一种捷联未制导系统的优化设计

研究了一种新型捷联未制导系统,含有一个捷联式导引头,一套捷联式惯性传感器,其中的三个速率陀螺和三个线加速度计是导航、制导、驾驶仪部分共享的测量元件.给出了在惯性坐标系中估计目标相对导弹运动状态的捷联未制导方案,导出了该类系统的结构及数学模型,提出了广义卡尔曼滤波器及最优制导律的设计计算方法,最后用数字仿真验证了该系统对付近距、大机动目标的可行性.     

捷联惯性技术在水雷制导与测试中的应用

论述了捷联惯性技术在水雷制导与测试中的应用现状、存在问题以及发展方向。简述了捷联惯性技术的基本原理,重点介绍了其在精确制导水雷、远程自航水雷以及水雷弹道测试中的应用现状、使用方式和特点;对比分析了对捷联惯导系统提出的不同要求,最后对捷联惯性技术在现代水雷应用中的发展趋势提出了看法与建议。     

捷联寻的弹药惯性视线重构及制导系统设计

捷联导引头测量信息中耦合了弹体姿态信息,无法直接运用于制导指令解算.基于下视的捷联寻的方案,建立了从探测视线信息和弹体姿态信息中提取惯性视线角的理论解耦模型以及在倾斜稳定情况下的简化形式.通过非线性微分滤波器——跟踪微分器获得平滑的惯性视线角速率,设计了捷联寻的弹药制导综合系统.弹道仿真结果表明:基于下视的捷联寻的方案能够有效实现近程制导弹药的精确制导,具有一定的工程价值.     

捷联惯性制导导弹自对准方法

提出并探讨了采用“双位置、零力矩”法实现捷联惯性制导导弹自对准的方法。从3个方面对该问题进行了讨论:数字调平的原理与实现方法;捷联惯性制导系统“双位置、零力矩”法自对准的实现方法;精确位置转换的方法。研究结果表明,“双位置、零力矩”法能适用于捷联惯性制导导弹自对准。     

弹道导弹捷联惯性／星光复合制导系统模型研究

推导了星光制导量测信息修正捷联惯性制导系统姿态角误差的机理,讨论了复合制导系统的主要误差,建立了全捷联工作模式的惯性/星光复合制导系统误差模型.针对捷联惯性制导系统的初始位置误差、时准误差及惯性元器件漂移所造成的制导误差,提出了一种适用于弹道导弹的星光修正捷联惯性的复合制导方案.仿真结果表明,当弹道导弹飞出大气层后,利用星体跟踪器获得的精确弹体三轴姿态信息调正捷联惯性制导系统的方案是合理、可行的,这种自主复合制导系统能够满足弹道导弹高精度的制导要求.     

惯性/星光制导误差分离的可观测度研究

基于捷联惯性测量组合和星敏感器的“惯性+星光”复合导航方式综合了两种导航方式的优点,可以实现组合导航的高动态和高精度。研究了惯性/星光组合制导捷联安装的系统误差模型及其可观测度分析方法,计算了在不同位置进行误差分离的系统状态可观测度,并通过数学仿真证明了该分析方法的有效性,可应用于惯性/星光制导方案在线分离惯性失准角和安装误差角的方案快速论证。     

被动式半捷联平台的动力学模型及其稳定性分析

在某些高速滚转的制导炮弹中,捷联式惯性测量系统无法同时满足测试精度与量程的要求。被动式半捷联平台可以通过隔离弹体滚转运动有效解决这一问题。通过对弹体及被动式半捷联平台进行力学分析建立了半捷联平台内筒的动力学模型,通过4阶龙格-库塔法对动力学模型进行了数值求解,得出不同弹体俯仰角下平台内筒的滚动角度和角速率值。在三轴高速转台上进行了地面半实物仿真实验,转台实验结果与数值计算结果相符。计算及实验结果表明弹体飞行俯仰角越小,平台内筒的滚动角度和角速率就越小,被动式半捷联平台就越稳定。本研究适用于常规弹药的制导化改造,具有一定的工程应用价值。     

速率捷联惯导系统工具误差计算与补偿研究

针对采用惯性制导的弹道导弹,开展速率捷联惯导系统工具误差计算与补偿研究.给出速率捷联惯导系统的测量模型和工具误差模型,推导了加速度计和陀螺仪的工具误差补偿公式,并进行了仿真计算.根据仿真结果,分析了各工具误差系数偏差对导弹落点精度的影响,证明了补偿算法的有效性,为捷联惯导系统工具误差补偿和提高弹道导弹制导精度提供理论依据.     

姿态更新算法在某型滚转弹药捷联寻的制导化中的应用研究

针对某型滚转弹药,设计了基于微机电惯性组件的捷联制导系统.运用H∞平方根滤波器,估计出弹目相对运动等信息,形成最优比例制导指令.利用微机电速率陀螺构建数字平台,实现毫米波捷联导引头量测信息及制导指令的坐标变换.对四元数法和等效转动矢量法的滚转弹姿态解算精度进行比较,并通过打击机动目标的仿真试验验证了姿态解算精度对制导精度的影响.仿真结果表明应用等效转动矢量法的捷联制导系统精度更高,能够满足要求.     

