基于无陀螺惯性测量装置考虑全加速度计安装误差时弾丸姿态优化算法研究

研究了存在安装误差时基于加速度计比力信号解算高自旋弹丸角速度和姿态角的方法。设计了一种十二加速度计配置方案，建立了存在安装误差时的角速度解算数学模型，采用非线性最小二乘法的阻尼高斯牛顿法研究了算法精度。结果表明该方法能有效抑制安装误差，精度高，具有工程应用价值。     

捷联惯导系统中补偿安装误差的优化算法研究

在无陀螺捷联惯导系统中。以高自旋弹丸运动姿态测试为研究背景，针对以往解算载体角速度精度不高。导航误差随时间积累较快的问题，提出一种新的十二加速度计配置方案。并在此方案下采用了一种提高角速度解算精度的优化算法，该方法运用阻尼高斯牛顿迭代法对加速度计的安装误差进行补偿修正。进行相应的仿真试验，并与理论值进行误差分析．证实了该方案的可行性和算法的有效性。     

无陀螺捷联惯导系统模型研究

无陀螺捷联惯导系统采用加速度计来解算载体相对惯性系的角速度,从而代替角速度陀螺仪。考虑重力影响,对两种不同配置方式的6加速度计捷联惯导系统建立了载体运动参数解算模型,在此基础上提出了一种12加速度计配置方式,从而利用多传感器的冗余信息对算法进行优化,消除了角速度解算过程中求解微分方程带来的累积误差,提高了角速度解算精度。     

旋转弹姿态解算方法研究

针对旋转弹姿态测试中导航误差随时间积累过快的问题,提出了由加速度计和磁强计构成组合测试系统。针对一种十二加速度计配置方案,利用拟牛顿法解决了姿态解算的问题。仿真结果表明,该算法能有效的抑制误差的积累,有助于提高导航精度。     

扩展Kalman滤波算法在GFSINS角速度解算中的应用

为提高无陀螺捷联惯性导航系统（GFSINS）九加速度计配置的角速度解算精度，文中提出使用扩展卡尔曼滤波算法。该方法更精确地估算出角速度的误差，并对角速度进行线性补偿。通过仿真分析表明，该方法可以有效地提高角速度解算精度。     

无陀螺惯性测量系统角速度估计算法

针对无陀螺惯性测量系统中角速度解算的难题,文中在分析目前常用角速度解算方案优缺点的基础上,根据Kalman状态估计理论,建立了新的不局限于某种加速度计配置方式的系统状态方程和观测方程模型,推导出了带控制项和系统干扰噪声的限定记忆Kalman状态估计公式,通过一种九加速度计配置方式,对该估计算法进行了仿真验证,仿真结果表明该算法能有效地提高角速度解算的精度,避免了其他角速度解算方案误差发散和小角度符号判断难题.     

基于某种无陀螺惯性测量单元的安装误差补偿

加速度计的安装误差对无陀螺惯性测量单元的精度影响十分显著。分析了一种典型的九加速度计配置方案,针对其构型特点,讨论了加速度计的安装方向和位置误差,给出了标定方法和误差计算公式,采用总体最小二乘法求解其中的超定方程,并设计了补偿方案。仿真试验结果表明该补偿方案将角速度解算误差的均值和方差均减小2个数量级,消除89.5%的东向导航误差。     

无陀螺捷联惯导系统角速度解算新方法

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.     

适用于高旋弹药的MIMU角速率解算算法研究

针对由于陀螺抗过载能力差限制传统捷联惯性测量系统使用问题,以高速旋转弹药制导化应用为背景,提出了一种十二加速度计配置方案。在分析比较几种常见角速率解算算法基础上,通过优化组合得到了一种特别适用于高旋弹药而且不随时间积累的角速率解算算法,最后利用计算机仿真验证了该算法的有效性。仿真结果表明,该算法不随时间积累发散,在提高角速率解算精度的同时有效避免了角速率解算过程中符号误判和过零震荡现象。     

全加速度计惯性测量的优化设计及仿真分析

基于炮弹的几何结构及运动特点。设计了一种十二加速度计组合的无陀螺惯性测量方案用于测量弹体运动时的角速度和线加速度．计算机仿真分析显示这种测量方案直接解算的是弹体运动角速度，并可以有效地消除重力加速度分量对解算弹体运动角速度及线加速度的影响．这种惯性测量技术使惯性测量系统结构简单化，并有可能降低成本。对提高现有常规武器的性能有重大的意义。     

ー种快速高精度自主式寻北仪设计及精度分析

自主定向是大型光电跟踪设备和惯性导航设备的关键技术。为了降低成本并适应快速高精度自主寻北定向的需要，深入研究了基于哥氏效应的加速度计寻北（也称为非陀螺寻北）系统。根据加速度计寻北仪的工作原理，结合工程实际，设计了一套铅垂轴系单轴速率的寻北系统。针对系统结构组成，从加速度计、光电编码器的选择及转台、数据处理等的设计出发，讨论了该方案的结构实现。根据加速度计寻北原理的数学模型，详细分析了影响寻北精度的转速误差、偏时误差、测角误差、采样误差等关键因素，并按照样机的实际参数进行了误差计算，计算出寻北标准差为88”，     

