综述

流体力学与飞行力学

固体力学与飞行器总体设计

电子电气工程与控制

材料工程与机械制造

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• Select 1. 行星探测用柔性降落伞跨超声速气动特性及耦合机理研究

  摘要

  贾贺 蒋伟 包文龙 徐欣 荣伟 余莉

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30369

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  录用日期: 2024-07-24
  

  我国针对金星、木星等行星的星际探测新征程已经开启，且正在论证之中。然而，这些行星均具有稠密的大气和更高的大气压力，这与地球、火星的大气环境有较大区别。在以往成功的行星探测中发现，此类复杂的行星大气环境中的气动减速过程需要多级降落伞来完成，且需在跨/超声速条件下开伞和工作，同时第一级引导伞的名义直径会明显小于主伞，也小于前体直径，至今不同尺寸的两级伞与前体之间的流固耦合机理及其气动特性至今尚不明确，同时相关研究报道亦极少。本研究基于稠密大气行星探测任务中适用的锥形带条伞和盘缝带伞，采用浸入边界方法研究不同行星大气环境中柔性降落伞工作过程的流固耦合机理，深入考察不同来流马赫数、伞型、大气成分及参数与直径比影响下的流固耦合特性。研究结果发现：土卫六大气环境中，盘缝带伞（直径比0.3）在跨声速时进行稳降，随着时间变化，伞衣的投影面积逐渐增大。阻力系数在马赫数1.5时达到最大，但其波动变化随着马赫数的增大而单调增大。另外，在马赫数为0.95时，直径比0和1.0时伞衣均出现了极为剧烈的摆动现象。相比之下，木星大气环境中，跨声速条件下锥形带条伞伞衣随着时间推进，投影面积变化越来越小。阻力系数及其波动会随着马赫数增大而单调增大，横向力系数及其波动程度是在1.5马赫数时出现最大。最后比较土卫六、金星和木星大气环境中的降落伞气动表现，发现木星大气环境中锥形带条伞性能最佳，阻力系数较大，且稳定性较好。

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• Select 2. 合成双射流控制水滴轨迹特性实验研究

  摘要

  高天翔 罗振兵 周岩 彭文强 程盼

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30833

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  录用日期: 2024-07-24
  

  为进一步发展合成双射流防冰/除冰技术，搭建了合成双射流控制水滴轨迹特性实验台，通过高速摄影研究了合成双射流激励器相对水滴静止以及存在相对运动时激励器驱动电压、驱动信号相位对微水滴轨迹的影响。。以水滴受到射流影响375 μs后的水平速度增量（Vxdroplet）作指标，评估射流对水滴轨迹特性的影响。激励器与水滴不存在相对运动时（转盘静止），Vxdroplet从驱动信号幅值为60 V的0.65 m/s增大至165V的2.29 m/s，增长趋势呈线性。水滴产生时射流所处相位对水滴的轨迹影响较大。保持165V的驱动信号幅值，不同射流初始相位φ下的Vxdroplet可从1.11 m/s变化至4.98 m/s。当合成双射流激励器以4.4 m/s的线速度接近水滴时（通过转盘转动实现），Vxdroplet从驱动信号幅值为60V时的1.57 m/s增大至驱动幅值为165V时的3.67 m/s。并且圆盘本身的转动对Vxdroplet的影响很小。此外，圆盘转动时Vxdroplet随射流初始相位φ的变化相比转盘静止时有一个时间差，但总体变化趋势相近，并且转盘转动时对应的Vxdroplet更大。以上实验中射流均能够使得水滴的速度在极短时间内提升至与水滴产生区域射流速度相近的量级(O(m/s))。转盘以更高速度转动时（实验中激励器与水滴最大相对线速度可达22 m/s），合成双射流仍对水滴轨迹有明显影响。

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• Select 3. 航空起动/发电机中旋转整流器故障分析与诊断方法综述

