滑翔增程弹导航系统误差修正方法研究

为了提高滑翔增程制导炮弹的姿态测量精度,分析了单GPS天线测量弹体姿态角的计算方法,应用GPS和INS全组合的方式,采用INS和GPS的位置、速度和姿态误差信息作为观测量,设计了卡尔曼滤波器,将滤波估计的结果反馈给INS,实现对测量系统全参数的误差修正.数值计算和仿真结果表明,采用基于GPS姿态测量信息的Kalman滤波方法,对INS惯导系统测量误差进行修正,降低了3个姿态角的测量误差,加快了系统误差收敛速度,提高了滑翔控制系统的控制精度,增加了制导炮弹滑翔增程的效果.     

基于GPS伪距的火箭弹扰动源最优估计方法

针对某型火箭弹纵向运动过程,根据小扰动运动理论,采用“系数冻结法”推导出了火箭弹纵向扰动运动的解析方程.根据风洞吹风实验数据,采用拟合的方法给出弹体纵向运动气动参数模型,建立了以气动系数误差扰动源和GPS误差源为状态量的系统状态方程,利用GPS伪距观测量构建了系统量测方程,应用扩展卡尔曼滤波方法对火箭弹被动段纵向平面的气动参数误差干扰源进行最优估计和仿真.仿真结果表明,改进方法加快了扰动源误差的收敛速度,并提高了估计精度.     

制导火箭弹GPS/INS全组合导航系统仿真研究

为了提高惯性导航系统(INS)对制导火箭弹飞行信息的测量精度,通过建立包括GPS误差模型在内的17维状态变量的系统动态方程,对增加不同的外部观测信息量对惯导系统的误差修正能力进行了分析,应用卡尔曼滤波方法,并对采用GPS姿态测量信息对惯性导航系统的误差修正能力及滤波器初始估计误差较大的原因进行了模拟仿真。仿真结果表明,由于GPS姿态测量信息的引入,为惯导系统增加了误差的直接观测量,从而使得制导火箭弹的位置、速度和航向误差大大降低。研究结果对改善低成本惯性导航系统对制导火箭弹的导航性能具有一定的现实意义。