基于光电位置传感的弹道偏航与姿态测量

针对传统激光驾束制导弹道偏航和姿态测量需要高精度的惯性测量组件,存在系统复杂、体积大、成本高的问题,提出基于光电位置传感的弹道偏航与姿态角测量方法。该方法利用光电位置传感器PSD代替传统光电编码传感器完成弹道偏差测量,光电位置传感器还根据激光光斑在光电位置传感器上的位置代替传统惯性测量组件判断偏航角、俯仰角。同时实现弹丸弹道偏航与姿态角测量。测量精度评价分析表明,所提出的测量方法对弹丸偏航角和俯仰角测量精度可达到0.60°,能够满足小口径枪榴弹弹道修正的应用需求。     

激光陀螺捷联惯性导航系统解析对准误差特性分析

为使惯性器件精度满足初始对准要求,对激光陀螺捷联惯性导航系统初始对准的误差特性进行了分析。从解析对准法的增量计算公式出发,采用扰动法推导了惯性器件测量误差带来的对准失准角及其随机特性,并根据姿态角与姿态矩阵之间的关系分析了对准失准角带来的姿态角误差。通过仿真和试验对理论分析结果进行了验证。研究结果表明：对准误差均值取决于惯性器件的常值误差和载体姿态,与对准时间无关;对准误差标准差和惯性器件的随机游走系数与载体姿态有关,且与对准时间的平方根呈反比。     

弹载IMU/GPS组合导航系统的动基座对准问题研究

分析了弹载惯性测量装置(IMU)与全球定位系统(GPS)的系统误差源,建立了对应的系统误差模型;利用卡尔曼滤波技术,设计了IMU/GPS组合导航系统的动基座对准算法。计算机仿真结果表明,在初始误差较大、弹体高速旋转的条件下,经过360 s的动基座对准,三个姿态角误差可降至10″以下,同时位置和速度误差得到修正,验证了该算法的有效性。     

基于dSPACE平台的稳瞄控制系统建模方法研究

为提高机载光电稳瞄伺服控制系统分析与设计能力,提出一种基于dSPACE半实物仿真平台的稳瞄伺服控制系统速率稳定回路建模方法.该方法通过dSPACE对系统施加激励并采集信号,用最小二乘算法拟合系统频率特性,利用MATLAB辨识工具箱辨识出系统传递函数.对某机载光电稳瞄伺服控制系统,利用本方法获取对象模型并进行控制器设计,...     

基于dSPACE 的光电稳瞄半实物仿真系统设计

为了提高光电稳瞄控制系统的设计能力,提出一种以dSPACE作为硬件平台的设计方法。介绍了dSPACE实时仿真平台的原理、配置和稳瞄接口电路,建立了稳瞄伺服控制系统的模型,并针对该模型设计了速率稳定回路、位置回路和跟踪回路控制器。试验结果证明:隔离度达到2.1%,120°阶跃时间小于1.2 s,满足瞄准线稳定的要求。     

基于误差分离的初始对准方法研究

为满足惯导系统初始对准中精度和快速性的要求,提出了初始对准新方法。深入研究了初始对准的原理;引入了新的姿态误差模式,分析并推导了新的坐标矩阵模型,采用分步处理误差的方法,改善航向角误差大而积累的问题;利用水平姿态角进行递推运算,免除了航向角误差对水平姿态对准的影响,提高了航向姿态对准的精度。最后,建立了基于误差分离的惯导系统仿真平台,通过实验证实了误差分离方法的有效性。     

动基座条件下捷联惯导系统初始粗对准新方法

针对捷联惯导系统在动基座条件下难以实现自主粗对准的问题,提出了一种采用GPS辅助计算姿态矩阵的新方法。姿态矩阵的计算被分解为三个独立的变换矩阵的求解,而GPS和IMU的输出数据则以积分的方式在不同的坐标系中表示出来,从而得出各个不同坐标系之间的变换矩阵以完成粗对准过程。经过仿真验证,该方法能使捷联惯导系统在动基座上快速的计算出初始姿态矩阵,且姿态角误差小于1°,满足为后续精对准过程提供初始值的精度要求。     

航天飞机轨道器星光惯性基准系统

航天飞机星光惯性基准系统可在飞行期间提供轨道器速度与姿态数据。系统由惯性测量装置、星跟踪器、导航设备底板与人工光学对准装置组成。轨道器计算机控制系统各部分的工作:完成必要的对准、速度与姿态计算,并用以与乘员联系。本文对设计要求、硬件工作情况以及星对准与惯性测量装置对准与校准技术作了讨论,并根据飞行试验结果着重讨论了对准精度、星跟踪器性能、陀螺与加速度表精度。同时也对系统今后改进与发展的可能性作了简述。     