  摘要

  王婷 周浩轩 张晓斌 李伟林 曹文平

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30405

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  录用日期: 2024-07-23
  

  航空起动/发电机满足多电化对飞机电源系统轻量化、高集成的要求，已被广泛研究。其组成部件故障诊断对飞机电源系统安全、稳定、高效运行至关重要。旋转整流器作为其中最容易发生故障的部件，其故障诊断具有重要的实用意义。该文对当前旋转整流器故障诊断方法进行系统性综述。首先，从故障建模、故障信号处理和智能算法应用、工业检测技术四个角度概括国内外发展现状。其次，介绍旋转整流器常见二极管故障模式和故障传递路径，并结合实际给出故障诊断难点。而后，分析故障机理，从故障电信号的不同获取方式入手，将现有旋转整流器故障诊断方法进行分类和归纳，深入探讨各类故障诊断方法各自的优缺点及适用范围。最后，对旋转整流器故障诊断方法未来的发展趋势进行展望，以期为这项研究感兴趣的同行们提供一些启发和借鉴。

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• Select 4. 吸气式旋转爆震发动机进气段流动特性研究

  摘要

  李冬 梁国柱 凌文辉 张义宁 孟皓

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30732

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  录用日期: 2024-07-23
  

  为了分析吸气式旋转爆震发动机燃烧室内非定常高压脉动对进气段内流动特征的反向影响，指导进气段设计，考虑进气段出口压力的时空特征，采用三维非定常数值方法对进气段内的流动过程和运动激波传播过程进行了数值模拟。根据计算结果，分析了运动激波的构型特征、传播速度及压力等关键参数变化过程，得到了流动损失和进气段出口脉动反压的传播角频率、峰值以及时均值对流动特征的影响规律。运动激波作用导致进气段内呈现低压气流增压减速和高压气流减压加速的流动特征，相比于定常反压，脉动反压的影响边界更靠上游；角频率越高，则周向长度越长、振荡区域宽度越窄，气流经激波作用次数越多，但不同角频率下出口气流的平均总压损失基本维持不变；保持角频率12000rad/s和时均压力比19.1不变，峰值压力在0.5~1MPa范围时，出口平均总压损失在43%~46%范围；保持角频率12000rad/s和峰值压力比49.5不变，时均压力由0.22MPa增至0.32MPa，出口平均总压损失由52%降至40%，相比于定常反压下的总压损失大2%~8%。研究表明：非定常脉动反压作用下吸气式旋转爆震发动机进气段内流动特征与传统进气段存在较大差距，进气段的流动损失更大且激波影响位置更靠近上游。

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• Select 5. 攻击角度和时间精确控制的制导律设计

  摘要

  董伟 易鑫 张后军 王春彦 邓方

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30787

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  录用日期: 2024-07-23
  

  时空约束制导是指同时满足攻击角度和攻击时间约束的制导方式。针对导弹末制导问题，本文设计了一种具有精确控制能力的时空约束制导律。首先，基于最优落角约束制导律的剩余飞行时间估计式，在不依赖于小角度假设的情况下，逆向推导了剩余飞行时间可以精确预测的变增益落角约束制导律。其次，在该制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项，设计得到了不存在指令奇异现象的时空约束制导律，实现了攻击角度和时间的同时精确控制。接着，引入剩余弹道长度作为自变量，将所提出的时空约束制导律拓展到了导弹速度大小变化的实际场景。最后，通过多组数值仿真算例，验证了所提制导律的有效性和优势。

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• Select 6. 充气式减速结构壁面变形对热化学非平衡流场的影响

  摘要

  刘宇 赵淼 何青松 贾贺

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30277

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  PDF [2937KB]（8）   

  
  录用日期: 2024-07-22
  

  在高超音速来流压力的作用下，充气式减速结构壁面在迎风面会发生变形，进而对流场产生影响。本文基于热化学非平衡反应模型，对充气式减速结构在壁面变形前后的流场进行了仿真计算，分析了在不同来流攻角下，壁面变形对流场特征、壁面热流及壁面压力的影响。充气式减速结构外形为球锥组合体，由刚性端面和6个充气环组成，半径为2.4m，半锥角为60°。计算采用5组分双温度热化学反应模型，壁面催化条件包括非催化壁面和完全催化壁面。结果表明：壁面变形会导致充气式减速结构激波层内出现周期性的温度和压力波动，以及离解组分的非均匀分布；壁面变形对流场各参数的影响随着来流攻角增大而减弱；壁面变形后，流速的变化导致壁面在充气环处热流升高、压力降低，在充气环之间凹陷处热流降低、压力升高，壁面变形对压力造成的影响要弱于对热流的影响;壁面变形后充气减速结构前端面气动力系数无明显变化。

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• Select 7. 基于误差累积因子的高超声速飞行器渐进控制

