地磁方位传感器及其在飞行体姿态测量中的应用

根据法拉第电磁感应定律，即线圈切割地磁场磁力线产生感应电动势的原理，设计一种基于地磁方位传感器的姿态测量系统。并在某型炮弹上进行了实验，测出了数据。结果表明：该地磁方位传感器可应用于高过载旋转飞行体的姿态测量。     

NASA开发新的航天器惯性姿态测量技术

近日 ,美国国家航空航天局 (NASA)与 Team Encounter公司签署了一份 650 0万美元的合同。 NASA要在 TeamEncounter公司 2 0 0 5年发射的“飞行 1号”(Flight One)航天器上安装一种名为“惯性星体罗盘”(ISC)的设备 ,利用它验证一种创新的航天器惯性姿态测量技术。ISC设备由德雷珀实验室开发研制 ,是一种低功率的轻质设备。它的作用是使航天器在太空中工作能够准确地测定位置和方向 ,并进行必要的调整。这样给航天器带来的好处是 :a)减少或消除必须的连续地面控制 ;b)降低成本、节省资源、增加有效载荷空间 ;c)降低大中型卫星的运行…     

基于BP神经网络的飞行体姿态预测模型

针对建立精确的加速度传感器输出与飞行体姿态获取比较困难的问题,在研究了加速度传感器输出信号对飞行体姿态影响的基础上,建立了相应的BP神经网络模型。结合加速度传感器输出的具体数据,应用Matlab语言编写相关的计算程序,验证了模型的可行性。     

惯性测量组合快速测试方法研究

从捷联惯性测量组合的数学模型开始,提出了一种惯测组合快速测试方法,进行了理论推导,合理编排了测试位置,得出了惯测组合陀螺仪及加速度计各性能参数的计算公式。使惯性测量组合单元测试更趋于简单、方便,提高了测试精度,更加便于部队使用。     

微型惯性测量组合的构成及标定技术

微型惯性测量组合就是将微加速度计、微陀螺、微信号变换处理电路和信号校正电路进行综合集成,从而获得载体的综合惯性参数测量,它可以实时提供包含载体姿态和位置信息的六个独立惯性参数,利用系统集成理论,组成了微型惯性测量组合样机,并对其进行了标定.     

无陀螺捷联惯性测试研究

制作了九加速度计阵列的无陀螺捷联惯性测量组合实物模型，并进行转台实验，对加速度计输出信号做了初步分析并进行偏置误差校正和滤波处理，发现用处理后的数据进行解算所得的角速度精度明显提高了一个数量级，从而为提高无陀螺惯性测试的精度提供了一种有用的方法。     

惯性测量组合射前动态标定误差分析

论述了为延长惯性测量组合的稳定期以及提高短程导弹的命中精度,在导弹临发射前对惯性测量组合影响射击精度大的不稳定参数进行自标定的技术.讨论了在导弹起竖过程中利用加速度计信息标定陀螺不稳定参数的方法.不仅从理论上探讨了射前动态标定方法,而且对射前动态标定存在的主要误差项进行了定量分析,并指出了影响射前动态标定的主要问题.根据对实验结果分析,提出了解决动态标定的关键性问题的方法.     

捷联惯性测量组合的不指北标定方法研究

提出了一种捷联惯性测量组合无须北向基准的标定方法,利用加速度计实现了精确的寻北,并完成了惯性测量组合的全参数标定.该方法且具有较高的标定精度,避免了繁琐的寻北操作,简化了惯性测量组合的标定程序,提高了标定效率.     

基于比对的捷联惯性测量组合不拆弹标定方法

安装在导弹中的捷联惯性测量组合(简称SIMU)随着时间推移陀螺和加速度计误差参数会发生变化,从而导致性能降低。针对拆弹标定工作量大、成本高的问题,提出一种工程上简单实用的不拆弹状态下对捷联惯性测量组合进行误差标定的方法。该方法将高精度捷联惯性导航系统固连在待标定弹上,作为基准,采用类似传递对准的方法,利用大维数卡尔曼滤波对陀螺和加速度计的各项误差进行估计。试验结果表明:该方法能够使SIMU的精度提高到陀螺误差小于6.0(°)/h,加速度计误差小于1 000μg,具有较高的工程实用价值。     

速率捷联惯性测量系统工具误差的补偿

根据已知的惯性测量组合数学模型，详细推导了工具误差的计算方法，得到了加速度计和陀螺工具误差补偿公式。仿真结果表明工具误差补偿后制导精度满足实际要求。     

弹体飞行姿态测量方法探讨

研究弹体在炮口随近飞行姿态测量的方法，建立了加速度计组合姿态测量的数学模型，通过理论推导给出了飞行姿态的计算方法。     

基于遗传算法的导弹最小落点散布飞行程序选择

导弹惯性组合输出模型中各系数的发射前标定值与导弹实际飞行中的各系数的真实值之间存在随机误差。文中运用蒙特卡罗方法模拟此误差,并基于遗传算法选择出一条在此误差下落点散布最小的飞行程序。仿真结果表明。文中求得的飞行程序能有效提高导弹的射击精度。     

尾翼展开的同步性对飞行姿态影响分析

针对某型导弹尾翼展开过程对飞行姿态的影响进行了细致地分析,并通过飞行试验数据对分析方法加以验证;最后论证了尾翼展开的不同步性会影响导弹的飞行姿态。     

捷联惯性测量组合的冗余设计和优化

讨论了捷联惯性测量组合冗余设计方案,并引入性能指标函数、系统有效度约束、系统代价函数,对冗余配置的优化问题进行了研究,寻求最优配置和优化准则.最后以5个单自由度陀螺为例,实现冗余优化配置.     

卡尔曼滤波在四旋翼飞行器姿态测量中的应用

针对简单均值滤波很难满足要求的不足,介绍一种四旋翼飞行器系统飞行姿态测量的新算法。在使用传统的加速度传感器获取数据的基础上,使用卡尔曼滤波的方法,将加速度传感器数据和陀螺仪数据进行融合,以单片机为核心的惯性测量单元进行试验。结果表明,该算法能避免动态噪声对加速度传感器数据的影响,提高四旋翼飞行器姿态测量的精度。     

惯性测量组合测试性分析与改进

针对惯性测量组合的测试性分析与评估问题,介绍了多信号建模方法,建立了基于TEAMS平台的惯性测量组合多信号模型,对惯性测量组合的测试性进行了分析与评估,并提出了提高惯性测量组合测试性的改进方案.分析结果表明,改进后的惯性测量组合测试性得到了显著提高,基于多信号模型的测试性分析与评估方法对增强装备保障能力是有效的.     

惯测组合高低温环境简易标定方法

为简化惯性测量组合(IMU)高低温标定过程,基于输入输出物理量模相等的原理,提出了一种高低温环境IMU简易标定方法,并给出了最佳标定编排。高低温环境下对一套激光陀螺捷联惯导系统进行标定试验,结果表明:与传统标定法相比,简易标定法精度满足导航级惯性导航系统的应用要求。试验证实了简易标定法的有效性。