一种大动态惯导技术在旋转弹上的仿真与实验研究

针对大动态环境下旋转弹的特点，在无陀螺惯性测量系统的基础上，采用一种基于MEMS双陀螺多加速度计的捷联惯导方案。该方案可以克服单纯加速度计的惯导方案对加速度测量和安装精度的苛刻要求，实现对弹轴方向角速度的解算。计算机仿真结果表明，导航解算的误差可以满足旋转弹的精度要求。在仿真分析基础上，给出了一种面向炮弹系统．基于FPGA双核处理器结构惯导系统的硬件实现方案。     

基于双轴加速度传感器的外弹道转速实时测量方法

旋转弹外弹道自转角速度的实时测量是弹道修正引信弹道解算器设计的重要环节之一。弹丸转速基本检测方法是利用转速传感器，通过外测或遥测进行，尚无法对每发弹进行实时测量。提出了一种测量旋转弹外弹道自转角速度的方法。即利用双轴加速度传感器提取弹丸外弹道横向加速度采样信号的功率谱，结合DSP的数字滤波，对信号做256点FFT处理，得到一组(v-t的离散序列值。试验结果与理论分析相吻合，且能满足弹上解算的实时性要求。     

基于对偶四元数的圆锥及划船误差补偿改进算法

为提高高动态环境下的对偶四元数捷联惯性导航算法解算精度,将梯形数字积分算法应用于圆锥和划船误差补偿算法中,改进了姿态和速度解算算法,提高了对偶四元数捷联惯性导航算法的解算精度。在单个采样周期内,利用前一时刻采集的陀螺角速率信号和当前时刻采集的陀螺角速率信号,通过梯形积分方式计算角增量进行圆锥误差补偿;利用前一时刻采集的加速度计信号和当前时刻的加速度计信号,通过梯形积分方式计算速度增量并结合同一时刻的角增量进行划船误差补偿。通过设计的多组动态模拟仿真航迹验证表明,当角速率和比力作为圆锥和划船误差补偿算法输入时,梯形积分算法的精度高于传统的矩形积分算法,且航迹的动态性越高,改进算法的性能优势越显著。同时,通过动态跑车实验结果的分析对比,进一步验证了该改进算法的实用性。     

旋转弹导航系统研究

旋转弹自转角速度大，由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用，提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。根据无陀螺的测量原理，充分利用多个加速度计的冗余输出信息构建自滤波系统，抑制GFMIMU角速度误差的快速发散。为克服GFMIMU长时间工作姿态角误差的积累，采用磁强计与其进行组合导航；从解算精度与实时性考虑，基于四元数描述建立了该组合寻航系统的状态方程和观测方程，并采用二阶插值滤波器进行信息融合。最后，对所设计的组合导航系统进行系统仿真，仿真结果验证了该系统设计方案的可行性。     

炮弹飞行运动状态的全局灵敏度分析

出于外弹道测试或导航控制等需要,常在炮弹上安装各种用于飞行状态测量的装置。由于炮弹在发射及飞行中的状态受到各种随机因素的干扰,直接影响弹载测量装置的输出。为了更好地开展试验设计及相关数据处理工作,采用三轴陀螺仪测量炮弹转动角速度、三轴加速度计测量弹丸加速度、磁力计测量炮弹姿态角的方案,以五自由度刚体弹道方程组为基础,采用基于蒙特卡洛打靶的Sobol’全局灵敏度分析方法,就3种传感器的输出对初速跳动、起始扰动等因素的敏感程度开展定量研究。定量分析结果表明,初始偏航角速率和初始俯仰角速率对陀螺仪沿弹体径向的输出、加速度计沿弹体径向的输出和磁力计轴向输出的影响较大,初速对陀螺仪轴向输出和磁力计沿弹体径向的输出的影响较大,阻力系数对加速度计轴向输出的影响较大。     

具有角加速度计实物参与的半实物仿真试验方法

介绍了某飞行器角加速度计的半实物仿真，叙述了转台频带的选择以及转台初始角度和角速度的处理方法，总结了某飞行器角加速度计半实物仿真的经验。     

快速寻北系统误差补偿技术研究

寻北系统以地球自转角速度作为输入基准,利用陀螺仪和加速度计分别测量地球角速度的分量及载体的倾角,对数据进行捷联解算后获得基准轴与真北方向的夹角,从而得到载体的某一固定轴与北向的夹角。由于系统中存在着很多误差因素,它们将直接影响系统的寻北精度。作为一种精密惯性仪表,寻北系统的精度与其选用的敏感元件、结构安装及用于计算的参数等都有极其重要的关系,通过对系统的误差进行分析,找出合适标定试验方法,通过对系统进行补偿后保证系统的精度。     

内装式空中发射运载火箭点火状态多目标优化

针对内装式空中发射运载火箭状态空间广泛的特点,提出基于粒子群优化算法的空中发射系统的多目标优化方法。定义了以箭机分离时载机的姿态角、稳定伞的阻力特征、运载火箭点火时的角速度为自变量的粒子群广义位置和广义速度。建立了以箭机安全距离、运载火箭有效动能与耗能的比值、运载火箭控制机构耗能为变量的多目标优化模型。利用MATLAB软件计算优化模型,分析优化结果,证明适用于解决空中发射系统的优化问题。