  摘要

  梁帅 高广乐 曲晓雷 李雅君

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30745

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  录用日期: 2024-07-22
  

  研究高超声速飞行器在模型未知情况下的轨迹渐进跟踪控制问题。在缺乏模型先验知识的情况下，尽管传统基于神经网络/模糊系统的智能控制算法能够通过对模型中未知动态进行重构和补偿实现对期望指令的稳定跟踪，但是由于重构误差的存在，并不能获得精确跟踪结果。为解决高超声速飞行器在未知模型下的渐进跟踪控制问题，本文引入误差累积因子的概念构建了一种改进型Lyapunov函数，并基于此设计了一种新型模糊自适应控制算法，该算法通过保证设计的Lyapunov函数始终有界来实现系统的渐进跟踪性能，无需对模糊重构误差进行额外处理。Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的稳定性，对比仿真验证了所提控制算法的有效性。

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• Select 8. 考虑减速伞作用的无人机内埋舱体分离流场特性与动力学研究

  摘要

  马诺 卫社春 孟军辉 刘清洋 雷宇声

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30755

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  PDF [9978KB]（5）   

  
  录用日期: 2024-07-22
  

  通过将物资舱体内埋于无人机，在抵达目标区域后快速分离投放并展开减速伞，可有效提升空投任务的灵活性与效费比。不同于作战飞机的内埋武器分离，物资舱体与无人机通常紧密配合且质量相当，二者受到分离流场的气动干扰更为严重。在分离过程中，减速伞的充气展开涉及到流场快速变化及与物资舱体、无人机的相互干扰，导致传统基于任意拉格朗日-欧拉（Arbitrary Lagrangian-Eulerian, ALE）描述的分析方法难以考虑开伞过程分离流场对无人机与物资舱体分离动力学特性的影响。本文提出基于充气时间法与壁面假设相结合的开伞等效方法，通过与计算流体力学（Computational fluid dynamics, CFD）耦合六自由度方程（6 Degree of freedom, 6DOF）方法相结合，构建欧拉描述下多体分离减速伞展开过程的等效，实现了对物资舱体内埋分离-开伞过程的一体化仿真分析，并探究物资舱体分离弹道参数与气动干扰影响规律。分析结果表明，所提出方法能够有效分析减速伞的开伞过程；物资舱体弹道较为稳定，无人机在分离与开伞时则受到俯仰方向的较大干扰；各参数对分离的影响均存在非线性，分离方案需要进一步设计优化。本文工作可为无人机系统及分离方案设计奠定基础。

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• Select 9. 随机切换拓扑下无人机集群预设时间跟踪控制

  摘要

  马骥 陈向勇 温广辉 程龙 邱建龙

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30793

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  PDF [1502KB]（13）   

  
  录用日期: 2024-07-22
  

  针对具有随机切换通信拓扑结构的二阶固定翼无人机集群系统的跟踪控制问题，提出了一种分布式预设时间自适应滑模控制方法。首先，建立了固定翼无人机集群的三自由度数学模型，并将其转化为带有扰动的二阶积分器模型。基于上述所建立的模型，选择了一个合适的滑模面，并在此基础上设计了分布式预设时间跟踪控制器，考虑到无人机集群系统在飞行过程中面临的干扰问题，提出了自适应控制策略来对其进行处理。此外，本文引用了一个预设时间定理，并通过李雅普诺夫稳定性理论证明了该二阶无人机系统可以在预设时间内达到稳定。最后，通过数值仿真验证了本文所提出的随机切换拓扑下固定翼无人机集群系统的跟踪控制策略具有可行性。

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• Select 10. 基于可达集的航天器多对一轨道博弈几何求解

  摘要

  李兆航 温昶煊 乔栋 庞博

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30803

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  PDF [9257KB]（6）   

  
  录用日期: 2024-07-22
  

  航天器轨道博弈对保障我国空间资产安全具有重要意义。相对于经典“一对一”轨道博弈问题，“多对一”轨道博弈面临状态参数维度高、追逐者角色未定、终端条件多变等难题，致使传统基于最优控制理论的微分对策方法求解困难。为克服上述困难，本文提出了一种基于航天器可达集的多对一轨道博弈几何求解方法。首先，基于航天器可达集理论建立轨道博弈纳什均衡点的可达集等价表征；然后，基于网格点搜索法精确求解任意时刻航天器可达集包络，进而通过计算三角剖分闭合曲面的立体角确定参与博弈航天器可达集之间的相对几何关系；最后，利用二分法搜索来确定满足纳什均衡点可达集几何条件的博弈末端时刻，进而确定博弈结束时的航天器空间位置坐标，完成对多对一轨道博弈问题的求解。仿真结果表明，对一个典型的“三对一”轨道博弈算例，在普通个人计算机上传统微分对策方法求解耗时大于2小时，而所提几何方法可在8分钟内给出相近的解。

