星光-惯性复合制导系统

本文针对弹道式导弹机动发射产生的初始定位、定向误差及惯导系统基准坐标漂移产生的落点偏差论述了采用星光跟踪器与惯导系统并用所能达到的三个目的。同时,也论述了星光跟踪器装在惯性平台上和星跟踪器捷联装在导航装置底板上的优缺点,以及采用双星跟踪器与惯性平台并用的必要性。本文也论述了导弹飞行试验前,“星光—惯性复合制导系统”必须做的几种试验及其需要的几种必备的试验设备。     

机载导弹全程飞行轨迹组合传递对准技术

文中引入"速度+姿态矩阵"量测,设计了快速对准卡尔曼滤波器,并对包括起飞过程的全程飞行轨迹组合传递对准进行了计算机仿真,结果表明全程组合对准技术不仅对速度、姿态航向等误差估计快速准确,而且有利于对惯性器件误差的估计和补偿.     

一种基于速度加姿态匹配传递对准的稳瞄稳向方法

针对战车稳瞄稳向系统中单一惯性测量组合(IMU)组建的姿态测量系统初始对准时间较长,测量精度随惯性器件漂移影响较大的问题,提出了基于速度加姿态匹配传递对准的稳瞄稳向方法。仿真结果表明,提出的新方法可在10s内实现光电设备IMU的初始对准,并且能准确估计出光电设备IMU计算平台失准角。将结果用于解算姿态角的补偿,可大大提高稳瞄稳向精度。     

用于捷联式惯性测量装置的方位角传递方案

导弹捷联式惯性测量装置的对准系统适用于惯性测量装置(IMU)不具备自对准的场合。这种对准系统在指北仪和惯性测量装置之间不需要机械连接。为了避免耗费指北仪,在发射前不需要与惯性测量装置联结。这种方案具有一种不用手动的自动的能力,它利用激光联系,而不是手控的视力联系。指北仪和激光系统在发射装置上是装定好的,因此不随导弹一起消耗掉。     

导航和控制用LMR-85惯性测量装置

目前捷联技术已达到可以开发一种可为飞行调节和飞行控制提供测量数据的高精度传感器。本文根据对未来高性能飞机测量数据的要求,描述了LMR-85惯性测量装置的结构、工作原理和性能参数;然后对在fly-by-wire飞机上由四个这种测量装置组成的冗余系统进行了讨论;最后结合高性能飞机的航空电子设备介绍了测量装置的改进情况。     

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。     

大气辅助惯导空中对准研究

INS/GPS在进行空中对准时通常需要机体作机动以此来增强姿态误差角的可观性,由于GPS信号在机动条件下误差较大且与惯导信息的同步性不好,对准效果很差。针对以上问题,文中提出了利用大气数据系统输出的真空速辅助惯性基准系统进行三组合空中对准的方法,与传统的对准方法相比,飞机无需机动飞行,只需要匀速直线运动便可以完成空中对准,大大提高对准精度并且缩短对准时间。通过仿真,验证了以上方法的有效性。     

四种新型惯性传感器浅介

飞机、舰船、地面车辆的惯性导航,火箭、导弹的惯性制导,以及武器平台、瞄准线的稳定等,都需要利用惯性测量装置实时、准确地测量方位、速度、位置、姿态等参数,以完成预定的导航或稳定任务。光电技术在惯性传感器中的应用促进了惯性测量技术的发展,并满足了军用惯性导航系统、惯性制导系统及平台稳定系统对高性能,高精度、高可靠性惯性测量装置的需求。     

导弹的方位对准装置

发明的背景现代的一些导弹系统可用像捷联式惯性测量装置这样的弹上对准装置。一般地说,惯性测量装置由三个陀螺、三个加速度表和包括计算机在内的电子装置所组成。这些设备可用来确定和保持一个基准坐标系,由此得出速度和位置。然而,除非采用非常精密的垂直陀螺仪,否则没有某种附加的设备,捷联式惯性测量装置的精确方位自主对准是不可能的。这种附加的设备,例如能使惯性测量装置对准方位,或者最低限度能使垂直陀螺仪对准方位,通过90°或180°,以确定陀螺的短期的漂移,也就是说,在使用陀螺仪确定方位以前,先对其进     