高旋弹药飞行姿态测量用半捷联MEMS惯性测量装置研究

针对高速旋转弹药姿态测量中,传统的MEMS捷联惯性测量系统由于角速率传感器在量程和精度上不能同时满足测试要求而存在姿态测量精度低的问题,提出了半捷联MEMS惯性测量的概念、原理和半捷联MEMS惯性测量的实现方法;同时针对半捷联MEMS惯性测量系统的组成结构,对半捷联MEMS惯性测量装置进行了介绍。通过对动力输出仓、控制-驱动电路安装仓、惯性信息敏感仓和惯性信息采集仓的结构和功能说明,阐述了半捷联MEMS惯性测量的实现方法。该装置可在弹药高速旋转情况下为微惯性测量单元提供稳定测试环境,有效抑制高旋弹药对惯性系统姿态测量精度的影响,为高旋弹药姿态测量和常规弹药制导化提供了新的思路,具有一定的工程应用价值。     

空空导弹中制导段捷联惯导仿真计算

对导弹中制导段捷联惯导的导航解算进行仿真,首先解算弹道微分方程,其次由弹道轨迹产生弹载捷联惯导的陀螺及加速度计的输入数据,并模拟惯性元件的输出,最后进行导航解算.仿真计算表明,传递对准精度和弹载惯导的性能均影响导弹中制导的精度.     

制导炸弹末制导导引头技术

导引头技术是制导炸弹实现精确末制导的关键.探讨了常平架式导引头、捷联式导引头及数字景象匹配技术在制导炸弹上的应用潜力,分析了实际应用中影响末制导精度的主要因素.     

对无陀螺捷联惯性制导系统中的数值积分方法的讨论

介绍了无陀螺捷联惯性制导的原理和技术，并针对无陀螺捷联惯性制导系统中的数值积分问题进行分析和仿真，对各种积分方法进行了分析和比较，得到了一些有参考价值的结论。     

美国捷联式惯性制导系统

概述惯性制导系统是利用飞行器上的惯性元件(加速度表和陀螺)测量出飞行器相对于惯性空间的速度和姿态,通过飞行器上的制导计算机控制飞行器命中预定的目标或完成预定的飞行任务。实现惯性制导的技术途径有两种。一种是惯性平台方案,一种是捷联式制导方案。把陀     

一种超低成本捷联惯性制导系统的研制

提出一种低成本捷联惯性制导系统方案。该系统主要由压电陀螺和低成本加速度计构成。文中叙述了硬软件设计过程及系统特点，给出了基于四元数的姿态及导航实时算法。对系统性能进行了仿真分析，计算结果表明，该系统精度可以满足一些战术弹的制导要求。对原理样机所做的初步试验证实了仿真结果。     

捷联惯导系统中的减震技术

捷联惯导系统是随着数字计算机技术的发展而发展起来的新型导航系统,传统的捷联式系统惯性器件直接固联在载体上,力学环境对它的影响特别严重,其中振动环境的影响尤其突出。本文用减震的方法解决捷联式系统中惯性测量器件中的多频共振响应问题。依此减震技术制造的减震器已经检验。     

利用捷联导引头信息实现脉冲比例导引

在简控条件下实现精确制导是灵巧子弹研制中的重要问题.根据弹栽捷联成像导引头和脉冲发动机控制系统的特点,设计了一种基于零效脱靶量概念的直接利用捷联导引头测量信息的末制导方法.该方法通过将速率陀螺和捷联导引头测量信息在速率层面上融合,可在弹体系下得到脉冲比例导引律所需要的制导信号,这避免了在提取惯性系下视线角速率时由不同坐标系多次转换带采的信息损失.利用六自由度动力学模型对末段弹道进行了仿真.结果表明,在理想情况下该文方法可以实现子弹对地面固定目标的精确打击.     

弹道导弹捷联惯性导航系统误差传播模型

弹道导弹捷联惯性导航系统(SINS)的误差是由陀螺仪和加速度计交叉影响产生的，与平台误差传播过程有本质区别，本文针对弹道导弹捷联惯性系统的实用模型开展了研究，得到了离散形式的误差传播，通过该模型建立的离散卡尔曼滤波仿真表明，模型准确地反映了捷联惯性导航系统的误差，为组合制导和提高射击精度研究提供了有利条件。     

DFVLR的试验性捷联系统

为了在惯性捷联技术方面进行研究,DFVLR 与Brunswick 工业大学合作研制了试验性的模件捷联式系统(MOSY)。该系统由若干个可更换的敏感元件模件构成,模件包含温度控制和数字读出电子线路。在第一个系统中,使用了利铁夫公司的B-250加速度表和哈密尔顿标准公司的RI-1010陀螺仪。为了获得B-250加速度表和RI-1010陀螺仪的数字读出,采用了高质量的增量脉宽调制再平衡电路。捷联式系统计算机是由多重LSI-11/2微型计算机组成的。本文描述了系统的基本原理和设计,并且提供了敏感元件模件的第一次定性试验结果。     

弹道导弹射前误差源及其对落点偏差的影响分析

分析了采用捷联惯性制导的弹道导弹在发射前和主动段飞行过程中影响导弹落点精度的误差源;建立了标准发射惯性坐标系、实际发射惯性坐标系以及实际发射坐标系之间的转换关系.在此基础上,建立了模型计算导弹射前误差对导弹落点的影响.计算模型仅依赖于标准弹道,适于射前快速修正.