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.     

小型战术导弹捷联惯导系统数字仿真研究

在建立六自由度刚体弹道数学模型、惯性器件仿真模型、捷联惯导解算模型和误差处理模型的基础上,设计了小型战术导弹捷联惯导系统数字仿真软件,为研究捷联惯导系统误差提供了数字仿真工具.利用仿真软件验证了捷联惯导模型和算法的精确性,研究了惯性器件误差对系统误差的影响.     

一种面向捷联惯导系统设计/验证的仿真平台设计

针对捷联惯导系统的实际应用需求,在Matlab/Simulink环境下设计并实现一种面向捷联惯导系统设计/验证的仿真平台。该平台主要由轨迹发生器、惯性测量单元模块、捷联解算模块、卡尔曼滤波器模块、导航性能评估模块等组成,在其上可方便的完成捷联惯导系统算法的设计验证、系统误差分析、惯性元器件误差分配及试飞数据的离线分析等功能。研究结果证明了该仿真平台的有效性和实用价值。     

直瞄式近程旋转火箭弹的捷联惯导系统建模研究

捷联惯导系统通常应用于较远射程的导弹等飞行器上,近年来,随着惯性器件的微型化和低成本化,使其在近程小口径火箭武器上的应用成为可能.在近程武器上仍采用原有的捷联惯导解算方法则过于复杂,文中推导了在近射程、滚转体制条件下直瞄式火箭弹的捷联惯导基本方程,建立了相应的解算模型.在此基础上,以某型直瞄式反坦克火箭弹为例进行了仿真,验证了所建立的惯导方程及解算模型的正确性.     

惯导轨迹发生器误差引入研究

轨迹发生器为捷联惯导算法程序提供仿真测试数据。选定理想轨迹,用捷联惯导原理逆向解算出元件输出,引入误差后输入捷联惯导算法程序,得到解算轨迹。针对传统捷联惯导轨迹发生器引入误差不全面的问题,提出全面考虑误差的新型轨迹发生器。用元件真实数据分析出各项误差,将各项误差引入理想元件输出,得到较传统捷联惯导轨迹发生器更加接近真实情况的轨迹数据。仿真结果表明,新型轨迹发生器较传统轨迹发生器更加接近真实情况,是一种可靠的捷联惯导轨迹发生器。     

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。     

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。     

一种里程计辅助车载捷联惯导行进间对准方法

提出一种车载捷联惯导行进间对准方法。以里程计信息为辅助,将行进间对准过程分为粗对准和精对准,以惯性坐标系作为捷联惯导解算的参考基准并借助里程计信息进行粗对准,采用10状态Kalman滤波器进行精对准,观测量采用捷联惯导解算的速度与里程计解算得到的速度之差。进行仿真试验和实车试验,试验结果表明：该方法实现了行进间初始对准,兼容静基座及晃动基座初始对准,对行车路线及行进方式不做要求,捷联惯导在25 min内实现了和静基座对准相同的精度,对准精度与对准的时间正相关,对准时间越长对准精度越高。     

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。     

一种星敏感器与捷联惯导高精度安装误差标定方法

针对高精度标校星敏感器和捷联惯导之间安装误差问题，捷联惯导和星敏感器均能输出相对惯性空间四元数的特点，提出了一种基于误差四元数与角速度测量值的算法，建立星敏感器和捷联惯导的安装误差模型和系统观测模型．采用“粗校准＋精校准”的两次估计滤波方法，最终达到提高姿态确定精度的目的。仿真结果证明了该方法的有效性和可行性。     

地对地导弹捷联惯导系统实时软件仿真

介绍一种在 PC 机上对地对地导弹捷联惯导系统实时软件进行数字仿真的方法。捷联系统实时软件用 PL/M-86与 ASM-86两种语言混合编程,在弹载计算机上运行。用本方法可在PC 机上对实时软件进行调试、检验和精度分析,具有一定的实用价值。该方法已用于实际系统。     

减振系统造成捷联惯性导航误差的有限元分析方法

为研究减振系统由于破坏捷联惯性导航与载体之间固联关系而造成的惯性导航测量误差,分析误差机理,提出一种基于有限元的分析方法。在有限元软件中建立带减振器的捷联惯性导航系统模型,利用轨迹发生器生成的运动参数,对载体及惯性导航系统运动过程进行仿真。仿真结束后,从有限元分析结果中提取惯性器件测量数据,经导航解算,得到减振系统造成的惯性导航误差。研究结果表明,有限元分析方法能够实现减振系统造成惯性导航误差的定量分析,使得可以从捷联惯性导航测量精度的角度进行减振系统优化设计。     

捷联惯导系统数字调平及快速调平方法研究

讨论了实现捷联惯导系统数字调平及快速精调平的方法.介绍了捷联惯导系统数字调平基本原理和实现过程, 然后讨论了通过数据周期延拓实现快速精调平的方法.实验结果表明, 采用数字调平及快速调平方法可在较短时间内实现精确调平.     

捷联惯导/里程计高精度组合导航算法

针对里程计(OD)刻度系数误差和惯导安装误差角对车载捷联惯导(SINS)/OD组合导航系统的影响,重新推导并建立了新的量测方程,在此基础上加入故障检测的方法,从而构成了新的组合导航算法。该组合导航算法能够有效地提高组合导航精度,及时准确地检测出量测故障;同时该组合导航算法同样适用于车辆运动学约束辅助导航模式,为OD发生故障时提供了一种容错方案。仿真结果验证了该算法的有效性。     

SINS/GPS组合导航系统仿真研究

在SINS/GPS组合导航系统中,由于实际所限,无法进行物理试验,一般都采用仿真方法来进行设计和验证.因此在Matlab/Simulink仿真平台中,游移方位系的捷联惯导力学编排进行导航计算,以GPS接收机的伪距为观测量,建立组合导航系统的状态方程和观测方程,在地心地固系内进行Kalman滤波融合,并进行了奇异值可观性分析.系统仿真和可观性分析结果表明:设计的导航系统能够获得满意的精度和可观性.     

惯性导航技术的发展及其应用

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.     

基于机载捷联惯导计算导弹初始姿态的算法

随着惯导技术的发展,机载主惯导逐渐用捷联惯导替代平台式惯导,由此带来了火控系统计算导弹姿态算法的变化。本文研究了惯性导航系统算法,总结出基于机载捷联主惯导的导弹姿态算法。通过仿真验证,该算法计算精度满足要求,可以用于空空导弹导航系统初始化。     

车载导弹光学辅助数学传递对准方法

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。     

基于姿态四元数的SINS/星敏感器组合导航方法

分析了一种星敏感器多矢量定姿原理,在考虑了惯性元器件误差及星敏感器误差的基础上,建立了SINS/星敏感器组合导航系统模型;以模拟的实时星敏感器测量信息为基础,通过将SINS确定的载体相对惯性空间的四元数姿态信息与星敏感器输出的高精度四元数姿态信息进行信息融合,实时估计出陀螺漂移量及失准角并对SINS进行在线修正,从而达到保证SINS高精度导航的目的。最后,通过仿真验证表明了这种SINS/CNS组合反馈校正方案的可行性和有效性。