星光惯性制导系统

一、概述星光惯性制导与导航系统是一种组合导航系统,它是目前国外提高制导精度的重要途径之一。所谓组合导航就是通过系统控制和数据处理方法将多种导航手段综合利用或组成最优工作方式的一种导航系统。通常是以惯导系统为主要导航手段,利用其它辅助导航设备提供     

先进洲际弹道导弹星光惯性制导系统的性能

本文讨论了先进洲际弹道导弹星光惯性制导系统的性能及优点。阐述了星光惯性制导系统的原理。为便于理解这一原理,给出了一些简单的例子,同时也给出了一些实际例子来说明星光修正提高精度的情况。除精度外,文章还介绍了星光惯性制导系统在满足休眠、快速反应及基地适应要求方面的能力。最后讨论了星光敏感元件在战争环境中的性能。     

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。     

美国捷联式惯性制导系统

概述惯性制导系统是利用飞行器上的惯性元件(加速度表和陀螺)测量出飞行器相对于惯性空间的速度和姿态,通过飞行器上的制导计算机控制飞行器命中预定的目标或完成预定的飞行任务。实现惯性制导的技术途径有两种。一种是惯性平台方案,一种是捷联式制导方案。把陀     

用于制导系统的惯性辅助测距

本文讨论将一种惯性辅助测距技术用于弹上制导系统的可能性。这种技术采用数据处理算法,它是根据最佳估算理论,对海上目标的距离和距变率这样一些在某种情况下不能直接测量的量进行估算。这种算法的设计利用了系统动态特性和传感器误差源的理想分析模型,并通过计算与其有关的均方根距离和距变率估算误差来完成的。文中给出的某些灵敏性分析结果用以说明目标机动特性、测量噪声幅度和弹道峰值高度的影响。     

精确制导系统的导引规律研究

介绍了制导控制系统的原理、组成及比例导引规律,着重研究了当前发展迅速的多媒模复合寻的制导技术,在雷达／红外导引头的复合方式的基础上采用C语言对比例导引规律进行了算法研究,采用该系统的优势是较易于实现,制导精度高,抗干扰能力,杀伤效果好。     

制导系统的发展及精确制导技术

制导系统主要研究重点包括:高精度惯性制导技术、复合制导技术、末制导技术、弹道机动制导技术、反导/反卫制导技术.精确制导武器的关键技术有:多种信息的高精度获取技术;快速智能化信息处理和控制技术;快速的控制响应.精确制导技术发展的方向体现在探测技术、惯性敏感技术、智能化的信息处理及高精度控制技术方面.     

微型机械惯性制导系统及其应用

本文介绍一种新颖的硅材微型机械惯性仪表的设计、制造工艺、测试结果以及应用范围。     

美国空军生产型低成本惯性制导系统概述

由于有动力和无动力制导武器都需要具有在恶劣气象条件下防空区外发射后就离开的能力,空军制订了几项低成本惯性制导分系统的发展计划。此分系统(在经过发射前的机动程序完成转移对准和惯性传感器的校准之后开始工作)或直接用作中段惯性制导,将导弹引导到末端散布区内;或者与全球定位系统、辐射测量区域相关系统或地形等高线匹配系统等定期修正系统组合使用,以提高远程飞行任务的精度。本文介绍了低成本惯性制导系统方案的发展过程和生产型低成本惯性制导系统的设计特点。     

精确制导系统面临的挑战与对策

针对未来防空反导导弹精确制导系统面临的挑战和难题,结合精确制导技术的发展对精确制导系统能力提升的促进作用,提出精确制导系统有效应对各种挑战的发展途径。根据威胁环境和作战目标、作战使命等的发展变化,分析了精确制导系统面临的挑战;概述了精确制导系统智能化概念,并分析了精确制导系统智能化所面临的挑战。基于精确制导系统发展演变的基本规律,分析了精确制导技术的发展趋势,认为精确制导系统为适应未来复杂战场环境作战需求和打击群目标及低成本目标的需求,将向高维度高分辨率探测、智能化、网络化和低成本几大方向发展。针对提高复杂战场环境中目标探测、识别能力、复杂战场适应性的需求,提出了发展多维、多谱、多极化(多偏振向)、多模的高维度精确制导探测技术,发展智能化信息处理与发掘技术的发展思路;针对实现精确低成本化的目标,提出了传感器组网与资源综合利用、多弹协同寻的制导、发展低成本寻的制导技术的途径。     

