惯性平台系统误差的自补偿

提高惯性平台使用精度的途径之一是和计算机实时补偿平台误差的系统分量。首先介绍了仪表和平台误差模型，重点讨论如何从３个含有测量误差，安装误差和基准漂移误差的加速度计输出信号中，分离出载体飞行加速沿制导坐标系三轴的分量。对由于惯性基准的漂移而上起的载体姿态角的测量误差也进行了分析。     

平台单星方案原理及仿真研究

从原理上论述星光惯性制导平台单星方案,推导利用星敏感器的测量值来修正导弹因初始定位定向误差、惯性器件的漂移等引起落点偏差的相关公式,对各误差项进行数值仿真计算,分析平台单星方案对各误差项的修正效果,并讨论所选星体偏离最佳星方位的角度对落点偏差的影响.     

阵风干扰下平台漂移误差系数辨识研究

飞行器竖立在发射阵地时,会受到阵风的干扰产生振动,从而影响惯性平台的标定精度。为了更好发辨识阵风干扰下的平台漂移误差系数,根据弹体结构力学原理选用了达文波特（Davenport）阵风模型计算出了飞行器在一定风速下的最大振幅,并将振动理想化为欠阻尼振动进行建模。将这个振动加入平台漂移误差建模的过程中。通过建立起平台欧拉角变化率与漂移角速率建立描述平台漂移的状态空间方程,将误差系数看作状态变量,利用扩展卡尔曼滤波算法进行辨识。辨识效果图显示参数收敛速度快且趋于稳定,在加入随机噪声的情况下计算3组数据,得出稳定、可信的结果。     

某型导弹平台漂移系数分离测试方案分析

针对某型弹道导弹半姿态平台提出了一种分离陀螺漂移系数的测试方案——九位置翻转分离测试。给出了陀螺漂移误差模型,根据误差模型对平台上3个陀螺处于不同位置时输出轴干扰力矩进行了详细的分析,并建立了力矩平衡方程组。通过列解力矩平衡方程组分离出漂移误差模型中的各项漂移误差系数。该测试方案已成功地应用于某型弹道导弹的平台单元测试。     

振动基座下的平台漂移运动建模与仿真研究

文中引进了一个描述基座受阵风影响而产生振动的数学模型,并详细推导了在这种振动干扰下的平台漂移运动方程及误差模型,将传感器输出值与振动干扰建立关系,为振动基座下平台精确标定提供了理论依据.同时还用VC＋＋建立了仿真系统,分析了振动对平台漂移、平台误差角及传感器输出值的影响.     

惯性平台小角度转动自标定方案研究

针对某型导弹惯性平台特点,利用平台一次通电随机误差小的特性,提出了如何在临射状态快速准确地分离平台静态漂移误差系数的方案和算法。该方案基于平台台体小角度转动,采用最小二乘法进行数据处理,有效地实现了快速性和准确性的统一。该方案的实施有助于提高该型号导弹武器的生存能力和战斗力。     

基于MultiGen Creator 的惯性平台三维建模的关键技术

为提高仿真系统的逼真度,满足实时仿真的要求,惯性平台特点,对数据库层次优化、细节层次模型、实例化、对模型数据库优化前后的各项参数进行对比分析。结果表明：度快、运行流畅、逼真度高的效果。利用MultiGen Creator建立惯性平台三维模型。结合DOF等建模技术进行研究并将其应用于模型中。最后采用MultiGen Creator建立的三维模型可达到响应速     

航天飞机的惯性测量装置

本文描述了航天飞机四框架平台系统;提出了模拟惯性测量装置的具体方法以及误差模型方程;并对平台系统的误差源进行了分析。     

基于重力矢量测量的惯性平台摇摆动态精度测试方法研究

为了准确高效地评估高精度惯性平台的摇摆动态精度,提出了一种基于重力矢量测量的惯性平台摇摆动态精度测试方法。惯性平台台体在摇摆过程中稳定在惯性空间,通过安装在平台台体上的3个正交方向的石英加速度计测量重力矢量,重力矢量在台体上的投影角直接反映平台台体的姿态变化,根据测量方法误差及石英加速度计输出特性进行姿态解算,并通过计算惯性平台动静漂移率之差得到惯性平台的摇摆动态精度。惯性平台的摇摆试验结果表明,基于重力矢量测量的惯性平台摇摆动态精度测试方法稳定性好、可信度高,并在误差控制方面明显优于传统的摇摆测试方法。     

