基于GPS/MR组合的弹道修正弹数据处理

针对弹道修正弹的修正控制过程中最关键的弹丸滚转角的解算问题,采用GPS/MR组合对弹道修正弹数据进行处理。基于卫星和地磁组合的弹道修正弹滚转角测量原理,建立滚转角的数学解算模型。通过拉格朗日插值法对数据进行插值处理,利用高频率的地磁数据进行小段的正弦拟合得到正弦函数角速率,代替滚转角的角速度从而求得滚转角,并以Matlab进行仿真比较。仿真结果表明:通过高频率的地磁数据进行插值处理的方法是可行的,能满足实际工程需求。     

基于陀螺和卫星定位组合的滚转角测量方法

针对现有微旋弹滚转角测量方法易受天气条件限制或环境电磁干扰的问题,提出了基于陀螺和卫星定位组合的滚转角测量方法。该方法在分析陀螺测量滚转角原理的基础上,对弹丸滚转角三角函数的两种表达方式求和,将三轴陀螺和卫星定位数据融合建立卡尔曼滤波方程估计弹丸滚转角。仿真和实验表明:滤波估计滚转角准确且滤波算法的收敛速度快,测量误差均值小于2.5°,均方差小于3°,可用于微旋弹或微旋引信的滚转角测量。     

磁阻传感器测量旋转弹滚转姿态的原理分析

针对用磁阻传感器测量旋转弹滚转姿态的问题,提出了磁阻传感器滚转角及磁阻传感器滚转角速率的概念,给出了磁阻传感器测量方程和磁阻传感器滚转角速率的测量方程.经过理论推导给出了弹体滚转角速率与磁阻传感器滚转角速率的关系式,分析结果表明弹体滚转角速率与磁阻传感器滚转角速率之间的测量误差受弹丸俯仰姿态、偏航姿态和射向的影响.数值仿真表明,弹丸滚转角速率的地磁测量方法在一定条件下是可行的,但在工程实际应用中难以保证滚转角的精确测量.     

抗干扰弹载地磁测姿系统设计

实时准确的弹丸姿态测试是实现高速旋转弹丸正确修正的关键技术。受弹丸高转速、发射时高过载及全天候使用等因素的限制,地磁测量弹体姿态成为解决该关键问题的唯一途径。根据地磁场基本特性、磁阻传感器测量姿态的基本原理,建立了飞行过程中实时解算弹体姿态的简化模型。针对弹体剩磁、舵机干扰等众多影响磁传感器准确测量的问题,设计了抗干扰的弹载地磁测姿系统。为了评估地磁测量弹体转速和滚转角的精度,与基于光敏器件和太阳方位角的绝对滚转角测量系统同时进行飞行试验,通过飞行试验验证,所设计的抗干扰系统有效地减小了弹体剩磁和舵机干扰的影响,基于地磁信息解算出的滚转角速率与光敏器件测量得到的绝对滚转角速率误差在0.5 Hz,解算出的滚转角度误差为6°,符合工程应用的要求。     

基于基准角和补偿角的常规弹药滚转角磁探测算法研究

常规弹药发射过程中的高过载和飞行过程中的高速旋转使得陀螺仪等传统的姿态角测量系统无法正常工作,以地球磁场为测量基准,通过相关算法实时辨识弹丸的姿态角,具有一系列的优点.将弹丸的滚转角分解为基准角和补偿角,给出了处于射击平面内的弹丸滚转角解算方法并进行了误差分析.针对弹丸的摆动及地磁信号测量误差进行了仿真.仿真结果表明,该解算方法具有较高的精度,基本能够满足常规弹药简易制导滚对转角探测的需要.     