空空导弹惯性制导系统设计的几个问题

从新一代空空导弹的发展对惯性制导技术的需求出发，论述了惯导系统的功能、总体精度分析设计、惯性元件选型、初始对准及机载数据娃系统设计上存在的几个问题，提出了在工程实践中解决这些问题的初步方法。     

“捕鲸叉”导弹及其惯性制导系统

前言“捕鲸叉”导弹是美国近年来研制、生产和使用的主要反舰战术导弹之一。这种导弹分为空对舰(AMG-84A型)和舰对舰(RGM-84型A)两种类型,其性能参数及其惯性制导系统大致相同。具体叙述分如下三部分。     

一种超低成本捷联惯性制导系统的研制

提出一种低成本捷联惯性制导系统方案。该系统主要由压电陀螺和低成本加速度计构成。文中叙述了硬软件设计过程及系统特点,给出了基于四元数的姿态及导航实时算法。对系统性能进行了仿真分析,计算结果表明,该系统精度可以满足一些战术弹的制导要求。对原理样机所做的初步试验证实了仿真结果。     

垂直发射导弹无滚动控制的惯性制导系统

导弹发射前,当给出了一组目标位置坐标数据后,电子制导系统就计算导弹飞行在惯性固定坐标系中的位置和速度。惯性坐标系中的所有变量都是以目标为原点的三轴正交坐标系来定义的。这个无主动滚动控制的制导系统的作用是通过把导弹的速度向量一直对准目标位置来实现的。     

弹道导弹捷联惯性／星光复合制导系统模型研究

推导了星光制导量测信息修正捷联惯性制导系统姿态角误差的机理,讨论了复合制导系统的主要误差,建立了全捷联工作模式的惯性/星光复合制导系统误差模型.针对捷联惯性制导系统的初始位置误差、时准误差及惯性元器件漂移所造成的制导误差,提出了一种适用于弹道导弹的星光修正捷联惯性的复合制导方案.仿真结果表明,当弹道导弹飞出大气层后,利用星体跟踪器获得的精确弹体三轴姿态信息调正捷联惯性制导系统的方案是合理、可行的,这种自主复合制导系统能够满足弹道导弹高精度的制导要求.     

欧洲运载火箭数字惯性制导系统与自动驾驶仪的适应性

1.引言:数字惯性制导系统用以引导欧洲空间飞行器发射装置研制中心-欧洲运载火箭发展组织研制的卫星运载火箭从发射场沿最佳弹道进入所要求的轨道,然后,关闭第三级发动机。本文主要论述运载火箭数字制导计算机和模拟姿态控制回路之间的适应性问题。 2.惯性制导系统:运载火箭的姿态由安装在惯性平台框架上的各个同步器测量。外力引起的增量速度分量通过对正交地安装在平台上的三个加速度表的输出的积分获得。     