运载火箭惯性平台仿真训练系统设计与实现

给出了运载火箭惯性平台仿真训练的总体设计方案、系统实现的关键技术及系统特点。为我国航天测试发射人员提出了训练的新模式,其变参数、变模型的仿真特点对平台设计人员具有很高的应用价值。     

非全姿态惯性平台射前速率自标定技术研究

为实现某型导弹非全姿态惯性平台射前自标定,提出了一种非全姿态惯性平台射前速率标定方案,在确定平台误差模型的基础上,充分利用平台自身的特点,通过增加小型测控设备,在平台转动过程中,实现开环测试与闭环测试同步进行,使平台转动一次即可激励和标定出误差模型中的所有系数,大大缩短了测试时间,很好地解决了射前标定精确性与快速性的矛盾.分析表明,该方案具有实际工程应用价值.     

一种基于三框架四轴惯性平台的飞转判断算法

针对三框架四轴平台系统的飞转判断算法进行了研究,详细分析了平台系统产生飞转的基本原理,并根据三框架四轴平台特点设计了基于软件实现的飞转判断算法。当惯性平台系统出现框架超速时,通过该方法可以实现飞转的快速判断,同时还能有效降低飞转判断的虚警率,有效预防由于平台飞转造成的巨大损失,对于提高平台的可靠性有重要意义。     

Error Coefficient Estimation of Inertial Platformin Its Calibration

The error coefficient estimation of inertial platform in the course of its consecutive ground calibration is studiedA separate-bias algorithm is adopted to estimate the error parameters effectively. The ill-conditioning problem of the equation solution caused by the huge state dimension is also resolved. And the simulation result shows its validity.     

发射系下SINS/GPS 组合导航系统的算法研究

基于地理坐标系下的传统捷联惯性导航系统无法直接获取发射系下的导航参数,难以满足空天飞行器等高轨道飞行器对高精度、高可靠性导航系统的需求,研究了发射系下捷联惯性导航算法.搭建了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的SINS/GPS组合导航模型,传感器获取的导航量测信息直接在发射系下进行捷联惯导解算,为飞行器等提供位置、姿态等信息.采用STM32、XSENS惯性器件和GPS接收机构建相应的算法验证平台.实验结果表明:发射系下的SINS/GPS组合导航系统能提供较高的导航精度,从而验证了发射系下的SINS/GPS组合导航系统算法的正确性与合理性.     

被动式半捷联平台的动力学模型及其稳定性分析

在某些高速滚转的制导炮弹中,捷联式惯性测量系统无法同时满足测试精度与量程的要求。被动式半捷联平台可以通过隔离弹体滚转运动有效解决这一问题。通过对弹体及被动式半捷联平台进行力学分析建立了半捷联平台内筒的动力学模型,通过4阶龙格-库塔法对动力学模型进行了数值求解,得出不同弹体俯仰角下平台内筒的滚动角度和角速率值。在三轴高速转台上进行了地面半实物仿真实验,转台实验结果与数值计算结果相符。计算及实验结果表明弹体飞行俯仰角越小,平台内筒的滚动角度和角速率就越小,被动式半捷联平台就越稳定。本研究适用于常规弹药的制导化改造,具有一定的工程应用价值。     

一种新的惯性平台快速连续旋转自对准方法

针对惯性平台静基座初始对准中精度和时间受到试验条件限制的问题,提出了一种通过平台连续旋转的进行快速自对准方法.首先,推导了惯导平台连续旋转过程中的平台失准角模型;然后,采用输出灵敏度理论分析了连续旋转条件下惯导平台系统的可观测性;最后,对设计的平台连续旋转路径进行了仿真试验.仿真结果表明:本文提出的自对准方法突破了传统...