双轴旋转调制最优转位次序的设计方案

旋转调制型捷联惯导系统是惯导系统新的发展方向,可有效提高惯导系统的导航精度,而转位次序的设计是旋转调制方案的关键。为了解决传统转位次序设计方案存在局部最优的问题,本文提出一种新的双轴全局最优转位次序设计方案。在分析双轴旋转调制转动过程中的常值漂移、标度因数及安装误差抵消原理的基础上,进一步研究了安装误差与最优转位次序的关系并给出了设计依据。基于此设计了一种最优八次序转位方案。经过与传统的双轴八次序转位方案的仿真对比分析,在设定条件下,姿态、速度及位置误差的振荡情况分别减小了约1/3,1/2及1/3,并且经度误差的发散速度也得到了改善。     

车载旋转调制捷联惯导系统最优对准技术

为进一步提高车载捷联惯导系统的定位定向精度,提高无依托发射的射击精度,对最优对准技术进行研究.将旋转调制技术引入车载捷联惯导系统,并讨论车载旋转调制式捷联惯导系统的最优对准方案,利用增加的旋转机构周期性的旋转,来抑制惯导系统在导航过程中部分常值误差和随机误差,提高系统在初始对准过程中的可观测性和可观测度,从而提高定位精度及方位对准精度.研究结果表明:连续方位旋转对准精度及对准速度均明显优于传统的多位置对准,具有较强的理论意义与实用价值.     

高精度平台式惯导系统的实现

惯导系统的导航精度随着导航时间的增加而增加,其中惯性测量元件是影响惯导系统的主要因素。旋转调制技术能够在现有惯性元件精度的条件下大幅提高系统导航性能,是提高惯导系统长时间导航精度的主要方法之一。文中在国产平台式标准惯导系统的基础上,通过改进算法和方位施矩回路,将由惯性测量元件水平方向上随时间发散误差量调制为常值误差,并通过阻尼进行消除,从而实现系统的高精度性能。仿真和试验验证结果表明,文中所设计的系统达到了预期的目的,具有较好的实用价值。     

基于旋转式惯性/天文组合导航系统信息融合算法研究

针对惯导系统姿态长时间发散问题,提出了基于单星辅助的旋转式激光陀螺惯导系统方案设计,采用绕航向轴旋转的方式调制水平方向陀螺和加速度计零偏导致的导航误差,同时运用单星测量的姿态信息辅助惯导系统抑制姿态发散。在此方案基础上,以Kalman滤波理论为基础,以惯导系统和星敏感器输出姿态角差值作为观测量进行信息融合,基于导航坐标系推导了姿态误差角和数学平台失准角之间的转换关系,建立了相应的滤波模型,并进行试验。试验结果显示导航误差由1241m降为833 m,表明基于该组合方案下建立的模型能有效提高导航精度,证实了该方案具有实际工程应用价值。     

陀螺标度因数误差对双轴旋转惯导系统导航精度影响研究

针对陀螺对称性标度因数误差对双轴旋转惯导系统导航精度的影响问题,采用一种合理的十六次序双轴转位方案,分析了陀螺对称性标度因数在双轴旋转惯导系统中的误差效应,并对不同对称性标度因数误差对导航精度的影响进行了仿真。结果表明,三个轴的陀螺对称性标度因数误差大小与导航经度误差大小成线性关系,并且满足线性叠加性,两个转动轴上陀螺对称性标度因数误差对导航精度的影响程度大于非转动轴。最后提出了减小陀螺对称性标度因数误差对导航经度误差影响的措施,可以为双轴旋转惯导系统的进一步优化和工程设计提供理论参考。     

IMU角变速运动对旋转式SINS定位精度影响分析

针对旋转式捷联惯导中惯性测量单元(IMU)旋转角速度变化过程(以加减速过程为主)对系统定位精度的影响进行分析和研究。建立了基于地理坐标系下的角变速过程的运动模型,并以此为基础推导了旋转运动抵消等效陀螺漂移误差的基本原理。结合在工程中普遍使用的单轴四位置八次序转停方案,详细分析了IMU加减速过程对捷联惯导系统定位精度的影响。在理论分析的基础上利用仿真试验比较了不同加减速旋转方案的定位误差,仿真结果验证了角变速运动能够显著影响旋转式捷联惯导系统的定位精度。     

一种高精度全自主相对导航系统研究

基于陀螺寻北原理、旋转调制技术及惯导系统的误差特性,提出一种完全自主的导航系统,不需任何外界信息,可进行寻北、测定纬度和高精度的相对导航。给出了旋转调制寻北、测定纬度的原理,分析了旋转调制对导航性能的影响;计算机仿真结果表明,在没有任何初始信息的情况下,系统的方位精度可达1′,24h内的相对定位精度可达1n mile。     

双轴旋转惯导系统转位方案仿真分析

针对双轴旋转惯导系统转位方案的设计问题,分析旋转式惯导系统自动补偿导航误差的本质,建立旋转式惯导系统误差模型,推导出初始对准状态方程和量测方程,提出16次序和32次序两种转位方案,在两种方案下对陀螺常值漂移引起的导航误差传播特性进行仿真分析,并对两种方案下的初始对准过程进行仿真。研究表明：与16次序转位方案相比,32次序转位方案能更好地补偿陀螺常值漂移引起的导航误差,初始对准过程中对天向陀螺常值漂移的估计精度更高,因此,32次序转位方案优于16次序转位方案。     

