长航时捷联惯导重力扰动影响及补偿

从捷联惯导系统导航解算出发,分析了重力扰动矢量对捷联惯导误差的影响,并根据非均匀B样条最小二乘法,对局部区域内的重力扰动进行二维逼近,建立重力扰动模型,进而对捷联惯导系统进行补偿。仿真结果表明,非均匀B样条建模方法具有很好的精度,利用建立的重力扰动模型对长航时捷联惯导进行补偿可以有效地减小惯导误差。     

多惯组冗余系统安装误差的空中标定技术

以多组平行安装的捷联惯导构成的冗余系统为研究对象,提出了一种GPS辅助条件下惯导间安装误差的空中标定算法。该算法以其中一套惯导系统为安装基准,与GPS伪距、伪距率信息深组合后的导航结果为真实参考信息,标定前利用飞机机动提高基准惯导的姿态精度,标定开始时刻将基准惯导的导航信息装订给待标定惯导作为导航初值并进行姿态更新,利用待标定惯导的导航误差模型建立卡尔曼滤波器,量测量取为组合姿态与待标定惯导姿态的姿态误差,通过姿态匹配的方式对两套惯组之间安装误差进行标定。仿真结果显示,该方法不需要飞机做精确的角机动,只利用简单的摇翼和盘旋机动就可以对安装误差进行精确标定,且标定精度可达到角秒级水平。     

基于UKF的惯导/被动导引头组合位置修正方法

在导弹末制导阶段,结合自适应UKF滤波方法和直接滤波模型实现惯导/被动导引头组合导航,以提高惯导系统定位精度.首先采用惯导参数和导引头视线信息建立非线性模型,然后结合模型特点对UKF滤波流程进行简化,并针对系统状态变化较快和量测噪声不稳定的特点给出改进的自适应UKF滤波方法,能实现视线信息辅助修正惯导系统位置误差.仿真结果表明,该滤波方法具有较高的估计精度和较快的收敛速度,7s时惯导/被动导引头组合定位误差不高于30m.     

基于UWB辅助的多无人机惯导定位误差校正方法

针对卫星导航拒止的复杂环境下多无人机编队飞行只依赖惯性导航无法长时间导航的问题,提出一种超宽带(UWB,ultra wide band)辅助的惯导定位误差校正方法;给出UWB测距原理的同时建立了无人机机体坐标系下的惯导相对距离解算模型;在惯导误差模型的基础上,以惯导误差和UWB测距信息分别作为状态量和观测量,设计出惯导误差校正的扩展卡尔曼滤波模型;以两架无人机为例对算法进行仿真验证,仿真结果表明相较于纯惯导定位,该方法在东北天三个方向的最大定位误差不超过1 m,速度均方根误差值不超过0.01 m/s,很好地抑制了惯导系统速度和位置的误差发散,为解决无人机编队在卫星拒止环境中的定位问题提供参考思路。     

游移方位捷联惯导系统软件测试与仿真

用C语言实现了游移方位捷联惯导系统的实时软件仿真;分别以圆球和参考旋转椭球体作为地球模型进行导航参数计算;用圆球模型下的飞行轨迹数据对圆球模型,椭球模型,加惯性元件误差的椭球模型下的捷联惯导系统导航参数进行测试;提出将速度通道和高度通道联立求解的方法.以提高速度,高度计算的准确性;并解决了导航参数解算中出现的计算周期同步问题;分析了误差来源,比较了圆球和参考旋转椭球体之间的差异;验证了该惯导系统仿真的正确性,证明了该测试方法的可行性。     

捷联惯导在轨标定算法研究

为了保证长期在轨工作的捷联惯性导航系统的精度,设计了一种捷联惯导在轨标定算法.通过分析捷联惯导的主要误差源,建立了标定误差模型和导航误差模型.用加速度计的零位漂移、陀螺仪的零位漂移、陀螺仪的标度因数误差和安装误差构造系统状态方程,利用卫星导航系统提供的速度、位置信息和星敏感器提供的姿态信息构造量测方程,经过滤波运算得到各项误差估计值.算法解决了捷联惯导与星敏感器坐标轴不重合的问题,提高了嵌入式计算机的计算能力.最后对算法进行了数学仿真,仿真结果证明了算法的有效性.     