基于地磁测量的弹丸滚转角实时解算研究

为了实时解算弹丸滚转角,根据二维磁阻传感器测量转速的原理,设计了弹丸滚转角的实时解算算法。选用TMS320F2812作为处理器,提高了滚转角解算的实时性。进行了滚转角的解算试验和误差分析,试验结果表明,通过选择合适的试验参数,该设计能够较准确的解算弹丸的滚转角,使其误差保持在±5°以内。     

弹道修正弹滚转角辨识系统模型与误差分析

建立了航用弹道修正弹滚转角辨识系统数学模型，利用向弹上引信装定的初始信息及磁阻传感器探测到的地磁信息，使用滚转角解算算法求出滚转角。对理想弹道条件下的误差进行分析并通过实例进行仿真，验证该滚转角辨识系统可有效辨识出弹体滚转角，在给定条件下能达到较高精度，误差基本在弹丸实际使用的允许范围之内。     

捷联激光探测器组合GPS测量弹丸滚转角方法

针对激光半主动末段修正弹滚转角解算的问题,提出利用捷联激光探测器与弹载GPS组件的测量信息求解弹丸滚转角的方法。以理论计算得到的非滚转成像面上的目标成像点作为空中姿态对准的基准,结合激光探测器成像面上目标实际成像点,推导得到弹丸滚转角计算公式。利用蒙特卡洛模拟法仿真计算,分析弹丸在不同发射角下弹丸位置误差、速度误差和激光探测器测量误差对弹丸滚转角解算精度的影响。仿真结果表明：该方法对滚转角解算误差最大不超过4°;3种误差中,激光探测器测量误差对滚转角解算精度的影响最大。该方法满足精度和实时性要求,适用于低速滚转的激光半主动末段修正弹。     

航向机动环境中基于陀螺/地磁信息融合的滚转角解算算法

针对传统的制导导弹利用地磁信息精确制导时偏航角变化引起滚转角解算出现较大误差的问题,提出了采用陀螺测量的弹体轴向角速率信息辅助三轴磁传感器信息进行弹体滚转角解算的融合算法,给出了制导导弹自由飞行段和制导飞行段滚转角的解算方法,在高速飞行仿真转台上进行了半物理仿真试验。试验结果表明:在偏航角+60°~-60°大范围偏航变化的情况下,该文所提出的滚转角融合算法的解算精度控制在5°以内,比传统单纯依靠地磁信息进行滚转角解算的精度提高近6倍,为后续制导导弹实现精确打击提供了必要的测试手段。     

基于乒乓舵的引信滚转角控制方法

针对二维弹道修正引信现有控制方法中存在二维修正引信与高旋弹体之间的耦合力矩大以及气动控制机构复杂问题,提出了二维弹道修正引信基于乒乓舵的引信滚转角控制方法。该方法通过对乒乓舵进行线性化,采用角速率环比例控制和角位置环比例积分控制这种乒乓舵PID控制器产生所需滚转控制力矩,实现对二维弹道修正引信的滚转角控制。仿真和试验结果表明,基于乒乓舵可对引信滚转角进行有效的控制,误差均方差小于8°。     

基于地磁辅助的弹载两轴陀螺传感器校正方法研究

为解决弹载环境下两轴陀螺传感器难以实现三轴校正的问题,提出基于地磁辅助的两轴陀螺 传感器校正方法。建立两轴陀螺传感器测量误差模型,由单轴地磁信号解算得到弹丸x轴 角速率,解决了因陀螺传感器量程限制而无法测量低旋弹丸x轴滚转角速率的问题;研究线性最小二乘模型和卡尔曼滤波模型校正两轴陀螺传感器相关参数的方法,数值仿真分析弹丸x轴角速率解算误差和陀螺传感器测量噪声对校正结果的影响;半实物仿真模拟两轴陀螺传感器在工程中的应用,研究基于地磁辅助的两轴陀螺传感器校正方法校正效果。数值仿真结果表明：当弹丸x轴 角速率解算误差在0.261 8 rad/s以内且当陀螺传感器测量噪声在0.001 6 rad/s以内时,经过校正后,弹丸y轴和z轴角速率校正误差在0.01 rad/s以内。半实物仿真结果表明：当弹丸x轴角速率解算误差在0.8 rad/s以内时,两种校正模型均能将陀螺传感器的测量误差从－0.30~－0.05 rad/s范 围减小到－0.02~0.02 rad/s范围内。数值仿真和半实物仿真结果证明：基于地磁辅助的两轴陀螺传感器校正方法具有较好的校正效果。     

GPS/INS组合制导弹药空中对准的初始滚转角估计新算法

GPS/INS组合制导弹药从常规平台发射后需要在空中重新对准时,滚转角的初值难以获得.为解决该问题,分别针对弹体倾斜稳定和低速旋转两种情况,提出了估计初始滚转角的新算法.从姿态运动学方程出发,推导了弹体滚转角与横向角速率、姿态角速率之间的关系式,利用角速率陀螺测量值和GPS的速度测量值,基于最小二乘估计方法,可获得滚转...     