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• Select 11. 舰载机保障作业自适应批量匹配决策方法研究

  摘要

  刘广 王华 林友芳 贺硕 李亚飞 徐明亮

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30615

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  PDF [1935KB]（12）   

  
  录用日期: 2024-07-12
  

  衡量航空母舰作战性能的关键指标是舰载机出动架次率，其高低取决于舰载机的保障阵位匹配策略。现有工作主要采用序列匹配和批量匹配方法为舰载机匹配保障阵位，但均存在一定的局限性，难以兼顾保障作业阵位匹配的实时性和质量。面对复杂时变的作业环境，确定合理的保障作业匹配策略变得十分困难。因此，本文在批量匹配方法的基础上，提出了一种新的舰载机保障作业自适应批量匹配决策方法。首先，通过构建多维环境状态编码的强化学习方法求解较优的时间窗划分策略。然后，在每个时间窗内应用高效率的批量匹配算法，以求解保障作业与保障阵位的最佳匹配方案。基于公开的尼米兹号航母数据进行的多组模拟实验结果表明，本文方法能够有效应对保障环境的动态变化，在满足实时性需求的前提下能够快速求解出高质量的保障作业阵位分配方案。

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• Select 12. 面向多战术需求的无人机空战自主规避机动方法

  摘要

  杨振 李琳 柴仕元 黄吉传 朴海音 周德云

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30629

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  PDF [1433KB]（14）   

  
  录用日期: 2024-07-12
  

  空战通常是一个连续且包含多回合导弹攻防对抗的过程，UCAV(Unmanned Combat Aerial Vehicle)在规避来 袭空空导弹的过程中应该综合考虑机动对整个空战对抗任务的影响，而不是仅仅关注安全性因素。对此，本文提出了脱 靶量、耗能以及终端态势优势等面向多战术需求条件下的UCAV空战自主规避机动策略生成方法。建立了UCAV-导弹三 维空间追逃模型以及UCAV自主规避的状态空间、动作空间和奖励函数模型，针对该模型提出了LSTM-Dueling DDQN (Long Short-Term Memory-Dueling Double Deep Q Network)算法，该算法融合Double DQN(Double Deep Q Network) 和Dueling DQN(Dueling Deep Q Network)网络模型，并使用LSTM网络提取时序特征。此外基于探索课程学习思想， 对稠密与稀疏奖励函数进行时序融合，促进人工经验和策略探索对规避机动学习过程的共同引导。针对战术耦合过程中 的需求冲突问题，构建切比雪夫方法求解面向不同战术需求偏重程度的Pareto策略解集，反映空战机动规避中多种战术 需求的矛盾性与耦合性。仿真实验与结果分析表明，本文所提出的方法具有良好的收敛速度和学习效果，对于解决面向 多战术需求空战自主规避机动问题的可行性与有效性显著，所得出的规避机动方法能够在保证UCAV自身安全性的同时 反应出不同的规避战术需求。

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• Select 13. 机载多孔径全景图像合成技术研究进展

  摘要

  吴付杰 王博文 齐静雅 曹铭智 桑英俊 李晟 张玉珍 李林 陈钱 左超

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30505

  全文：

  PDF [2324KB]（6）   

  
  录用日期: 2024-07-12
  

  机载多孔径全景图像合成技术通过对多个子孔径或传感器的图像拼接合成，实现广域高分辨、高空间带宽图像重建，在国防安全、农林领域、数字监控等多个关键领域发挥着重要的作用。本文介绍了机载多孔径全景图像合成技术的发展背景，阐述了全景图像合成的基本概念和步骤，对其核心部分——图像配准技术和图像融合技术的分类和发展脉络进行梳理，并总结了目前主流方法的特点和局限性。最后结合目前机载多孔径全景图像合成技术的发展现状，揭示了机载多孔径全景图像合成技术的瓶颈问题，此外还展望了未来的研究方向以及解决这些问题可能的技术途径，为相关领域的技术进步和应用拓展提供了有益的启示。