多位置对准技术在挠性陀螺捷联系统初始对准中的应用研究

在挠性陀螺捷联系统中，初始对准是影响系统输出精度的重要环节。本文针对挠性陀螺捷联系统的特点，将多位置对准技术应用于挠性陀螺捷联系统，利用分段定常系统可观测性分析理论对系统多位置对准的可观测性进行了全面研究，并采用卡尔曼滤波方法，对姿态误差角和惯性测量元件误差进行了估计，给出了两位置及三位置的方差仿真曲线。仿真结果表明，最优两位置对准不但可以使系统成为完全可观测，而且可以减小对准误差。最优三位置对准可以加速垂直陀螺漂移估计误差的收敛速度，将多位置技术应用于挠性陀螺捷联系统可以提高系统的对准、标定精度。     

光电稳瞄系统前向运动及地理扫描

为分析飞机前向运动对光电稳瞄系统扫描策略的影响,介绍与稳瞄系统相关的地心地固坐标系、导航坐标系、机体坐标系、瞄准线坐标系等4种常用坐标系,归纳了常用坐标系之间的齐次变换关系。从微分运动的角度,用运动学表达式论述了载机前向运动对两轴四框架稳瞄系统所产生的成像机理。搭建从稳瞄系统内部控制元件一直到系统外部地理指向的全链路仿真模型,并根据运动学关系在模型中施加相应的控制作用,以消减飞机前向运动对稳瞄系统所带来的成像影响。给全链路仿真模型赋予和物理实际相符的电学和运动学参数,模拟了稳瞄系统在空中对地定位和扫描的过程。结果显示,该前向运动理论分析正确且有效,所搭建的全链路模型可用。     

舰载武器SINS非线性传递对准模型及滤波算法

为了满足舰载武器初始对准高精度和快速性的要求,更好地解决舰载武器在大失准角情况下的传递对准问题,提出了一种结合基于四元数的非线性传递对准模型与非线性无迹卡尔曼滤波（UKF）算法的方法,推导并建立了舰载武器捷联惯导系统（SINS）的非线性误差模型。该模型采用姿态四元数表示姿态误差,以提高姿态解算时的快速性和精度,选用速度加姿态作为量测量,以提高系统的可观测性,采用奇异值分解（SVD）方法解决了方差阵的病态问题,以确保算法的鲁棒性,仿真结果表明,该方法不仅解决了舰载武器在大失准角情况下的传递对准问题,而且能够有效提高传递对准的精度和快速性,其计算精度和对准时间满足系统设计要求。     

多位置对准技术在挠性陀螺捷联系统初始对准中的应用研究

在挠性陀螺捷联系统中,初始对准是影响系统输出精度的重要环节.本文针对挠性陀螺捷联系统的特点,将多位置对准技术应用于挠性陀螺捷联系统,利用分段定常系统可观测性分析理论对系统多位置对准的可观测性进行了全面研究,并采用卡尔曼滤波方法,对姿态误差角和惯性测量元件误差进行了估计,给出了两位置及三位置的方差仿真曲线.仿真结果表明,最优两位置对准不但可以使系统成为完全可观测,而且可以减小对准误差.最优三位置对准可以加速垂直陀螺漂移估计误差的收敛速度,将多位置技术应用于挠性陀螺捷联系统可以提高系统的对准、标定精度.     

机载武器捷联惯导系统传递对准仿真环境研究

为了更加真实准确地研究机载武器的传递对准过程,设计了一个能够分别模拟主子惯导IMU输出,并包括杆臂效应补偿、机翼振动模型和IMU误差模型在内的用于传递对准研究的仿真环境。建立了滚转角辅助倾斜转弯下的姿态角速度模型,提出并建立了包括安装误差角在内的惯性器件误差模型。通过仿真表明,该仿真环境比较真实地反应了实际的飞行轨迹,既可以作为研究传递对准算法的工具,也为更进一步研究传递对准过程提供了平台基础。     

