导弹辅助惯性导航系统综述

多年来已开发出用来辅助防区外发射导弹惯性导航系统的修正技术,包括从发射前的对准和校准到中段、近末段和末段的修正技术。本文讨论各种修正技术。     

飞行器滚转尾翼设计

采用自由滚转尾翼技术是解决鸭式布局导弹横滚控制的有效途径,针对某试飞器助推飞行段需求,设计了一型滚转尾翼.试验结果表明,滚转尾翼设计合理,性能良好,成功用于飞行试验.     

混合式惯性导航系统全数字平台技术研究

为满足混合式惯性导航系统简化平台结构和提高可靠性的要求,设计全数字稳定平台,包括平台结构和工作模式。针对稳定加旋转这一新的工作模式,设计该状态下的控制指令算法,建立从陀螺原始输出数据到电机轴指令角速度的计算过程,并进行实验验证。实验结果表明,混合式惯性导航系统原理样机的全数字平台工作处于稳定加旋转模式时,静态控制精度优于2″,在实验给定的一种动态环境下的控制精度优于30″.     

基于定常NS方程的飞行器滚转阻尼力矩系数导数计算方法

文中在物面无滑移边界条件的基础上施加物面绕体轴的切向速度。通过求解定常NS方程对飞行器滚转进行模拟。基于滚转力矩对滚转角速度的展开,发展了一种基于求解定常流场的滚转阻尼力矩系数导数计算方法。该方法物理意义比较明确。由于避免了求解非定常流场．计算量小．速度快。通过对导弹标模的计算值与实验值的对比分析表明,计算结果均在实验值的误差带之内,变化趋势比较一致．因此该方法可以用于工程设计。     

自旋火箭弹横滚隔离系统的自抗扰控制

针对自旋火箭弹大俯仰角飞行情况下,斜坡或正弦扰动导致其横滚隔离系统的滚转陀螺超量程、隔离失效问题,提出了一种横滚隔离系统的自抗扰控制器。在建立采用PI控制器的横滚隔离系统数学模型的基础上,通过理论分析揭示了斜坡及正弦扰动导致滚转隔离失效的机理,并使用数学仿真对该失效机理进行了验证。设计了自旋火箭弹横滚隔离系统的自抗扰控制器,数值仿真结果表明,在自旋火箭弹大俯仰角飞行情况下,该横滚隔离系统可以有效应对斜坡或正弦扰动,并将横滚隔离系统的滚转角速度控制在1°/s的较小范围内,将滚转角控制在0°左右,保证了滚转隔离的有效性。     

惯性导航系统自适应控制器的综合研究

研究了基于系统误差方差和为极小的惯性导航系统的最优自适应控制器。控制器能在系统工作的长时间间隔内对误差进行补偿。综合研究了可中继选择控制矩阵的自适应控制器。通过增加系统误差的可观察性提高控制质量。     

对惯性导航系统仪器误差的研究

本文研究陀螺仪漂移ω和加速度计测量误差△a的不确定分量对惯导系统速度误差和位置误差的影响,详细分析了ω和△a的“隐形”分量、“显形”分量、线性分量和谐波分量引起的惯导系统误差,并给出了计算这些误差的表达式。     

惯性导航系统的控制理论研究

本文从控制理论的观点分析惯性导航系统(INS)。提出并讨论线性误差模型,计算几种特殊情况下误差模型的特征值。证明由特征值导出的精确表达式与通常所用的表达式稍有不同。在初始对准和校准期间,分析INS静止时的可观测性。引入从物理观点观察的转换,使我们能比较顺利地通过观察新的动态矩阵来确定不可观测的子空间和状态。最后建立系统可观测性和估计质量之间的关系。     

捷联式微惯性导航系统的标定方法

设计了微惯性导航单元（MINU）结构。采用翻滚法和转台法，建立数学模型，分别标定加速度计和陀螺的零位偏差、标度因子及安装角误差。提出一种基于虚拟噪声的现场最优标定方法，运用卡尔曼滤波技术估计并补偿加速度计和陀螺零偏。实验室静态实验和车载实验结果均证明了上述方法的正确性和可行性，并且快速、易于实现，能有效提高导航精度，适用于短时间、低中精度导航系统。     

一种滚转角稳定控制系统设计方法

为解决滚转角稳定控制系统设计参数难以选取的问题,提出一种新的设计方法.在动力学建模与误差分析的基础上,根据滚转通道的特点对闭环特征方程进行了简化.利用传递函数标准型将控制系统设计问题转化为参数优化问题,给出了利用遗传算法综合设计指标、优化计算参数的方法.算例表明,利用遗传算法设计的滚转角稳定控制系统具有良好的性能.     

一类滚转弹的补偿解耦方法

由滚转产生的舵机空间耦合传递函数得出控制力矩偏转角;按动态特性差异分别分析了马格努斯力矩、陀螺力矩,得出了弹体稳态情况下的响应力矩角偏差,对控制力矩偏转角度进行了指令补偿解耦,可以获得期望的控制效果.研究表明,引入阻尼回路补偿可以大大削弱陀螺效应产生的快速振荡现象,结合稳态解耦方法可以达到较好的控制精度.     

鸭式布局导弹滚转控制的气动外形设计

通过对鸭式布局导弹诱导滚转力矩的产生机理进行分析和研究,提出了改善常规鸭式布局导弹的诱导滚转特性的途径和措施,对这些改进措施的使用特性进行了分析和论述。     

高精度光电二级稳定系统的运动隔离和补偿分析

对环架式二级稳定光电系统进行运动学分析，根据摩擦约束耦合与几何约束耦合的机理，详细分析了载体运动对各环架机构的耦合过程。同时，将运动与控制回路相结合，全面阐述了二级稳定系统对载体角运动的隔离和精环架对残余运动的补偿作用。     

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.     

基于Simulink/S-Function的惯性导航系统的仿真

利用Simulink和C语言编写的S-函数对惯性导航系统进行建模和仿真,并通过Matlab命令窗口进行了验证,仿真和试验结果一致度比较高,证明了该方法的正确性和可行性.     

惯性导航系统定位精度与试验路径的关系

给出了计算惯性导航系统定位坐标的简化公式，推导出了计算定位误差的数学模型，比较了战车沿直线、矩形及三角形3种特殊路径行驶情况下从一点到另一点绝对定位误差之间的关系，根据战车复杂行驶路径可以用小的直线段和小的三角形、矩形等特殊线段组合的特点，得出了在战车起止点确定的前提下惯性导航系统绝对定位误差与路径形状无关的重要结论，为制定科学严谨的惯性导航系统定位精度考核方案提供了理论依据。     

惯性导航平台航向效应的标定与补偿

为了提高惯性导航系统的精度 ,结合产品的研制 ,探索和测试了惯性导航平台在不同方位的常值漂移的变化规律 ,找到了一种快速提高惯导系统精度的有效办法———航向效应的标定与补偿 .首先叙述了惯导平台航向效应的基本概念 ,列举了航向效应标定的几种方法 ,推导出了相应的数学模型和数据处理类别 .最后 ,举例说明惯导平台航向效应标定与补偿的实际效果     

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。