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基于非正交磁传感器组合的旋转弹体横滚角测试 总被引:1,自引:0,他引:1
针对微惯性传感器测量误差随时间严重发散且量程不能满足旋转弹体横滚角测量的要求,采用磁传感器组合对旋转弹体的横滚角测量及工程可实现性进行了研究。对于不同角度、位置安装的磁传感器,给出了其敏感轴上的数学表达式,并且利用两个非正交安装的磁传感器输出的极值之比与俯仰角呈固定关系进行姿态角求解。分析了产生奇异的条件和使用磁传感器进行横滚角测量的可行性,并对传感器布阵方案及解算方法进行了半实物实验。实验结果表明,俯仰角和横滚角的解算误差基本控制在1°以内,此测量方案适用于偏航角变化不大的旋转弹体。 相似文献
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无陀螺捷联惯导系统加速度计安装方法的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
无陀螺捷联惯导系统采用加速度计输出的比力来解算载体的角速度,从而代替角速度陀螺仪。本文提出了加速度的三种安装方法,对每种安装方案给出了载体角速度计算值的解算方法,并分析的了它们的精度。 相似文献
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弹道修正引信的无陀螺捷联惯性导航方法 总被引:7,自引:3,他引:4
首先分析了加速度计组合测量载体线加速度和角速度的原理。进而讨论了针对火箭炮或身管火炮的捷联惯性导航原理。最后给出了无陀螺捷联惯性导航系统的框图。 相似文献
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惯性导航技术的发展及其应用 总被引:1,自引:0,他引:1
惯性导航技术,通过陀螺和加速度计测量载体的角速率和加速度信息,经积分运算得到载体的速度和位置信息.包括平台式惯导系统和捷联惯导系统.平台式惯导系统将陀螺通过平台稳定回路控制平台跟踪导航坐标系在惯性空间的角速度.捷联惯导系统利用相对导航坐标系角速度计算姿态矩阵,把雷体坐标系轴向加速度信息转换到导航坐标系轴向并进行导航计算.该技术的发展和应用趋势,以惯性导航和GPS卫星导航的组合导航最为典型. 相似文献
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地地导弹惯性测量系统的稳定性及瞄准方位角的准确性直接影响导弹的发射安全.提出了用导弹射前遥测信息对其进行检验的方法.利用射前遥测信息,计算出重力加速度、地球自转角速度及瞄准方位角,通过比较计算值与实际值,完成惯性测量系统性能检测和瞄准方位角闭环检验,试验验证了该方法效果良好. 相似文献
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无陀螺捷联惯导系统角速度解算新方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对无陀螺捷联惯导系统解算载体角速度精度不高的系统瓶颈,提出了两种新的角速度解算方法.基于一种九加速度计配置方案,利用比力方程解算得到的角加速度项、角速度平方项和乘积项,构造了两种角速度的辅助算法.此法避免了由于积分导致误差积累的同时,也避免符号判断、数据开方的过程.仿真结果不仅表明了两种辅助算法的可行性,而且在解算精度方面也优于积分法和开方法. 相似文献
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车载导弹光学辅助数学传递对准方法 总被引:2,自引:1,他引:1
从发射准备时间和对准精度等方面分析现代战争环境下车载导弹对初始对准的要求,提出利用自准直仪进行光学辅助数学传递对准的方法。给出光学辅助数学传递对准系统搭建方案,推导主、子惯导方位光学传递关系,将光学准直得到的相对方位测量角引入到“角速度+加速度”匹配模式中构成新的量测方程,对主、子惯导安装角进行滤波估计。在实验室条件下对方位光学传递算法的正确性和精度进行了验证,并对光学辅助数学传递对准方法进行了数学仿真分析,仿真结果表明,该方法具有较快的对准速度和较高的对准精度,能够满足现代车载导弹快速高精度初始对准的要求。 相似文献
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在保证平台转动惯量和质量偏心不变的情况下,为进一步减小平台摆动角速率以提高解算精度,提出一种可减小轴承摩擦力矩的双轴承嵌套结构。该结构通过内外轴承嵌套实现对弹体滚转角速率的二次隔离,结合半捷联平台工作原理以及SKF轴承摩擦力矩算法,得到双轴承嵌套结构和单轴承结构的摩擦力矩理论数据,对比发现双轴承嵌套结构产生的摩擦力矩为单轴承产生摩擦力矩的35.7%. 为了对理论分析验证,进行了地面半物理仿真试验。结果表明,基于双轴承嵌套结构半捷联平台的摆动角速率和滚转角误差均减小为基于单轴承结构连接平台的50%,说明双轴承嵌套结构更有利于实现高精度解算。 相似文献