单轴旋转捷联惯性导航系统误差分析与转位方案研究

对单轴旋转捷联惯性导航系统误差调制原理与旋转方案进行研究,分析了单轴旋转调制对各项误差的补偿作用。给出单向连续旋转、大于360°两位置正反转停、小于360°四位置正反转停的3种转动方案,对其中2种转位方案在摇摆状态下进行了长时间导航仿真。仿真结果表明,两位置转停方案与四位置转停方案的长时间导航定位精度相当。结合工程实际,优选四位置转停方案,在自行研制的四位置转停单轴旋转捷联惯性导航系统上进行转台摇摆和车载环境验证试验验证,结果能够满足系统初始设计指标,具有工程参考价值。     

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。     

一种机载平台/弹载捷联惯导系统余度配置方法

文中介绍了一种以弹载捷联式子惯导为参考的平台/捷联故障检测技术,提出了利用主、子惯导系统中的6路加速度计信号进行余度配置的方案、逻辑及流程,该方案为机载主惯导系统的余度配置提供了一种有效途径.     

平台惯导系统姿态分辨率对传递对准的影响及改进

采用“速度＋姿态”匹配方案的传递对准精度受到主惯导系统姿态输出分辨率的影响。对于国产某型平台式机载惯导系统．其姿态信息通过同位器输出,同位器的分辨率精度不能满足传递对准的使用要求。文中针对此问题．提出了一种利用捷联惯导信息提高平台惯导姿态输出精度的方法,进行了仿真研究和试飞验证,提高了对准的精度．达到了预期目标。该方法无需改动硬件线路,通过软件补偿算法即可实现。     

基于FPGA技术的多处理器导航系统设计

随着惯性导航及组合导航的不断变化和发展．为适用于微小型场合使用．结合现有导航技术．研究了一种基于FPGA多处理器结构的、低功耗、低成本的惯性导航系统。重点分析了其硬件和软件的特点，给出了一种实用的设计方式。     

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.     

三轴旋转惯性导航系统的旋转控制建模研究

为了减小载体运动对于旋转惯性导航系统误差调制作用的影响,建立三轴旋转惯性导航系统在隔离载体运动条件下的控制模型。基于三轴框架结构定义合理的坐标系,分析载体运动在三轴框架中的传递过程,建立载体运动与周期性旋转惯性测量单元运动之间的数学解析关系。在此基础上,根据欧拉动力学方程,建立三轴框架运动与电机力矩、载体运动之间的动力学模型。联合载体运动传递过程和动力学模型,建立三轴旋转惯性导航系统在隔离载体运动条件下的控制模型,得到了载体运动过程中外环轴上的转动惯量随俯仰角而实时变化的解析形式。仿真和实际实验验证了理论分析结果,可为旋转控制算法设计提供理论参考。     

一种长航时捷联惯导系统单点综合校正方法

针对长航时捷联惯导系统的误差发散问题,提出一种基于惯性系的单点综合校正方法。采用GPS提供的位置信息和天文导航提供的航向信息构成外观测量。在建立动态误差模型过程中,利用外观测量信息对系数矩阵中的经度、纬度误差及天向失准角进行修正。相对于由惯导系统解算值确定系数矩阵的传统综合校正方法,该方法误差模型中系数矩阵的精度仅由外观测量信息精度决定,不引入惯导系统解算误差。该方法无需对载体运动进行限制,且陀螺常值漂移的估计精度不受校正间隔的影响。仿真结果表明了该方法的有效性。     

加速度计的动态特性对无陀螺微惯性测量组合性能影响的研究

本文以压阻式加速度计为例,探讨了其动态特性对无陀螺微惯性测量组合的影响.首先,建立了9个加速度计的无陀螺微惯性测量组合模型,并推导了该模型的导航方程,然后根据加速度计的动态特性改进了其导航方程,最后进行了仿真验证.从仿真结果可以看出,对于相同的加速度计,输入信号的动态特性越强,惯性组合的误差越大.因而选用动态特性好的加速度计有助于提高无陀螺微惯性测量组合的性能.本文为无陀螺微惯性测量组合走向实用化,提供了理论依据.     

后坐机构坠落安全性的工程设计

本文提出了引信后坐机构的一种工程设计方法。这种方法考虑了弹底激励经弹一引系统传递后所产生的影响，使用简便，设计精度可控制在5％以内。     

对火箭助飞鱼雷一体化设计的思考

火箭助飞鱼雷是鱼雷技术和火箭技术的有机结合，传统的设计是将鱼雷作为助推火箭的弹头。火箭和鱼雷各自具有独立的动力、控制和测试记录系统。本文提出了一种新的设计思想，即火箭助飞鱼雷的一体化设计。助飞火箭和鱼雷共用控制系统(操舵机构除外)和测试记录系统。按照空中飞行体和水下航行体各自的控制数学模型和测试记录要求，配制相应软件，达到优化设计的目的。     

导弹飞行中无陀螺惯导系统的误差分析

导弹飞行时，无陀螺惯导系统存在模型误差和系统误差。通过研究系统的数学模型。分析了系统的模型误差；在一种9加速度计配置方案的研究基础上,采用线性化Kalman滤波。抑制系统误差的积累。仿真结果表明．线性化Kalman滤波对系统误差有较好的抑制作用。