基于弹道弯曲角速度单矢量的制导炮弹滚转角空中粗对准方法

制导炮弹内弹道呈现高转速、大过载的特点，其导航坐标系统滚转通道无法进行初始对准。针对以上难点问题，根据无控段飞行特性，提出一种基于弹道弯曲角速度矢量的滚转角空中粗对准方法。在无需卫星、机动辅助的条件下，利用重力引起的弹道弯曲角速度矢量作为基准，通过单矢量定姿实现滚转角对准。为消除低精度陀螺仪的零偏、轴偏角等误差的影响，分析了弹体姿态运动测量信息的频域特性，利用FIR带通滤波器提取角速率陀螺信息中弹体滚转频点处的有用分量，并采取对准起始时刻冻结弹体坐标系下的积分策略，平滑随机测量噪声，从而提高对准精度。通过数学仿真手段，探究了惯性陀螺误差对对准精度的影响。数学仿真结果表明：该方法仅利用低精度角速率陀螺即可实现在无控段快速粗对准滚转角，误差在1°左右；在飞行搭载试验中，滚转角对准误差可控制在2°以内。     

一种判别目标稳速稳向的纯方位算法

针对潜艇隐身攻击的纯方位算法,提出一种判定目标稳速稳向态势的算法;该算法要求潜艇在一定时间内稳速稳向运动,通过设定的至少3个相同周期间隔,利用声纳测得目标的4个舷角数值,按照4个舷角的逻辑关系形成的模型进行计算结果比较分析,可确认目标是否处于稳速稳向态势;经仿真验证,该算法具有逻辑符合性;这种判定目标稳速稳向的纯方位解算数学模型可以满足实际需求。     

高旋弹药飞行姿态测量用半捷联MEMS惯性测量装置研究

针对高速旋转弹药姿态测量中,传统的MEMS捷联惯性测量系统由于角速率传感器在量程和精度上不能同时满足测试要求而存在姿态测量精度低的问题,提出了半捷联MEMS惯性测量的概念、原理和半捷联MEMS惯性测量的实现方法;同时针对半捷联MEMS惯性测量系统的组成结构,对半捷联MEMS惯性测量装置进行了介绍。通过对动力输出仓、控制-驱动电路安装仓、惯性信息敏感仓和惯性信息采集仓的结构和功能说明,阐述了半捷联MEMS惯性测量的实现方法。该装置可在弹药高速旋转情况下为微惯性测量单元提供稳定测试环境,有效抑制高旋弹药对惯性系统姿态测量精度的影响,为高旋弹药姿态测量和常规弹药制导化提供了新的思路,具有一定的工程应用价值。     

基于磁阻传感器的末制导迫击炮弹滚转姿态初始对准技术研究

在末制导追击炮弹控制时,需要知道追击炮弹的实时姿态角。追击炮弹在发射时具有高过载,使得陀螺等传统姿态角测量系统无法工作。文中提出了使用磁阻传感器,利用地磁矢量信息对弹体滚转姿态角进行辨识,并对自动驾驶仪滚转姿态进行空中初始对准的低成本方案。仿真结果显示,该方法具有较高的滚转姿态初始对准精度。     

捷联光电设备瞄准线校准技术

针对传统光电设备误差较大的问题,基于捷联式光电设备,提出了地面静基座校准和空中动态校准2种标定方法。地面静基座校准法根据特定位置靶标的观测数据及空间变换关系,推导了广角光电系统的等效测量关系;空中动态校准法利用主子惯导传递对准后的姿态阵推导。仿真结果证明:地面静基座标定方法精度高于空中动态校准方法,而空中动态校准则计算简单,校准方便。这2种标定方法都适用于平台式光电设备,可改善其简单标定精度的不足。     

捷联惯性/里程仪组合定位定向系统方案设计及仿真计算

针对车载定位定向系统中存在的缺陷,设计了一种新的车载定位系统。完成了由低成本、高可靠性的捷联惯性参考系统与高分辨率里程仪组成的捷联惯性／里程仪组合定位、定向系统的方案设计及仿真计算。仿真结果表明,系统对姿态角、航向角等误差具有极高的在线对准及标定精度。组合系统无需停车,可进行零速校正。     

一种在较大初始数学平台误差角下提高AUV导航精度的新方法

如果发射冲击很大或者初始对准时间很短,可能导致自主水下航行器(AUV)中捷联惯导系统(SINS)的初始平台误差角比较大,特别是方位误差角大时,它成为影响AUV自主导航精度的重要因素.发射后利用捷联惯性测量组件(SIMU)和多普勒测速仪(DVL)的采样输出,同时实施航位推算(DR)和捷联罗经对准(GA)2种算法.当GA在短时间内水平调平后,直接修正DR的水平姿态角;当GA方位对准基本收敛后,计算GA方位与DR方位之间的方位误差,并借助于航迹相似性原理修正DR的方位角和位置,从而提高后续阶段的AUV导航精度.仿真结果表明,该方法可以修正由初始平台误差角造成的定位误差,但对与DVL有关的定位误差无效,修正后AUV定位误差下降到不修正的19.8%.