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• Select 14. 基于液晶偏振光栅的长波红外偏振成像研究

  摘要

  钟子迪 郭琦 涂智军 赵慧洁 王森博

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30523

  全文：

  PDF [1012KB]（10）   

  
  录用日期: 2024-07-12
  

  采用新型偏振分光元件——液晶偏振光栅，设计了长波红外偏振成像方案，实现了长波红外液晶偏振光栅的制备，并对该方案进行了实验验证。在基于液晶偏振光栅的偏振成像光路基础上，分析了有效成像视场角与所用光栅周期的关系，计算了实验光路参数对应的最佳光栅周期和最大视场角，使用Mueller矩阵推导了偏振态的转化，设计并优化了分时偏振成像方案及参数。基于液晶光控取向技术，制备液晶光栅及波片，并测量了其在10-12μm波段的双折射率及在7.5-12μm波段的透过率，在双面增透硒化锌基板上制备了可用于长波红外波段的液晶偏振光栅，在波长10μm附近达到90%以上的衍射效率；使用所制备的长波液晶偏振光栅搭建偏振成像光路，按设计方案进行分时偏振成像，处理所得图像、解算偏振信息并与预设数值比较，实现了小于1°的偏振角测量误差。

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• Select 15. 基于采样云纹法的CFRP正交层合板材料的应变分布测量

  摘要

  王庆华 刘润芃 闫晓军

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30384

  全文：

  PDF [1103KB]（10）   

  
  录用日期: 2024-07-11
  

  近年来碳纤维增强复合材料（CFRP）在航空工业中的发展令人瞩目，对其断裂过程进行定量评估并预测损伤成为了研究的关键。本文建立了一种基于采样云纹法的测量CFRP正交层合板试样层间裂纹应变场的实验系统，该系统由三点弯曲试验加载装置、显微镜和工业相机以及贴有纳米压印光栅的CFRP试样组成。本文运用该系统对试样加载过程中的应变场进行全场测量，并对试样开始弯曲至裂纹萌生前的应变集中程度进行了定量评估。结果表明：CFRP正交层合板材料层间裂纹的萌生与应变集中有直接联系，裂纹在萌生前会伴随明显的应变集中；裂纹中心相较于裂纹周围区域在起裂前有更明显的应变集中，且随着弯曲载荷增大，中心区域的应变集中程度明显增加，周围区域的应变集中程度则无明显变化。本文开发的实验方法可以准确地测量CFRP层合板材料在裂纹萌生前的应变场，并有效地预测裂纹萌生的位置。

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• Select 16. 风洞试验模型振动机理及主动控制研究进展

  摘要

  寇西平 曾开春 马涛 路波 杨智春

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30467

  全文：

  PDF [1794KB]（13）   

  
  录用日期: 2024-07-11
  

  风洞常规测力试验中经常会出现模型大幅度振动的问题，影响试验数据精度甚至威胁设备安全。深入认识模型振动的发生机理，结合有效的控制手段减小试验中的模型振动幅值，对风洞试验研究有重要意义。首先介绍了风洞模型振动的危害与减小模型振动的意义，分析了模型发生振动的机理，总结了常见的减小模型振动的方法及其研究进展，重点分析了主动振动控制方法涉及的内容与技术难点。已有的研究工作表明，在各种减缓模型振动的方法中，以压电堆作为作动器的主动控制方法最能符合工程实用要求，且减振效果较好。最后对大型风洞中模型振动控制需要研究的问题给出了若干建议。

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• Select 17. 选区激光熔化制备TPMS晶格结构及力学性能

