افزایش دقت سامانه ناوبری اینرسی فضایی با استفاده از ناوبری رادیویی و دینامیک مسیر

معادلات دینامیک مسیر پرواز به عنوان روشی ارزان و کارا در تصحیح خطاهای موقعیت و وضعیت سامانه ناوبری اینرسی میتواند در تکنولوژیهای هوافضایی نقش موثری ایفا نماید. اولین ایده در این پایان نامه ، تلفیق سامانه ناوبری اینرسی با سامانه کمک ناوبری بر مبنای حل زمان حقیقی معادلات پرواز و استفاده از ناوبری رادیویی می باشد. برای این منظور دو پیشنهاد استفاده از فرم لاگرانژی معادلات کپلر و بیان نیوتونی معادلات پرواز سه درجهآزادی انتقالی جسم پرنده مورد مطالعه قرار میگیرد. دقت بالا و قابل حل بودن به صورت زمان حقیقی توسط کامپیوتر پرواز از ویژگیهایی است که در توسعه این معادلات مد نظر قرار میگیرد. برای تلفیق پارامترهای پروازی حاصل از ناوبری اینرسی و معادلات پرواز از الگوریتم های تلفیق مانند فیلتر کالمن استفاده میشود. همچنین در این پایان نامه یک سامانه جدید برای ناوبری رادیویی طراحی شده است. این سامانه قادر است بدون سنکرون سازی ایستگاه ها و یا ارتباط دو طرفه و بین ایستگاهی بصورت کاملاً مستقل ناوبری دقیقی برای سامانه مداری انجام دهد. برای این منظور از معادله حرکت در تخمیگر پردازشگر گروهی استفاده شده است. این روش قادر است بایاس زمانی و فرکانسی ایستگاه ها را تخمین بزند. علاوه بر موارد فوق در این پایان نامه جهت افزایش دقت سامانه ناوبری اینرسی در سامانههای فضایی به طراحی فیلتر موجک جهت حذف نوسانات فرکانس بالا و طراحی چیدمان بهینه برای استفاده از اندازهگیرهای بیشتر جهت افزایش دقت ناوبری اینرسی پرداخته شده است.