基于VS的捷联惯导系统仿真器设计

针对在实验室环境下实时获取飞机真实动态数据难度大的问题,借助飞行控制原理设计了飞机实际的飞行轨迹,并利用飞行轨迹产生的真实数据解算惯导误差及惯导参数,模拟了对惯导系统的动态导航.利用模块化设计思想,建立了捷联惯导系统的仿真轨迹模块、惯性器件参数输入模块、导航参数计算模块、视景仿真模块等,并在Visual Studio 2005开发环境下设计了捷联惯导系统仿真系统.用户界面直观简洁,通用性较强,可以实现人机交互、实时仿真等效果.仿真结果与惯导系统误差特征一致,验证了仿真器所用捷联惯导系统算法的正确性.     

里程仪精度对惯导平台误差模型辨识精度影响

在利用车载试验进行惯导平台误差模型辨识时,里程仪精度的高低直接影响惯导平台误差模型的辨识精度.给出了惯导平台的误差模型,并建立了关于视速度的测量误差方程.由于受输入加速度大小的限制,使得系统存在严重的复共线性,提出采用选主元最小二乘方法辨识惯导平台误差模型.仿真得到了里程仪的精度对惯导平台误差模型辨识精度的影响结果.     

基于旋转惯导双轴旋转系统的系统级标定

随着旋转调制惯导系统在空间飞行器上的逐步应用,低精度转台开始作为惯导系统的一部分参与导航过程,对基于旋转惯导系统双轴转台的光纤陀螺捷联惯导系统的系统级标定方法进行研究。建立附加约束条件和简化条件后的加速度计和陀螺的误差模型,在双轴转台上进行合理位置编排和转位,利用静态七位置下的捷联惯导输出数据做惯性导航,以速度误差和姿态误差作为观测量,建立Kalman滤波标定模型,系统辨识出三轴加速度计和陀螺的各项误差参数。通过计算机仿真验证,该方法能够准确利用滤波方法估计出陀螺和加表的共计21个器件误差参数,在工程上具有一定参考价值。     

双轴旋转惯导系统误差传播特性分析

针对双轴旋转惯导系统的误差传播特性问题,推导出双轴旋转惯导系统的误差方程,通过特征值判据证明了误差方程在李雅普诺夫意义下的稳定性,设计了一种合理的十六次序转位方案,建立了研究误差传播特性的方法,分别仿真了初始对准误差角、陀螺常值漂移、陀螺安装误差、陀螺标度因数误差4种因素对导航误差传播特性的影响。结果表明,4种误差因素大小均与导航误差大小成线性关系,并且满足叠加性;4种误差因素会引起导航姿态、导航速度、导航纬度的常值误差和振荡误差,但不会引起积累误差;陀螺标度因数误差会引起导航经度误差的积累和发散。最后提出了减小双轴旋转惯导系统导航误差的措施,对设计双轴旋转惯导系统有一定的参考价值。     

导弹对抗的视景仿真

在巡航导弹和地空导弹对抗仿真系统之上,将仿真结果以三维视景仿真技术展示。利用Multigen Creator建立巡航导弹、地空导弹和地形的三维仿真实体模型,以Vega作为视景仿真驱动和渲染软件,用导弹对抗仿真系统计算的结果来驱动视景模型,并在仿真中添加了特殊效果,如导弹的尾迹、爆炸场面等。文中详细给出了Vega提供的API的使用顺序和方法。最终开发出的视景仿真系统具有很强的沉浸感。     

多层防御拦截巡航导弹攻防对抗仿真系统研究

针对巡航导弹的威胁，多层防御拦截是目前较为有效的一种方案。在分析多层防御拦截巡航导弹作战的基础上，建立了多层防御拦截巡航导弹攻防对抗仿真系统的框架，应用DIS技术实现了系统的攻防对抗仿真。并介绍了时空一致性的实现。     

基于LQR方法的巡航导弹BTT控制器设计

基于LQR最优控制思想提出一种针对巡航导弹BTT控制的设计方法。首先基于巡航导弹的气动外形及飞行特点建立数学模型,然后根据导弹控制器设计要求,合理选取状态变量,采用积分型LQR控制设计最优控制律,最后的仿真结果表明,导弹能够无静差的跟踪过载及滚转指令,并有效的抑制了侧滑角的产生。     

