳遞方程，見參考文獻[22]。

系統器件誤差狀態變量一般選取一階馬爾科夫模型，其狀態傳遞方程滿足:

(21)

式中:τi為相關時間；ηi為噪聲。

卡爾曼濾波方法中的觀測方程在3.4節中已經描述并推導，此處不再重復。

3.6.2 線性卡爾曼濾波方程

根據以上的狀態方程、量測方程以及噪聲滿足的條件，離散卡爾曼濾波器的狀態估計過程按以下5個基本方程求解：

狀態一步預測方程：

(22)

狀態估計方程：

(23)

濾波增益方程：

(24)

一步預測均方差方程：

(25)

估計均方差方程：

(26)

3.6.3 慣性/星光數據同步方法

慣性/星光組合導航系統中的慣性導航子系統在地面初始對準后，一般是以100 Hz甚至更高頻率周期性連續輸出導航數據。星敏感器子系統則在主動段結束后，再入段之前開始啟動工作，一般是以10 Hz左右輸出測星或者測姿數據。因此，2個導航子系統存在不同時刻啟動，且輸出數據不同步的的問題。需采用軟同步方法，即基于同一時鐘，為慣性導航數據和星敏感器數據實時更新時間戳信息。基于時間戳信息計算的2種信息更新時間差，將慣性導航子系統輸出的導航信息遞推到星敏感器更新時刻，進行數據融合修正導航信息；再將導航信息更新到慣性導航子系統的下一個更新時刻接序慣性導航和時間更新，同時等待下一次星敏感器的量測更新。

3.6.4 濾波器參數設置

濾波器中狀態變量初值X0一般設定為零向量，其初值的設定一般不影響收斂結果。噪聲陣Q0一般參考慣性測量單元器件的誤差特性進行設置。

均方誤差陣P0和觀測噪聲協方差陣R0的選取是濾波器設計的核心。由于卡爾曼濾波器省略了一些量級較小的誤差狀態，同時還進行了線性化的處理，只是真實系統的近似描述。因此，一般通過設備性能和實驗室測試數據確定誤差狀態的實際標準差。為了保證濾波的穩定性，一般將濾波器參數設置為實際誤差標準差的2～3倍。

3.6.5 閉環校正方程

在卡爾曼濾波過程中，每一次量測更新結束后，需要將濾波估計結果(導航誤差和器件誤差)實時反饋補償，加快收斂速度。

參照式(27)、式(28)將濾波器估計得到的姿態誤差角和位置誤差角實時補償姿態矩陣和位置矩陣。

(27)

(28)

速度誤差補償公式為

(29)

慣性器件誤差按照式(8)和式(9)補償，星敏感器安裝誤差補償公式為

(30)

4 仿真驗證及結果分析

對于星慣組合系統的調姿觀星策略而言，主要以誤差解耦觀測和提高組合姿態精度為目標。在對調姿沒有約束的情況下，可以通過解耦全誤差項實現組合姿態的精度可到角秒級。由星慣組合全誤差模型可知，共有陀螺零位、陀螺標度、陀螺安裝誤差、星慣安裝誤差及初始平臺誤差角共15個狀態變量。對于小視場星敏感器來說，由于繞光軸方向星慣安裝誤差不可觀測，因此至少需要進行7次觀星，每次觀測得到2個有效觀測方程，才能實現全誤差項解耦分離。對于大視場星敏感器來說，需要進行5次觀星，每次可以得到3個有效觀測方程，就可以實現全誤差項的解耦分析。在有調姿態約束工況下，部分誤差項不可觀測，導致組合姿態精度劣化。通過數學仿真來分析多種調姿工況約束下對組合姿態精度影響。

為此，選取3種不同圓視場角星慣組合開展導航精度分析。參考美國JPL研制的ASTROS型小視場星敏感器為例，小視場角的典型值選取為3°；以意大利Galileo Avionic研制的AA-STR大視場星敏感器為例，大視場角選取為20°；此外，以美國Ball Aerospace公司研制的CT-601型星敏感器為例，選取介于大小視場星敏的視場角典型值為10°；通過誤差項協方差收斂情況，揭示不同視場星慣組合在調姿約束下組合姿態精度劣化機理。

一般地，高精度慣性/星光組合應用于彈載、機載、星載平臺時，與導航級精度的標準慣性設備進行融合。因此仿真采用的慣組精度如表2所示，定義繞光軸方向為本體系y軸。對于小視場星敏感器不能自主實現星圖識別，需要借助于載體慣導輸出姿態對目標恒星進行識別，每次觀星只能對一個星矢量進行觀測。大視場星敏感器的視場角為10°和20°時，可以通過星圖識別并選取2顆星就可以實現定姿。因此，大視場星敏感器至少可以對2個星矢量觀測。