典型弹道下的火箭弹MEMS-INS/GNSS组合导航姿态误差可观性分析

以炮射火箭弹的MEMS-INS/GNSS组合导航系统为研究对象,在奇异值法分析系统可观性的基础上,提出了系统状态的等效奇异值概念,作为系统状态可观性的度量标准。在此基础上,重点分析了火箭弹在无控、俯仰机动以及偏航机动3种弹道条件下的姿态角误差的等效奇异值(可观性)的变化规律,并据此得出：滚转角误差在弹体机动时可观性较好;当弹体所在垂面存在较大的加速度时,俯仰角误差可观性较好;方位角误差在弹体水平加速度较大时可观性较好。通过仿真,验证了可观性分析结果的正确性。     

基于非正交磁传感器组合的旋转弹体横滚角测试

针对微惯性传感器测量误差随时间严重发散且量程不能满足旋转弹体横滚角测量的要求,采用磁传感器组合对旋转弹体的横滚角测量及工程可实现性进行了研究。对于不同角度、位置安装的磁传感器,给出了其敏感轴上的数学表达式,并且利用两个非正交安装的磁传感器输出的极值之比与俯仰角呈固定关系进行姿态角求解。分析了产生奇异的条件和使用磁传感器进行横滚角测量的可行性,并对传感器布阵方案及解算方法进行了半实物实验。实验结果表明,俯仰角和横滚角的解算误差基本控制在1°以内,此测量方案适用于偏航角变化不大的旋转弹体。     

固定翼双旋弹动力学特性分析

固定翼双旋弹作为一种特殊的弹道修正弹,在飞行过程中其前体弹道修正引信（CCF）和后体以不同转速绕弹轴旋转。根据固定翼双旋弹气动不对称的特性,推导出固定翼双旋弹的动力学模型,经过模型简化,得到其非齐次角运动方程,根据这个角运动方程对角运动特性和飞行稳定性进行了分析。结果显示：当CCF转速固定时,转速的大小和滚转的方向都会影响弹体的角运动特性,由于弹体的共振,不合理的转速可能引起角运动的不稳定;当CCF转角固定时,弹体可以获得与CCF的鸭翼安装角近似呈正比的弹道修正能力。对固定翼双旋弹的飞行稳定性判据进行了研究,飞行稳定性判据为固定翼双旋弹前后体转速和初始射角的设计提供了参考。     

被动式半捷联平台的动力学模型及其稳定性分析

在某些高速滚转的制导炮弹中,捷联式惯性测量系统无法同时满足测试精度与量程的要求。被动式半捷联平台可以通过隔离弹体滚转运动有效解决这一问题。通过对弹体及被动式半捷联平台进行力学分析建立了半捷联平台内筒的动力学模型,通过4阶龙格-库塔法对动力学模型进行了数值求解,得出不同弹体俯仰角下平台内筒的滚动角度和角速率值。在三轴高速转台上进行了地面半实物仿真实验,转台实验结果与数值计算结果相符。计算及实验结果表明弹体飞行俯仰角越小,平台内筒的滚动角度和角速率就越小,被动式半捷联平台就越稳定。本研究适用于常规弹药的制导化改造,具有一定的工程应用价值。     

旋转稳定弹的自转角加速度特性

为了研究旋转稳定弹的自转角加速度特性,利用外弹道学中描述旋转稳定弹自转动力学的简化微分方程,结合质点弹道方程,推导出自转角加速度一阶导数及二阶导数表达式。通过理论分析及对几种典型旋转稳定弹的计算,结果表明,在弹道降弧段上,当旋转稳定弹的结构参数、气动参数及飞行状态参数满足一定关系时,存在自转角加速度一阶导数为零的条件,此时自转角加速度在弹道降弧段上出现极值点; 对于绝大多数情形,当弹丸的射角较小时(如小于20°),自转角加速度在降弧段上不存在极值点。