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。     

惯性平台稳定回路控制律对稳定精度的影响分析

以单轴稳定平台为对象,研究分析不同类型外界干扰力矩作用下,惯性平台稳定回路控制律形式对平台稳定精度的影响.采用高阶型控制律,更有利于实现对干扰力矩的抑制,尤其是在有较大过载变化的应用环境,或存在较大偏心不易精确平衡的情况下,需要适当提高控制律的阶次来提高平台的稳定精度.仿真结果说明,在与过载有关的干扰力矩作用下,稳定回路控制律的积分校正阶次越高,平台的稳定精度越高.     

惯性测量组合射前动态标定误差分析

论述了为延长惯性测量组合的稳定期以及提高短程导弹的命中精度,在导弹临发射前对惯性测量组合影响射击精度大的不稳定参数进行自标定的技术.讨论了在导弹起竖过程中利用加速度计信息标定陀螺不稳定参数的方法.不仅从理论上探讨了射前动态标定方法,而且对射前动态标定存在的主要误差项进行了定量分析,并指出了影响射前动态标定的主要问题.根据对实验结果分析,提出了解决动态标定的关键性问题的方法.     

惯性测量组合射前动态标定误差分析

论述了为延长惯性测量组合的稳定期以及提高短程导弹的命中精度，在导弹临发射前对惯性测量组合影响射击精度大的不稳定参数进行自标定的技术。讨论了在导弹起竖过程中利用加速度计信息标定陀螺不稳定参数的方法。不仅从理论上探讨了射前动态标定方法，而且对射前动态标定存在的主要误差项进行了定量分析，并指出了影响射前动态标定的主要问题。根据对实验结果分析，提出了解决动态标定的关键性问题的方法。     

基于制导精度最优的惯性组合射前测试数据应用方法

研究提出了一种利用捷联惯性测量组合射前测试数据,进一步提高捷联惯导精度的方法。该方法通过落点偏差估计系数将惯性测量组合测试观测方程与落点偏差联系起来。通过对落点偏差估计值的圆概率误差最小化得到落点偏差最优估计系数。讨论了具体应用的方法,并通过仿真验证了方法的有效性。     

一种基于惯性测量组合的弹箭飞行姿态测试方法

在弹箭飞行遥测中，采用基于MEMS传感器的惯性测量组合（IMU）来测试弹箭飞行姿态数据，该方法构成的测试系统体积小、抗过载高、功耗低、数据处理简单直观可靠、对弹载结构改动不大且成本低。给出了该测试方法原理以及四元数解算方法，并对四元数初值进行了分析，在此基础上给出了仿真计算结果。     

陀螺平台的安装对姿态测量精度的影响

介绍了姿态测量装置（陀螺平台）的工作原理,着重分析了安装误差对姿态测量精度的影响,通过坐标转换矩阵得到陀螺平台的横摇轴与车体纵摇轴不平行度与测量误差的关系,得出当安装偏差角较小时,对纵摇影响很小可忽略,但对横摇影响较大。该结论对总装总调的要求有实际应用价值。     

用火箭橇测试数据来鉴定先进惯性基准球惯性测量装置的精度

1981年～1982年,在新墨西哥州霍洛曼空军基地进行了一系列火箭撬试验。火箭橇上带有一台预先研制阶段的先进惯性基准球(AIRS)惯性测量装置(IMU)。将来自 IMU 的遥测数据与来自霍洛曼空军基地空间/时间测量系统的数据相结合,以鉴定 IMU 性能。研究了鉴定方案,以便为校准误差源修正 IMU 数据;用空间/时间数据去同步 IMU 数据,并计算出轨道比较量。这些轨道比较量作为卡尔曼滤波器估算法的可观测量,以便提供模型化的 IMU 误差的估值。精确火箭橇试验数据提供了方位对准误差的估算。它们也揭示了一种加速度表计算误差在系统性校准中的误差。本文叙述了为 AIRS 火箭橇试验研制的事后处理测试数据的鉴定技术,并提供了 AIRS 与空间/时间速度比较的例子,以及作为 IMU 误差指示的重要性说明。     

基于虚拟立方镜的航天器总装精度测量新方法

为解决使用常规基于真实立方镜的航天器总装精度测量方法无法测得设备在航天器坐标系下安装角度的问题,提出一种基于虚拟立方镜的航天器总装精度测量新方法.利用2个毫无关系的矢量成功构建一个虚拟的立方镜,再以其为传递基准来测量计算出被测设备在航天器坐标系下的安装角度,并进行实例仿真.结果表明:该方法已经过验证,并得到各方一致认可,可应用到后续型号的总装精度测量工作中.     

