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。     

环氧树脂高压平面固体开关研究

本研究首先使用Maxwell仿真软件对环氧树脂固体开关的可行性进行分析,然后利用微电子机械加工技术,使用环氧树脂作为开关的固体材料制得固体开关。对环氧树脂固体材料的热稳定性,以及开关的静态自由击穿电压、开关延迟时间进行测试,并对触发后的空气开关与固体开关形貌进行对比。结果表明:环氧树脂可以承受300℃的高温;在主电极和触发电极距离0.08mm、触发电压2 000V条件下,高压固体开关可被触发;相同尺寸的固体开关比空气开关耐压400~600V,开关延迟时间约20ns;触发后的固体开关损伤严重,不能重复使用。     

小口径旋转导弹组合导航算法设计

针对小口径旋转导弹特点,提出地磁辅助MEMS惯组的组合导航算法设计方案。给出MEMS惯性器件和地磁传感器的误差数学模型,简述三轴地磁定姿解算原理,在设计的飞行轨迹上进行MEMS惯性导航仿真和MEMS惯组/地磁组合导航仿真。结果表明：经过地磁辅助的MEMS惯性导航的姿态角误差和位置误差减小明显,可以满足旋转导弹的使用要求。     

以高精度惯组为参考的MEMS惯组参数在线估计方法

针对传统冗余惯性导航系统存在成本高,体积大,功耗大的问题,提出采用低精度MEMS惯组参与惯性导航冗余的导航系统冗余模式.利用MEMS惯组单次通电稳定性具有优势的特点,利用高精度惯组信息对低精度惯组参数进行在线估计.免除因增加惯性器件导致射前标定的大工作量.针对导航参数在飞行器飞行过程中可能发生变化的问题,提出一种自适应滑动窗口估计方法,利用数据的分散性对有效估计时间进行决策,并采用最小二乘法对参数进行估计,仿真结果表明该方法是有效的.     

MEMS惯组陀螺零位在线快速标定系统设计与实现

针对传统MEMS惯组标定算法标定步骤复杂,标定时间长的问题,根据MEMS惯组的参数变化特点,设计并实现了MEMS惯组在线快速标定系统,实现对MEMS惯组参数影响最大的陀螺零位进行快速标定。分析了MEMS惯组误差模型,介绍了在线快速标定系统组成,对快速标定算法进行了解释和说明,并给出了详细标定步骤。该系统简化了标定操作流程,缩短了标定时间,减少了标定保障条件,已成功应用于某精确制导炸弹,并具有良好的工程应用前景。     

小口径榴弹引信微机电安全系统设计与仿真方法

微机电安全系统是实现引信小型化的关键技术之一。阐述了一种基于微机电技术的安全系统构造与作用原理,并选取安全系统的典型机构进行方案设计、仿真和分析,对微机电安全系统的设计流程和设计方法进行初步探索。仿真结果表明,阻尼延迟后坐保险机构可以区分勤务处理和发射时的环境,提高引信的安全性。     

深度相机与微机电惯性测量单元松组合导航算法

针对室内非结构环境下,全球定位系统、无线电定位等定位手段使用困难,轮式里程计在楼梯等场合易出现打滑或空转而误差较大,单一视觉传感器或微机电系统（MEMS）惯性测量单元（IMU）很难实现高精度自主定位,以及传统的视觉与MEMS IMU组合导航算法复杂、计算量大、导航精度低等问题,提出一种适用于室内的深度相机与MEMS IMU松组合导航算法。MEMS IMU预积分结果作为改进迭代最近点（ICP）算法的迭代初值,大幅减少了迭代次数;通过深度相机和MEMS IMU分别计算载体的位置并作差运算,将位置差值作为量测信息,使用扩展卡尔曼滤波估计MEMS IMU的导航误差,修正航位推算的结果;利用Kinect v1深度相机和MTI 100-IMU搭建的平台进行实验验证。结果表明,基于MEMS IMU辅助的改进ICP算法能够减少迭代次数约50%,基于位置差值的深度相机与MEMS IMU松组合算法导航定位误差小于总里程的10%.     