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。     

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。     

快速传递对准方法的F-16飞行试验

这篇文章介绍了为研究和试飞一种新的用于在空中发射惯性制导武器的快速传递对准方法所进行的努力的成果。谈到的RAP,算法(Rapid Alignment Prototype)设计了一个有17个状态的卡尔曼滤波器,能够在5s内精确地将武器级的惯性组件(IMU)对准飞机级的惯性导航系统(INS)。对准方法仅要求飞行员完成一个短暂的“摇翼”机动。完全不需要作航向改变或是漫长的S转弯。RAP滤波器以12.5Hz的速率递推处理速度匹配与姿态匹配量测来估计和校正IMU的速度、姿态和惯性器件误差。在埃格林空军基地(Eglin AFB)进行了实验室和跑车试验以及一系列F-16的飞行试验。飞行试验结果表明,在小于10s的时间内,RAP滤波器达到亚毫弧度的对准精度。为进一步确认对准精度,又在100s的对准后系留飞行轨迹上对IMU的位置统计误差进行过计算。试验结果表明,无辅助导航的100s后的平均径向位置误差大约为70英尺,圆概率误差(CEP)为61英尺。前所未有的RAP对准精度和发射时间的减少为打击诸如机动发射装置和部队这一类时间临界(为保证命中可能逃逸的活动目标提出的对发射准备时间的限制——译者注)目标提供了快速响应能力。     

快速传递对准在战术导弹上的应用

介绍一种快速传递对准方法,它不要求飞机作横向机动飞行,能够在10s之内达到1mrad的对准精度。这种对准方法是在传统的主/从速度匹配概念基础下增加主/从姿态匹配,从而使飞机旋转机动时的对准误差可观。给出了用微处理机执行的24状态6量测量的卡尔曼滤波器,其更新速率为36Hz。     

浮球平台

本文介绍了第一代、第二代、第三代浮球平台的发展情况,重点介绍了浮球平台的支承系统、电源与信号传输系统、温控系统、加矩系统、姿态读出系统、自对准与校准系统、电子系统及惯性测量系统。     

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。     

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.     

星敏感器测量导弹姿态的方法研究

建立了捷联方式下星敏感器测量导弹在惯性系中三轴姿态的模型.通过春分点时角,建立了发射点惯性系和赤道惯性系转换关系,由星敏感器像平面的星像坐标和对应的视赤经、赤纬,就可解算导弹在惯性系中的姿态.最后,给出了仿真结果.     

星敏感器测量导弹姿态的方法研究

建立了捷联方式下星敏感器测量导弹在惯性系中三轴姿态的模型。通过春分点时角，建立了发射点惯性系和赤道惯性系转换关系，由星敏感器像平面的星像坐标和对应的视赤经、赤纬，就可解算导弹在惯性系中的姿态。最后，给出了仿真结果。     

基于卫星导航系统的导弹姿态测量算法研究

弹体姿态测量是导弹飞行试验的重要组成部分,对于评估导弹控制系统性能、分析导弹飞行状态、改进飞控系统设计都具有重要作用。导弹自身惯性系统可进行姿态测量,但其误差随时间增加而累积且发散,在远距飞行时误差明显。卫星导航系统具有精度高、误差不随时间积累的特点,利用多天线阵列相对精密定位技术,可实现导弹姿态的高精度测定,为导弹姿态测量提供一种全新的思路。     

全球定位系统在导弹惯性测量装置误差估计上的应用

在进行导弹飞行试验时，可用ＧＰＳ系统取代雷达进行弹道测量。高质量的弹道轨迹测量使ＧＰＳ系统在导弹惯性测量装置性能评估方面可发挥很大作用。根据美国空军在弹道导弹发射试验中采用这种系统的考核情况，介绍了ＧＰＳ系统在惯性测量装置误差估计上的应用及试验中ＧＰＳ的硬件配置。根据ＧＰＳ提供的和距离增量数据，利用卡尔曼波滤近似法对惯性测量装置误差进行估计，并与雷达测量数据进行了比较。结果表明，利用ＧＰＳ系统做出