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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。 相似文献
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为了研究高速旋转稳定弹丸在飞行过程中的锥形运动规律,采用弹载地磁姿态测试方法,通过分析当地地磁矢量、弹丸速度矢量及弹轴地磁测试分量间的角度关系,构建高速旋转弹丸角运动规律及参数的测试模型。给出弹载地磁测试的试验方法,构建测试平台及相应的标定与校正设备,通过试验测试获得了地磁测试数据,完成了地磁测试数据的信号滤波与姿态解算,得到弹丸锥形运动的轨迹曲线。结合弹丸角运动模型对测试弹丸的角运动过程测试结果进行分析,进一步分解得到了弹丸进动、章动运动规律。分析结果表明弹载地磁测试与弹丸角运动模型可以相互支撑,能准确揭示高速旋转弹锥形运动的规律。 相似文献
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针对小口径旋转导弹特点,提出地磁辅助MEMS惯组的组合导航算法设计方案。给出MEMS惯性器件和地磁传感器的误差数学模型,简述三轴地磁定姿解算原理,在设计的飞行轨迹上进行MEMS惯性导航仿真和MEMS惯组/地磁组合导航仿真。结果表明:经过地磁辅助的MEMS惯性导航的姿态角误差和位置误差减小明显,可以满足旋转导弹的使用要求。 相似文献
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基于地磁与卫星组合的高旋弹丸滚转角高频测量及系统误差计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究地磁与卫星组合测量的系统误差并提高其测量频率,利用高旋弹丸的飞行特性,建立了基于小攻角及单轴旋转假设的弹丸滚转角及其角速率的高频测量方法,并推导了其滚转角及其角速率计算的系统误差方程。通过建立以俯仰角为变量的仿真模型,完成了组合测量系统在全域范围内实时变化的系统误差计算。经6自由度(DOF)外弹道仿真验证,在排除弹轴与地磁矢量的较小夹角区域后,其整体滚转角误差小于±5°,角速率误差小于±5°/s. 在中小射角发射条件下,地磁与卫星组合的滚转角计算方法能够满足高旋弹丸的高频高精度的滚转角测量。 相似文献
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为了分析磁传感器的测量误差,建立了弹体静磁屏蔽效应数学模型,利用ANSYS软件进行弹体三维磁场仿真,分析了弹体相对磁导率、壁厚等自身因素对磁屏蔽系数的影响,仿真结果与理论计算结果一致。仿真研究并拟合出弹体磁屏蔽系数与弹体姿态角之间的关系。结果表明,当弹轴与磁场方向平行时,磁屏蔽系数最小,随着夹角的增大,磁屏蔽系数增大,当弹轴与磁场方向垂直时,磁屏蔽系数最大。建立了磁屏蔽椭球模型,提出直接获取软磁误差矩阵的方法,为磁传感器的误差校正提供了理论基础;给出了利用磁屏蔽椭球模型直接解算弹体相对于地磁矢量姿态角的方法,为磁传感器在弹上的应用提供了理论基础。 相似文献
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基于基准角和补偿角的常规弹药滚转角磁探测算法研究 总被引:6,自引:0,他引:6
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. 相似文献
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作为载体姿态测量的重要惯性器件,陀螺在使用过程中由于长时间运输及存放等因素会产生误差漂移,造成对运动参数测量精度的降低,由此带来陀螺器件在使用前误差再标校的需求。根据现场无高精度转台设备支持的工作条件及中等精度陀螺指标需求,提出一种基于最优解析的陀螺现场标校方法。通过建立陀螺输出与地球自转角速率及加速度计输出间的映射关系式,将标校问题转换为最优解析问题;同时采用改进遗传算法,达到现场简易操作、不依赖转台等辅助设备、缩短标校时间、提高标校精度的目的。开展数学及半实物仿真实验,验证了所提方法的有效性,结果显示该方法能够有效地获得满足中等精度陀螺的标校结果,具有现场实用价值。 相似文献
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分析了阻力片打开前后弹丸弹道稳定性的变化规律,分析了弹道风、初始角速度扰动对一维弹道修正弹弹道稳定性的影响。以某型100 mm一维弹道修正弹为研究对象,建立了6自由度刚体弹道模型。仿真结果表明:弹道风、初始角速度扰动对一维弹道修正弹弹道稳定性的影响较小,在一般气象条件及初始扰动下,阻力片打开后弹丸可稳定飞行;阻力片打开会使弹丸攻角增大并伴随一定幅值的振荡,陀螺稳定性增强,动态稳定性先减弱后增强,追随稳定性减弱,落点侧偏有一定增加。 相似文献
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