微惯性测量装置的性能试验及分析

以采用MEMS惯性器件组成的微惯性测量装置(MIMU)为试验对象,介绍了其中的惯性器件的主要性能指标的试验方法和试验结果,同时也给出了采用MIMU的输出数据进行姿态解算的试验结果。     

基于 FPGA 的惯性开关测试

基于 FPGA 技术和传感器技术,通过分析惯性开关的结构和工作原理,了解其测试需求,设计了以 Cyclone ⅢFPGA 为控制芯片的某型惯性开关测试设备。利用传感器和 AD674采集惯性开关受力情况;FPGA 进行数据处理与分析,并发出控制信号驱动步进电机;电机运动引起惯性开关受力变化,形成闭环测试系统,通过 LCD 显示测量结果。该设计可以满足惯性开关性能测试,具有实际应用价值。     

一种基于惯性定位技术的单兵室内定位指挥系统方案

针对单兵室内作业的定位和指挥需求,对基于射频技术和惯性技术的不同特点进行分析,并利用MEMS惯性系统进行了二维平面行走、三位立体行走原理验证试验,突破了初始对准、惯性导航、瞬间静止判定、零速修正等核心技术。试验结果表明,以惯性定位技术为基础研制单兵室内定位指挥系统是可行的。在此基础上开发单兵保障产品体系,具有广阔的市场前景。     

微芯片爆炸箔起爆器及其平面高压开关研究进展

爆炸箔起爆系统（Exploding Foil Initiator system, EFIs）的每一次技术升级都伴随着设计理念和制造工艺的革新,尤其是微机电系统（Micro Electro Mechanical System, MEMS）和低温共烧陶瓷（Low Temperature Co-fired Ceramics, LTCC）工艺,极大地促进了微芯片爆炸箔起爆系统（Micro Chip Exploding Foil Initiator system, McEFIs）的发展。简要分析了两种工艺制备微芯片爆炸箔起爆器（Micro Chip Exploding Foil Initiator, McEFI）的优缺点,列举了几种平面高压开关在电容放电单元（Capacitor Discharge Unit, CDU）中的工作性能,得出了开关的设计思路和研究方法的可行性。基于MEMS工艺和LTCC工艺制备及研究McEFI、平面高压开关和平面高压开关集成McEFI,分别总结了国内外的研究进展。提出了重点研究方向：深入研究MEMS工艺制备McEFI及其平面高压开关,以达到工程化应用;采用LTCC工艺,一体化烧结可制备具有独石结构的平面高压开关和McEFI。     

时间序列和径向基网络的MEMS IMU误差建模研究

为了提高IMU精度,进一步提高惯性系统精度,采用时间序列理论中的AR模型对MEMS IMU的误差估计和补偿作了深入的研究,并与径向基神经网络建模方法分析比较.通过卡尔曼滤波器比较了两种建模方法和补偿技术对位置误差的估计性能,试验结果表明:使用AR模型的卡尔曼滤波器估计误差比RBF神经网络小2～3个数量级而均方差和标准差差不多,验证了使用AR模型的卡尔曼滤波器得到的位置估计误差更小,使用更为灵活.     

两轴地磁信号修正的陀螺姿态算法

目前捷联式惯导系统是惯性技术的发展方向,姿态算法是捷联惯导系统算法中的一个重要组成部分,其精度直接影响弹体姿态控制能力,为此文中提出了一种采用三轴MEMS陀螺进行姿态探测,并用两轴地磁信号解算出的滚转角修正陀螺累计误差的方案,仿真分析了地磁陀螺信号组合测姿算法。结果表明:该方案相对于单纯陀螺信号解算姿态角精度高,可用于改善测姿结果。     

带万向支架的空空导弹安全系统消减横向过载影响动态特性研究

利用Working Model仿真软件对一种在载机高机动飞行条件下使用的远距离解除保险机构进行了计算机仿真，全面分析了横向过载对安全系统惯性构件运动和远距离解除保险时间的影响，得出该安全系统可以有效消减横向过载和超大横向过载下远解时间散布严重的结论，研究成果对合理设计空空导弹安全系统具有重要参考意义。     

