本文以捷联惯性/星光组合导航应用为研究主题,针对高空域长航时远程飞机和往返式近地轨道飞行器两种应用对象展开研究,分别设计了基于小视场星体跟踪器的机载惯性/星光组合导航方案和基于大视场星光敏感器的近地惯性/星光/卫星组合导航方案。同时针对飞行器高空、高速、大机动的特殊工作环境,论文对捷联惯导系统的导航更新算法和抗扰动初始对准算法进行了深入研究。主要研究内容包括:1.针对高空域、高速、大机动飞行器的特殊应用环境,对传统的多子样捷联惯性导航算法进行了改进。在“高频多子样优化计算”+“中频导航更新解算”基本框架内引入参数插值算子,提高了算法在复杂环境下的适应性。进一步分析了地球自转角速度和重力模型误差对导航精度的影响,推导了WGS84地理系重力模型与球谐重力模型随纬度、高度变化的差异性,通过理论和仿真分析得出高空域惯性导航中重力计算更宜采用低阶球谐重力模型的结论。2.研究了飞机起飞/火箭发射等强干扰基座下捷联惯导系统的初始自对准算法,由间接解析粗对准和状态估计精对准两个过程实现。间接解析对准算法基于惯性系下的重力观测矢量,通过矢量定姿算法实现,可隔离角晃动干扰影响。论文对传统的矢量构造方法进行改进,改善了算法的发散趋势。通过矢量夹角分析了算法的抗线干扰性能,设计了抗线干扰的方法。进一步引入QUEST、FOAM等多矢量定姿方法,实现了算法在运动基座下的拓展。状态估计精对准算法基于惯导误差模型,利用速度误差与姿态误差的耦合关系通过卡尔曼滤波器实现对姿态误差的估计补偿。论文针对不同姿态误差初值情况下滤波器估计精度存在较大差异的问题,分析了滤波器初始方差分配对对准精度的影响,给出了定量分析结果与仿真验证结果。3.针对高空自主长航时机载导航应用,研究了基于小视场伺服星体跟踪器的惯性/星光的组合导航技术。推导了小视场星体跟踪器的工作原理和导航原理,给出了单星高度角/方位角误差观测量和多星?角误差观测量的输出模型,并推导了观测量与姿态误差、位置误差之间的函数关系。在此基础上,设计了基于“位置+方位”修正的组合导航方案以及基于导航误差模型的滤波组合导航方案,比较了两种方案的导航精度,并设计了地面不能观星情况下的高空修正算法。为进一步提高导航精度,设计了高精度惯性/星光组合初始对准技术,可实现姿态误差和加速度计误差的高精度估计。最后分析了安装误差对导航系统的影响,设计了安装误差的实验室标定方案和外场标定方案。4.针对空、天、地一体化往返式轨道飞行器的导航飞行任务,研究了基于大视场星光敏感器的惯性/星光/卫星组合导航算法,并进一步设计了不同任务阶段的导航方案。推导了大视场星光敏感器在不同导航系下与惯性系统组合导航模型,验证了模型之间的一致性。分析了星光敏感器时间延迟对组合导航的影响,并提出了改进的解决方案。证明了大视场星光敏感器和小视场星体跟踪器在与惯性系统组合时量测信息的等价性,给出了两者的等价转换关系。设计了轨道飞行器导航参数在协议惯性坐标系与协议地球坐标系之间的高精度转换模型,并利用STK轨迹数据进行了精度验证。考虑返回阶段飞行器与大气之间的摩擦震动,进一步研究了震动环境下惯性导航系统的误差特性。5.针对惯性导航算法、惯性/星光组合导航算法的研发任务需求,设计了惯性/星光组合仿真测试系统。设计了基于运载体飞行轨迹的数字仿真测试系统,包括不同机动形式下的飞行轨迹仿真、惯性器件误差仿真和安装误差、干扰角/线机动、挠曲变形、杆臂、攻角/侧滑角等附加误差仿真;设计了基于地球圆球模型的简化轨迹仿真算法用于空天地一体化飞行器的组合算法验证,同时利用STK卫星轨迹设计软件,设计了复杂轨迹的仿真测试系统。利用惯性系统、星光系统、高精度双轴转台和星光模拟系统设计了惯性/天文实验室模拟测试系统;搭建了基于小视场星体跟踪器的惯性/星光组合车载测试系统,用于组合算法的地面验证。