欧洲运载火箭数字惯性制导系统与自动驾驶仪的适应性

1.引言:数字惯性制导系统用以引导欧洲空间飞行器发射装置研制中心-欧洲运载火箭发展组织研制的卫星运载火箭从发射场沿最佳弹道进入所要求的轨道,然后,关闭第三级发动机。本文主要论述运载火箭数字制导计算机和模拟姿态控制回路之间的适应性问题。 2.惯性制导系统:运载火箭的姿态由安装在惯性平台框架上的各个同步器测量。外力引起的增量速度分量通过对正交地安装在平台上的三个加速度表的输出的积分获得。增量速度分量输入计算机,用以算出运载火箭的实时速度和位置,求解制导方程,以便得到所要求的控制角。把同步器的输出信号转换成12号的数字形式,并且在计算机中与所要求的控制角进行比较。比较所得的差角信节以7位数字形式输出,作为自动驾驶仪的指令信号。计算机也计算飞行时间,并在适当时刻发出关闭第三级发动机的信号。 3.自动驾驶仪适应性试验:惯性制导计算机把运载火箭各级的自动驾驶仪和姿态控制回路构成一个整体。采用数字元件就要同时进行时间和角度的量化。制导计算机向自动驾驶仪输出信息的校正频率选用80赫。该频率基本上大于火箭谐频,而仍能与920M型计算机计算全部控制方程的计算速度相适应。根据目前同步器设计中能得到的无噪声分辨率,来选择进入计算机的12位二进制形式的角度信息。其典型的数量级为360×2~(-11)。解码器输出位长可以由输入位长推算出来。其总的范围要求在±10°之内。与每一级的设计当局共同进行了一系列自动驾驶仪适应性试验,以检查量化对三级运载火箭的每一级控制稳定性的影响。制导计算机和有关的模-数和数-模转换器用于每级自动驾驶仪系统模拟试验。 80赫控制重复率适用于各级火箭,角度量化对第二、第三级的影响可以忽略不计。然而,在某些情况下,第一级由于角度量化关系,容易受到过度的极限环的影响。第一级控制系统严格试验表明,在理想的规定大小的量化条件下,极限环保持在低于可允许的大小上。然而,事实上,可以发现,输入到计算机中的角度信息的同步-数字转换特性随时间和温度而变化。在最坏的情况下,这会引起角度量化加倍,从而导致在控制回路原点附近有一个局部不稳定区域。关于此问题的三种不同的解决办法分述如下: A.抖动法。在数字变换前把振荡信号加到姿态回路输出端,这样会使信号成为一种数字波形,这种数字波形的时间平均值就是角度的内插值。如果抖动频率相当高(>30赫),自动驾驶仪就会提供必要的平滑。最终选择了112赫的抖动频率,以便消除与80赫采样频率产生低频差拍的可能性。从理论上讲,抖动法可以有很高的分辨率,并经模拟试验验证,它对第一级的控制问题是一个十分令人满意的解决方法。抖动法的主要缺点是,采用这种方法需要对系统在工程上作很大的修改。 B.输入特性转换法。输入特性转换法是一种调节输入到计算机的角度信息位长的方法。同步-数字转换器的特性可以根据不同的采样而转换。这就可以使最低位的位值减半。采用此方法需要在工程上作的改动要比采用抖动法所需的简单得多,而且第一级的控制性能基本能符合要求。 C.死区法。这是一种对第一级控制问题的纯软件解决方法。这种方法仅要求对计算机程序进行修改。虽然输入量化特性不能由计算机控制,但整个角度指令的传递函数易于用程序进行修改。在原点附近引入一个窄的死区,即使在最坏的量化条件下亦可提供一个稳定区域。用这种方法进行的初步试验表明,第一级的控制性能可以得到改善。优先选用的方法。尽管抖动法要求在工程上作很大的改动,但这种方法还是在惯性制导系统中得到采用。本文还论述了其他一些使自功驾驶仪指令量化的影响减到最小的修改方法。     

DARPA将GPS和INS组合成小型精确制导系统

美国防高级研究计划局(DARPA)计划研制一种小型、精确、廉价的制导系统,该系统由小型GPS接收机和光纤陀螺惯性测量装置组合而成。目前,两个承包商集团已经开始第二阶段的工作。 GPS制导设备部件(GGP)计划的第一阶段历时3年,两家承包商集团分别是:德州仪器公司和霍尼韦尔公司,合同金额为1.5亿美元;利顿公司、洛克韦尔-柯林斯公司和波音公司,合同金额为0.13亿美元。第0阶段进行工程研究,第一阶段从1990年夏天开始,要求设计、制作、测试试验性演示GGP设备。