制导弹药用微惯性测量单元结构设计

针对制导弹药空间狭窄和发射过载高的环境特点, 提出了一种基于微机电系统 (MEMS)惯性器件的嵌入式一体化抗高过载微惯性测量单元(MEMS-IMU) 结构设计方法。在分析 MEMS-IMU结构设计原则和要求基础上,设计加工了MEMS-IMU 结构并研制了惯性测量系统。该 MEMS-IMU通过合理利用空间,极大地减小了体积和重量,同时采用一次性嵌入式的设计与加工方法,以及特殊的灌封材料与工艺,显著提高了结构的抗高过载性能。有限元分析结果表明该结构力学性能良好,马歇特落锤试验和地面炮击试验结果也表明该结构可满足制导弹药对MEMS-IMU 的小体积和抗高过载等要求。     

辅助信息源短时失效下的捷联惯性基组合导航算法

捷联惯性基组合导航中,辅助信息源短时失效会导致组合精度降低,对此提出高斯过程回归辅助捷联惯性基组合导航算法。该方法利用经过组合导航闭环校正的捷联惯性导航系统速度输出作为高斯过程回归的训练输入集,辅助信息源的速度输出作为训练输出集,在未发生失效时对高斯过程回归进行训练,辅助信息源失效时利用高斯过程回归预测辅助信息源输出以实现组合滤波量测更新。在实测实验中,利用低精度微机电系统/全球定位系统组合车载数据,比较所提算法与传统算法在失效情况下姿态、位置和陀螺常值漂移估计效果。结果显示：在60 s的短时失效情况下,所提算法纵摇、横摇、位置估计效果提高90%左右,航向估计提高70.7%,东向、北向陀螺漂移估计分别提高10.3%,10.8%,证明所提算法可以有效地解决组合导航中辅助信息源短时失效问题。     

伪码脉冲体制引信近距特性分析

针对伪码脉冲体制的引信，采用近场分布计算方法分析了近距离目标回波功率变化，结合由于收发开关失配造成的功率损失，得到了引信接收机灵敏度特性理论结果。并用射频仿真方法模拟近距离目标，其中采用光纤延迟线将引信信号延时一个编码周期实现零距离延迟，验证引信真实灵敏度特性，最后给出了结论。     

二次燃烧对燃气弹射内弹道影响三维数值研究

为了进一步研究二次燃烧对燃气弹射内弹道的影响,采用三维非稳态雷诺平均Navier-Stokes方程和重整化群湍流模型对燃气弹射过程进行数值研究,运用动态分层动网格技术模拟尾罩的运动。与实验结果对比表明,二次燃烧工况获得的内弹道参数更接近实验值。数值研究结果进一步表明:多组分工况获得的燃气与空气接触面光滑,而二次燃烧工况接触面呈现褶皱现象; 初容室内氧气质量分数的变化规律表明,二次燃烧现象发生在燃气发生器工作后的0.2 s内。受初容室内二次燃烧影响,弹射加速度呈现初期时二次燃烧大于多组分工况,后期多组分工况大于二次燃烧工况现象; 二次燃烧现象提前了飞行器的出筒时间,减小了飞行器的出筒速度。     

基于Kane方法的波浪驱动水下航行器动力学模型建立

基于多体系统动力学理论,定义并选取适当的坐标系和广义坐标,对波浪驱动水下航行器多体系统进行运动学分析,得到各部分的速度和加速度;基于Kane方法进行动力学分析,计算各部分的偏速度和偏角速度,进而求得系统的广义主动力和广义惯性力。将系统的广义惯性力和广义主动力代入Kane方程中,得到波浪驱动水下航行器多体系统动力学模型。在受力分析中,不仅考虑了惯性力、惯性力矩、重力和浮力以及流体动力,还重点分析了波浪力和多体系统的附加质量力。对波浪驱动水下航行器进行了运动仿真,仿真结果显示航行器航行稳定,所建立的模型是有效的。     

基于Adams的飞行器空气舵传动系统动特性间隙敏感度分析

空气舵系统传递特性主要受系统间隙、刚度和阻尼影响,而间隙是3个因素中最难以控制的一项。当前研究主要集中在系统间隙对整个传动系统最终结果的影响,未对系统各传动环节传动间隙的影响进行研究,且缺乏基于工程实测数据的建模分析。以飞行器空气舵传动系统为研究对象,基于Adams三维多刚体动力学仿真平台和各传动环节实际状态,有针对性地对空气舵传动系统各传动环节间隙以及系统偏差间隙的动特性敏感度进行分析,所得结论为飞行器空气舵传动系统的优化设计和性能预测提供了理论支持。