  摘要

  魏取龙 姜丽红 刘征 朱琳 范炼海 王冠刚 赵明杰 郭正华

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30593

  全文：

  PDF [2556KB]（5）   

  
  录用日期: 2024-07-11
  

  三周期极小曲面(TPMS)晶格结构具有轻质、高强和能量吸收特性使其具有广泛的轻量化设计前景，然而传统方法难以制造。以Ti-6Al-4V粉末为材料，采用选区激光熔化(SLM)技术制备Gyroid和Primitive两种结构不同孔隙率的晶格点阵试样和实体拉伸试样，并进行力学性能和微观组织分析。结果表明：TPMS力学性能随孔隙率的增加而呈降低趋势， Primitive结构塑性优于Gyroid结构而整体强度低于Gyroid结构。TPMS晶格结构压缩屈服强度达到498MPa，抗拉强度达到373MPa，力学性能优于基于杆径类(BCC、FCC)的晶格结构，且点阵结构的延伸率比实体试样提高了2.8%~14%。两种点阵结构的断裂模式均为韧性和脆性混合，在点阵结构表面存在气孔和未熔合粉末，这种微观缺陷并不会影响其破坏机制。在相同工艺参数下制备的实体拉伸试样抗拉强度达到 1050MPa，延伸率达到 17.5%，优于传统铸造Ti-6Al-4V合金力学性能。

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• Select 18. 陶瓷基复合材料反应熔渗过程多场建模与仿真

  摘要

  师艳 刘晗 赵彤彤 王柄筑 代吉祥 沙建军

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30722

  全文：

  PDF [1484KB]（10）   

  
  录用日期: 2024-07-11
  

  陶瓷基复合材料结合了碳/碳材料和陶瓷材料的性能优势，成为航空航天领域重要的热结构材料。反应熔体渗透法是制备陶瓷基复合材料的主要工艺，其过程是高温熔体通过毛细作用进入到碳/碳预制体中，与碳基体发生化学反应生成陶瓷相并嵌入到孔隙中，从而实现高效致密化。但由于熔渗过程伴随着高温高活性和短时剧烈的热物理化学相互作用，这使得实验观察和工艺参数调控充满挑战。本文基于反应熔渗工艺特性，考虑不同孔道之间的窜通特性，区别单孔结构与双孔结构的预制体微结构特征，构建更接近真实预制体孔隙结构的反应熔渗多物理场模型，模型预测温度值与实验值误差在3%以内，同时熔渗深度预测值在反应前期与实验值误差在3%以内，整体预测精度远优于Washburn方程及其修正形式；最后讨论了孔隙结构模式对反应熔渗过程温度分布和反应速率分布的影响，发现双孔结构模式更有利于反应性熔体的渗入。本研究提供了一种多孔碳介质内反应性熔体渗透过程的多物理场耦合方法，为陶瓷基复合材料反应熔渗工艺优化提供了理论依据。

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• Select 19. GNSS 拒止下多源自主导航鲁棒滤波方法研究

  摘要

  南子寒 刘大禹 董明 梁文宁 赵雪薇 马伊琳 关瑶

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30782

  全文：

  PDF [14562KB]（9）   

  
  录用日期: 2024-07-11
  

  针对飞行器在卫星拒止环境下的高精度、高完备等导航定位需求，提出了一种融合捷联惯导、卫星导航和气压 高度计的多源自主导航鲁棒滤波方法。在量测中断后较短的时间内，该方法通过量测不确定性与非线性误差模型的滤波 器估计，能够精确量化紧组合导航模式中的状态空间模型，在深入分析量测异常向量对滤波器状态输出的作用机理基础 上，引入鲁棒容积卡尔曼滤波设计，有效改善了误差协方差矩阵的抑制效果，提升了多源自主导航解译过程中滤波器的 稳定性和状态方程的估计精度。仿真结果表明，典型飞行运动模式下，该方法相对于传统的容积卡尔曼滤波，陀螺仪与 加速度计的零偏状态估计精度提升约31%，自主导航系统定位精度提升约24%，并更好地抑制了姿态角误差，为国家综 合PNT体系多源自主导航终端的可靠应用提供了参考借鉴。

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• Select 20. 基于简化太阳方位角的绝对航向角解算方法

  摘要

  张敏 王霞 李宇阳

  doi: 10.7527/S1000-6893.2024.30790

  全文：

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  录用日期: 2024-07-11
  

  为了实现绝对航向角度获取，提出一种基于简化太阳方位角的绝对航向角解算方法。通过输入观测地的位置信息和观测时间信息，得到太阳赤纬角和太阳时角，从而计算出地理正北坐标系下的太阳方位角。再利用天空的偏振分布特性，结合基于太阳子午线提取的偏振光导航定向算法，可以解算绝对航向角信息，以实现导航的目的。计算机仿真和外场实验结果表明：太阳方位角的均方根误差小于0.01°，室外静态航向角解算的均方根误差小于0.2°，动态航向角解算的均方根误差为0.53°，基本满足多数场景下导航的测量精度要求。

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