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相似文献
 共查询到16条相似文献,搜索用时 102 毫秒
1.
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   

2.
在无陀螺捷联惯导系统中,在一种适合高自旋弹丸运动姿态测试的十二加速度计配置方案下,针对由十二加速度计的输出直接解算出角速度的方法中没考虑加速度计的安装误差问题,提出一种提高角速度解算精度的优化算法。该方法基于非线性最小二乘法从姿态角的一组初值出发开始在每一点处进行线性替代的迭代计算,搜索出满足极值点必要条件的最优角速度,从而实现对姿态角的优化解算。实验证明:该方法能有效抑制安装误差,精度高,是可行的。  相似文献   

3.
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。  相似文献   

4.
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   

5.
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。  相似文献   

6.
无陀螺惯性测量系统角速度估计算法   总被引:2,自引:0,他引:2  
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.  相似文献   

7.
空空导弹具有重量轻、体积小,工作时间短等显著特点,传统的弹载导航系统主要是捷联惯性导航系统,它包括陀螺和加速度计,将一种新型导航系统——无陀螺捷联惯导/GPS组合导航系统应用到空空导弹领域;无陀螺捷联惯导系统(GFSINS)中只包含有加速度计,基于一种九加速度计配置方式,推导了GFSINS系统方程,并给出了导航系下GFSINS/GPS组合导航系统的卡尔曼滤波方程;仿真结果表明:GFSINS/GPS组合导航系统应用到空空导弹领域具有可行性。  相似文献   

8.
一种大动态惯导技术在旋转弹上的仿真与实验研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
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。  相似文献   

9.
机载捷联惯导数字仿真器的设计   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
针对捷联惯导系统实时动态数据获取难的问题,设计一种机载捷联惯导数字仿真器。利用飞控仿真系统输出的参数作为惯性测量元件的真值数据,用Visual Studio 2005完成捷联惯导系统的姿态解算、速度解算和位置解算,实现捷联惯导系统的动态数字化仿真。仿真结果表明:该仿真器不但能灵活改变惯性器件参数,还具有良好的人机环境和输出参数的可视化效果。  相似文献   

10.
根据捷联惯导系统(SINS)误差方程.推导出了单通道误差解析解.利用从弹道中提取的弹体系线加速度和角速度激励惯导模型,并进行了蒙特-卡洛仿真,验证了解析解的正确性。在工程实践中.应用本文提出的方法可以对捷联惯导系统进行误差分配并进行性能评估,具有一定实用价值。  相似文献   

11.
无陀螺捷联惯导系统加速度计安装误差研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
刚体的运动包括线运动和角运动,角运动通常用陀螺仪来测量。研究表明可以用加速度计代替陀螺仪来确定刚体的角运动,其关键是选择加速度计的安装位置和方向,即加速度计的配置方式。分析和推导了基于加速度计的无陀螺捷联惯性测量装置的可行条件,对Chen的6加速度计和一种12加速度计配置方式的惯性装置,给出了加速度计安装误差的表达式和试验标定方法并对安装误差进行了补偿。该项研究对中等精度和较低成本惯性技术的发展具有重要的意义。  相似文献   

12.
弹道导弹轨迹发生器的设计   总被引:2,自引:0,他引:2  
用于捷联惯导的弹道导弹轨迹发生器设计,包括动力学方程的建立和发射点惯性坐标系下的轨迹参数确定.后者又包含发射点惯性系下速度、位置、姿态角、比力速据及角速度的确定.针对误差公式推导复杂的特点,用导航仿真对其输出的角速率和比力值进行精度估计,验证了该设计的正确性.  相似文献   

13.
惯性/卫星组合导航系统在信息融合过程中,需要以运动载体姿态角速度构成误差运动状态矩阵。但一般情况下惯导平台无法输出运动载体的姿态角速度。文中分析了惯导平台框架角与载体姿态角的关系,结合硬件改造与数据处理方法,从惯导平台输出量中提取了运动载体的姿态角速度,完成了惯性/卫星组合导航系统半实物仿真试验。  相似文献   

14.
旋转弹导航系统研究   总被引:4,自引:2,他引:2  
张萌  马铁华  曹咏弘  祖静 《兵工学报》2008,29(7):793-797
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。  相似文献   

15.
滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术,对滑翔增程弹进行控制,就要使弹丸在飞行过程中,能够尽可能地跟踪方案弹道。利用无陀螺捷联惯性测量装置,实时解算弹丸滑翔飞行过程中的实际飞行姿态和弹道参数,与方案弹道中的理想飞行参数进行比较,其偏差信号构成控制指令。将增程弹的弹道分为升弧段和降弧段:升弧段为无控飞行;降弧段采用二阶滑模控制算法设计控制器。通过鸭式舵控制弹丸飞行实现增程,获得了较高的指令跟踪性能,对滑翔增程弹的设计具有一定的参考价值。  相似文献   

16.
减小动态误差的捷联系统姿态算法研究   总被引:3,自引:0,他引:3  
针对陀螺输出信号的两种不同形式 ,以圆锥运动条件下的圆锥误差和计算量为指标 ,对捷联惯导系统姿态计算中的旋转矢量算法和旋转矢量迭代算法进行了研究 ,分析了由角速度提取角增量的方法对旋转矢量算法精度的影响 ,提出二子样迭代算法不如单步的三子样算法优越。  相似文献   

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