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针对卫星与惯性速度匹配法对滚转角的空中对准精度不高这一问题,提出一种卫星与惯性速度匹配加机动辅助的方法。在卫星与惯性组合制导方式下,以可观测性分析为基础,机动辅助采取纵向比例导引加重力补偿制导律形式,结合卡尔曼滤波完成滚转角的空中对准,并分析机动辅助策略在不同导航比、重力补偿系数下对滚转角对准效果的影响,以及弹体名义转速拉偏、惯性组件误差拉偏对机动辅助策略的影响。仿真结果表明：在考虑卫星定速及惯性组件误差情况下,该方法能够在全弹道内实现滚转角的精对准,误差在2°以内,收敛时间10 s;可通过调节重力补偿系数改变对准的速度、精度,导航比用来保证制导稳定。卫星与惯性速度匹配加机动辅助的方法相比于卫星与惯性速度匹配法,对准效果更好;在弹体名义转速以及惯性组件误差存在拉偏情况下,对准效果受影响较小,抗干扰性较强。 相似文献
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制导炮弹内弹道呈现高转速、大过载的特点，其导航坐标系统滚转通道无法进行初始对准。针对以上难点问题，根据无控段飞行特性，提出一种基于弹道弯曲角速度矢量的滚转角空中粗对准方法。在无需卫星、机动辅助的条件下，利用重力引起的弹道弯曲角速度矢量作为基准，通过单矢量定姿实现滚转角对准。为消除低精度陀螺仪的零偏、轴偏角等误差的影响，分析了弹体姿态运动测量信息的频域特性，利用FIR带通滤波器提取角速率陀螺信息中弹体滚转频点处的有用分量，并采取对准起始时刻冻结弹体坐标系下的积分策略，平滑随机测量噪声，从而提高对准精度。通过数学仿真手段，探究了惯性陀螺误差对对准精度的影响。数学仿真结果表明：该方法仅利用低精度角速率陀螺即可实现在无控段快速粗对准滚转角，误差在1°左右；在飞行搭载试验中，滚转角对准误差可控制在2°以内。 相似文献
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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。 相似文献
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惯导系统在空中的对准误差无法直接测量，使其成为一个难题。本文提出一种逆序递推算法，用以估计惯导系统在空中动基座上进行对准时的精度。利用文中提出的卡尔曼滤波算法，可将对准误差估计出来。飞行试验证明：方法有效，具有工程应用价值。 相似文献
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针对GPS/SINS组合导航系统,提出了一种初始对准方案,依靠GPS测量信息进行速度匹配,完成初始对准.粒子滤波虽然不受非高斯、非线性限制,但存在粒子数匮乏、实时性差等问题.该方案采用粒子滤波的改进方法--无迹粒子滤波,来解决对准过程中的非线性问题.仿真结果表明:该方案的对准精度(1σ)可以达到东向失准角误差为5′,北向失准角误差为2′,方位失准角误差为6′. 相似文献
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在建立机载空空反导弹作战系统仿真模型的基础上，讨论单平面内单机对抗模式下．空空反导弹武器系统分别和综合采用干扰弹、反导弹和载机机动三种手段对付来袭空空弹的对抗效果，仿真表明在适当的选择最佳实施时机和方式的条件下，该系统可使载机在对抗中获得最大生存概率。 相似文献
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针对空空导弹在采用推力矢量控制后,提高了自身的机动能力,也带来了发动机能量损耗的问题,通过对空空导弹初始弹道的有效设计,达到机动性和能量消耗率的最佳配合．通过研究基于遗传算法的初始弹道优化问题,建立了弹道优化遗传算法的数学模型,完成了算法设计和数字仿真,给出了计算结果,并从算法的适应性、敏感性和算法效率等方面进行了讨论． 相似文献
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