表2 星慣組合性能指標

仿真過程設定：每次觀星之前進行調姿6 s，調姿過程不觀星，調姿結束后準靜態觀星5 s，共進行5次調姿觀星，調姿過程中保證3個軸向均有角運動激勵，仿真總時間為55 s。設定如下4種仿真工況：工況1：3°視場5次觀星；工況2：3°視場7次觀星；工況3：10°視場5次觀星；工況4：20°視場5次觀星。

仿真結果見表3、表4和表5。通過工況1和工況2的星慣安裝誤差角協方差收斂值可知，小視場星慣組合繞光軸方向的星慣安裝誤差和陀螺誤差可觀測較差。在觀星次數不足的情況下，平臺誤差角的精度會劣化。當調姿觀星不受約束時，平臺誤差角基本不受繞光軸星慣安裝誤差的影響。通過工況1、工況3和工況4的比對，在同樣的調姿觀星路徑下，視場角越大，平臺誤差角協方差收斂值越小，組合姿態性能越好。綜上，大視場星慣組合不僅可以解決繞光軸方向性能較差的問題，還可以降低調姿路徑約束的要求。

表3 平臺誤差角協方差收斂情況

表4 星慣安裝誤差協方差收斂情況

表5 陀螺誤差項協方差收斂情況

進一步明確大/小視場星慣組合系統組合精度的劣化機理。在無調姿約束工況下，星慣組合導航姿態精度受視場角大小影響較小，小視場星慣組合導航系統可以通過多次調姿觀星，實現導航系下平臺誤差角的估計而不受本體系繞光軸方向的精度差的問題。以工況2和工況3為例，小視場星慣組合經過7次觀星實現了大視場星慣組合的姿態精度。視場角越小，陀螺誤差和星慣安裝誤差繞光軸方向的估計精度越差。因此，采用大視場星敏感器不僅可以實現高精度組合姿態，還可以實現陀螺誤差和星慣安裝誤差的全誤差項在線標定。

圖3給出了大視場星敏平臺誤差角收斂曲線，可以看出在調姿段激勵陀螺誤差導致估計值發散，在靜態觀星段平臺誤差角得到觀測而逐漸收斂；圖4給出了星慣安裝誤差估計值的收斂曲線，其中繞光軸方向收斂精度相比其他2個方向略差；圖5～圖7給出了陀螺零偏、陀螺標度誤差和陀螺安裝誤差估計值的收斂曲線，其中陀螺零偏由于觀星時間較短，且受其他項誤差收斂導致可觀測性較差。在靜態工況下，延長觀星時間即可提高陀螺零偏的可觀測性。

圖3 工況4 平臺誤差角收斂曲線

圖4 工況4 星慣安裝誤差角估計值收斂曲線

圖5 工況4陀螺零偏估計值收斂曲線

圖6 工況4陀螺標度誤差估計值收斂曲線

圖7 工況4陀螺安裝誤差估計值收斂曲線

在調姿約束工況下，組合姿態精度劣化主要是由沒有解耦分離的陀螺誤差和星慣安裝誤差影響。以單次觀星為例，小視場星慣組合通過星矢量觀測，只能得到2個有效方程，因此對平臺誤差角都不能完全觀測，其組合精度與初始平臺誤差角精度相當。而對于大視場星慣組合來說，單次觀星可以得到3個有效方程，平臺誤差角可以完全觀測 但是不能解耦星慣安裝誤差，而陀螺誤差在單次觀星過程中是小量可忽略，因此組合精度與星慣安裝誤差精度相當。

綜上所述，針對工程應用中需要開展的星慣組合系統視場大小、單機指標、數據融合方案的設計給出如下建議:

1) 在滿足星敏感器尺寸、重量和精度指標情況下，視場越大，對載體調姿約束越小，復雜工況下，選星用星適應能力更強。

2) 星慣組合深度融合導航方法基于全誤差項建模，有效利用器件誤差一次上電穩定性，通過調姿觀星在線解耦辨識誤差項，降低單機指標要求，或者在不改變硬件條件下，實現組合性能提升。

3) 依據載體動態和觀星時間，確定激勵誤差較小的陀螺誤差項，在數據融合濾波器的設計中，對相應誤差狀態進行刪減，盡量降低濾波器維數。

4) 星慣組合深度融合導航方法還可以通過多次迭代收斂降低對星慣組合初始對準精度和星慣安裝誤差精度的要求，進一步提供工程的適用性。

5 結 論

根據以上分析，基于大視場星慣組合系統深度融合技術的優勢在于：

1) 可以識別并分離初始平臺誤差角、陀螺誤差和星慣安裝誤差，建立全誤差項模型，通過調姿觀星，對全誤差項進行解耦分離，實現組合性能的整體提升。該方法還可以作為工程應用設計的極限精度參照，根據實際任務需求，截取應用。

2) 在臨近空間中，飛行器會受到RCS截面約束和薄弱大氣導致的調姿約束，大視場星慣性組合可以降低星光觀測調姿要求，減少調姿次數，有利于彈道路徑優化。

所以，大視場星敏感器在彈載領域中的應用是必然趨勢。