惯性平台的射前标定技术研究

介绍了目前战略导弹武器系统使用的惯性平台“三自技术”的概况，提出了平台射前标定的概念，分析了惯性平台射前标定的理论依据，推导了惯性平台的六位置射前标定计算模型，并通过实验验证了模型的有效性。     

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。     

基于均匀设计法的导弹精度仿真试验

分析了仿真试验在导弹精度鉴定中的必要性,介绍了利用蒙特卡洛法进行精度仿真统计的过程,比较了正交设计法和均匀设计法的异同,举例说明了均匀设计法在仿真试验中的应用。最后,讨论了运用均匀设计法时需要注意的若干问题。     

Research on Test Data Distribution of Strapdown Inertial Measurement Unit Based on Bayesian Method

Aiming at that the successive test data set of the strapdown inertial measurement unit is always small,a Bayesian method is used to study its statistical characteristics.Its prior and posterior distributions are set up by the method and the pretest,sample and population information.Some statistical inferences can be made based on the posterior distribution.It can reduce the statistical analysis error in the case of small sample set.     

一种测量无人机重心和转动惯量的方法

为了提高小型无人机飞行控制系统的开发效率和控制精度,介绍了一种无人机重心和转动惯量的实验测量方法。这种测量方法基于投影法测量无人机的重心位置,并使用复摆装置测量无人机的转动惯量。对使用这种测量方法获得的测量数据进行对比分析,结果表明,该方法简单可靠,成本低,且精度能够满足小型无人机飞行控制系统的设计需求。     

捷联惯组火箭橇试验数据处理方案研究

捷联惯组火箭橇试验是验证捷联惯组在复合环境下的误差模型、评定制导系统误差模型精度以及分离大过载条件下捷联惯组误差系数的有效手段。文中主要探讨了捷联惯组的误差模型,提出了基于火箭橇试验的动态条件下的误差分离和数据处理方案,并对火箭橇试验中数据处理方法进行了分析。     

弹箭惯性主轴测试方法研究

为了准确测定弹箭的惯性主轴位置以保证弹箭的飞行稳定性和命中率,采用惯性主轴的双立面四点法,分析了测试过程中各截面质心的位置,根据力矩平衡得到弹箭惯性主轴的实际位置.设计了弹箭惯性主轴测试系统,通过标准圆柱体的组合方式以惯性主轴的理论计算值对系统进行标定,对测试得到的数据进行了误差分析.结果表明,该系统完全能满足弹箭惯性主轴的测试要求,在弹箭惯性主轴的测试方面,该方法是可行的.     

导弹命中精度仿真试验及评估方法研究

探讨了在导弹命中精度评估过程中,依靠实弹靶试弹道数据检验精度仿真模型、仿真技术、试验设计理论和数据统计理论实现命中精度的全面评定的可行性.仿真模型校验方法、仿真试验方案设计以及精度数据统计方法是主要技术重点.依据文中流程方法,可以指导技术人员进行导弹命中精度的评定.     

基于自助法的Bayes精度估计

在小样本条件下, 提出了基于自助方法的Bayes精度估计方法.通过仿真算例说明, 在进行Bayes估计时必须考虑飞行试验样本估计的精确性.     

捷联惯组历次测试数据小样本统计特性研究

捷联惯组历次测试数据样本总体分布及其参数是未知的,提出了"二次统计法"研究捷联惯组历次测试数据样本总体分布形式,根据捷联惯组误差系数的稳定性要求,确定了其样本总体分布的方差。在此基础上,根据验前信息的不同来源,以及验前信息与历次测试数据之间的统计关系,分4种不同情况确定其样本总体均值的验前分布。以验前分布为基础,利用贝叶斯方法获得其验后分布。验后分布集中了3种有用信息(总体信息、验前信息和样本信息),是对总体分布参数的最终认识,因此基于验后分布的统计推断是更为有效,也是最合理的。最后通过稳健性分析检验验前、验后分布的稳健性。     

基于自适应EKF的平台漂移误差模型参数仿真研究

基于惯性平台漂移误差模型是一个复杂的非线性系统，文中引用自适应EKF算法对惯性平台漂移误差模型进行了分析研究，对模型中的某些重要误差参数进行了计算机仿真，并对仿真结果进行了分析。分析表明：该算法寸以很好地实现对平台漂移误差模型参数的辨识。