基于LQR最优控制规律的巡航导弹控制器设计

：为缩短导弹飞行过程中的经历位移,达到精准巡航定位的目的,设计基于LQR最优控制规律的巡航导弹控制器。按照导弹动力电路的供应需求,连接PID控制元件、巡航执行器、纵向导弹弹射器及射程调节器,搭建巡航导弹控制器的主体结构单元。根据控制模块的初始化标准,实现控制系数的模糊化处理,再联合巡航规则库,统计LQR控制系数的实际优化效果,完成基于LQR最优控制规律的巡航建模控制器灵敏度分析,实现巡航导弹控制器的顺利应用。对比实验结果表明,与普通元件控制设备相比,应用课题所设计的新型控制器设备后,导弹飞行位移由93000Km降低至60000Km左右,UDA主导系数也超过1.0,能够解决导弹巡航定位精确性不达标的问题。     

空天信息支持抗击巡航导弹SEA效能评估

作为远程精确攻击的典型武器,是地面防空武器系统的主要作战对象之一,利用系统有效性分析方法（System Effectiveness Analysis,SEA）是一种动态的有效性评估方法。分析了空天信息直接支持地空导弹抗击巡航导弹的能力,建立了抗击巡航导弹作战流程和作战效能分析SEA模型。仿真实例验证结果表明有了空天信息支持,防空系统抗击巡航导弹作战能力可以得到有效发挥。     

"密集阵"武器系统模型及仿真

反导舰炮是舰船自卫系统的重要组成部分。该文通过研究“密集阵”武器系统工作过程，用Euler网方法建立“密集阵”仿真模型，包括“密集阵”武器系统的搜索雷达模型、跟踪雷达模型、滤波模型、开火时机决定模型、预测模型和毁伤判断模型。结合反舰导弹、雷达、舰船仿真模型，研究反舰导弹末段不同速度对突防“密集阵”武器系统的影响。     

基于DIS的防空训练空情保障系统

该文以新三打三防训练模拟为背景，建立了多种虚拟靶标，如巡航导弹、作战飞机、武装直升机的仿真模型，包括物理模型和决策模型，在此基础上，基于分布式交互仿真技术（Distributed Interactive Simulation,DIS）开发了一个用于防空训练模拟的空情保障系统。本文主要介绍了空情保障系统的模型建立、数据管理和系统集成方法。     

飞航导弹横测通道协调变结构飞行控制系统设计

某型面对称布局飞航导弹采取BTT控制方式,可以使战术导弹在各方面获得良好的性能.但由于其横侧向通道之间具有强烈的耦合,传统的STT导弹采用的控制系统及其综合方法已经不再适用于BTT导弹,一个具有运动学耦合,惯性耦合,以及控制作用耦合的多自由度的系统综合问题被提出;应用变结构控制理论,结合经典的双回路飞行控制系统方案分别设计了偏航和滚动通道自动驾驶仪;仿真结果表明用该方法设计的飞行控制系统能够有效克服横侧向通道间的耦合以及参数摄动影响.     

一种巡航导弹组合高度方案设计

针对惯性高度通道、气压高度表和雷达高度表在巡航导弹高度测量中的优缺点,根据组合高度的思想,采用卡尔曼滤波的信息融合技术,将三者有机地结合起来,取长补短,实现高度测量。仿真结果表明,气压/惯性/雷达的组合方案可以有效提高高度系统测量精度,增强巡航导弹的稳定性能。     

弹道导弹惯性/双星/天文组合导航系统研究

弹道导弹飞行特点对其导航系统提出了较高的技术要求,因此提出一种惯性/双星/天文组合导航方案对弹道导弹实时估计和修正导航误差,提高导航精度,该组合导航方案以惯性导航系统与天文导航系统的姿态角差值、惯性导航系统与双星定位导航系统的位置差值作为观测量,建立弹道导弹导航系统的数学模型和观测方程,以无反馈模式联邦滤波器在线估计弹道导弹导航参数误差值.通过计算机仿真并分析仿真结果:和惯性导航系统相比较,这种组合导航系统可以提高弹道导弹导航精度,适合弹道导弹组合导航.