用于战术弹的半捷联式惯性导航平台

挪威国防研究院为战术弹研究了一种半捷联式惯性导航系统(简称INS),这种半捷联式惯导平台用在“企鹅”Mk3战术弹上,“企鹅”Mk3导弹目前装备在F-16战斗机上。半捷联式配置是为了使惯性平台适应导弹在发射和转弯机动飞行时的很高滚动角速率而选择的。该平台采用一对二自由度干式调谐陀螺(DTG)和三个单轴石英挠性加速度计,俯仰轴和方位轴采用捷联式安装,而滚动陀螺通过滚动框架用于稳定部件的稳定。     

近程地地导弹捷联式系统的显式制导方程

前言捷联式惯性制导系统就是不采用平台,直接把陀螺和加速度表安装在弹体上来敏感导弹的运动,用数字计算机来进行坐标转换,求出导弹相对惯性空间的速度和位置,从而实现制导和控制。捷联式系统具有成本低、寿命长、可靠性高的优点,已受到苏、美各国的普遍重视。由于新型敏感元件(挠性陀螺、激光陀螺、挠性加速度表等)和大、中规模集成电路的高速数字计算机的出现,使得捷联式系统得以在工程上应用。近几年来,在航空、航天活动中,捷联式系统正受到越来越多的重视。     

导弹捷联惯导系统故障诊断研究

1研究意义捷联惯导系统是导弹武器系统的关键敏感元件,可以保证导弹飞行过程中姿态稳定、目标正确,是导弹武器系统中的重要组成部分。因而,捷联惯导系统的安全性与可靠性将直接影响导弹作战任务的成败。在捷联惯导系统设计期间加强可靠性研究是非常重要的工作,故障诊断技术则是     

捷联系统四元数工具误差分离模型研究

惯性器件的误差会使导弹飞行参数计算产生偏差,直接影响导弹的命中精度,通过实验数据分离惯性器件工具误差系数并反馈给数学平台进行误差补偿是提高导弹命中精度的主要手段。在四元数的基础上建立了捷联惯导系统工具误差分离模型,并对该模型进行了工具误差系数分离。仿真实验结果验证了该工具误差模型的正确性,其系数分离结果要优于传统的欧拉角误差模型,该模型的建立为捷联惯导技术的工程实践提供了重要参考。     

一种捷联未制导系统的优化设计

研究了一种新型捷联未制导系统,含有一个捷联式导引头,一套捷联式惯性传感器,其中的三个速率陀螺和三个线加速度计是导航、制导、驾驶仪部分共享的测量元件.给出了在惯性坐标系中估计目标相对导弹运动状态的捷联未制导方案,导出了该类系统的结构及数学模型,提出了广义卡尔曼滤波器及最优制导律的设计计算方法,最后用数字仿真验证了该系统对付近距、大机动目标的可行性.     

单兵导弹捷联惯导系统IMU测量误差模型

为了全面深入地研究单兵导弹捷联惯导系统的IMU测量误差传播特性及其对命中精度的影响,在对惯导基本方程简化的基础上建立了捷联惯导系统误差模型．根据导弹飞行距离近的特点,在精度允许的范围内,简化了惯导基本方程,采用四元数法建立了平台漂移模型和加速度误差模型．通过拉氏变换对误差的传播特性进行分析,提出了满足命中精度要求的器件精度范围．     

一种捷联未制导系统的优化设计

研究了一种新型捷联未制导系统,含有一个捷联式导引头,一套捷联式惯性传感器,其中的三个速率陀螺和三个线加速度计是导航、制导、驾驶仪部分共享的测量元件.给出了在惯性坐标系中估计目标相对导弹运动状态的捷联未制导方案,导出了该类系统的结构及数学模型,提出了广义卡尔曼滤波器及最优制导律的设计计算方法,最后用数字仿真验证了该系统对付近距、大机动目标的可行性.     

一类地形跟踪控制系统方案探讨

分别研究了适应角地形跟踪算法和导弹飞行控制系统。通过空间弹道数字仿真得到两个结论：首先，适应角指令的计算与导弹的机动能力和飞行控制系统的设计密切相关；其次，在不使用前视雷达的情况下，依靠数字地图，仍然能保证导弹的安全飞行。     

遭毁伤导弹弹道特性仿真分析

针对结构毁伤引起导弹偏航问题,进行了遭毁伤导弹六自由度全弹道数字仿真分析.建立了导弹六自由度运动方程组,在Matlab/Simulink实时仿真平台下开发了导弹全弹道数字仿真系统,进行了遭毁伤导弹终点状态和飞行轨迹特性分析,研究结果对新型反导技术发展具有一定参考价值.     

初始条件误差对弹道导弹射击精度影响的计算

分析了采用捷联惯性制导的弹道导弹，在发射前和主动段飞行过程中，影响导弹落点精度的初始条件误差源。在此基础上，建立仿真模型，计算初始条件误差对导弹射击精度的影响。     

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。     

基于某型通用导弹方案飞行弹道的设计与仿真

针对某型通用导弹飞行弹道的特殊性,文中提出了一种给定飞行高度规律的高度下滑飞行方案。考虑到通用导弹采用的是简易捷联惯性导航的控制方案,在飞行速度变化较小或近似不变时的垂直速度,通过积分器对其信号进行积分,即可得到导弹的实时位置。因此在充分利用捷联惯导的加速度计的基础上,通过控制捷联惯导的垂直速度,进行了高度下滑规律的理论推导,最后进行数学仿真和验证,仿真结果表明该方案合理可行。     

一种捷平式数字角信息处理系统

介绍一种用于空空导弹主动雷达导引头的捷联式数字角度信息处理系统。这种系统统由捷联模块、稳定模块、自主模块、遥控模块和跟踪模块组成，可以完成“自主惯导－指仿修正－主动寻的”复合制导过程中的角信息处理。为探索天线平台和驾驶仪平台的一体化设计作了先期研究。     

捷联惯性制导导弹自对准方法

提出并探讨了采用“双位置、零力矩”法实现捷联惯性制导导弹自对准的方法。从3个方面对该问题进行了讨论:数字调平的原理与实现方法;捷联惯性制导系统“双位置、零力矩”法自对准的实现方法;精确位置转换的方法。研究结果表明,“双位置、零力矩”法能适用于捷联惯性制导导弹自对准。     

捷联惯导系统初始姿态角的确定方法研究

初始数学平台的确定是捷联惯导的关键，而发射前导弹的晃动给初始平台的确定带来了困难。文中首先分析了导弹的晃动规律，进而提出分别利用加速度表和陀螺仪输出的脉冲数据计算导弹的晃动角，并将其综合考虑后求取导弹平均晃动角的方法，为数学平台的建立提供了数据基础。     

方位捷联平台速率陀螺动态误差模型试验方法研究

建立方位捷联平台速率陀螺的误差模型,提出了在 H_2范数意义下采用正交多项式逼近算法,估计方位捷联平台速率陀螺的动态误差模型。并研究了平台偏离水平面时的处理方法。试验结果表明该方法具有较好的准确性,采用方位捷联平台惯导系统的某导弹靶试结果,证明其工程实用价值是显著的。     

捷联式惯性导航的最新进展

迄今为止,在巡航飞行器的导航中,很少有人为发展捷联式系统做出认真的努力,去与业已成熟的普通框架惯导系统技术去进行竞争。现在,捷联式系统能成为一种可行方案的主要原因有三个:改善了捷联式陀螺的性能;改进了模一数转换技术;最主要的似乎是改进了数字式计算机。的确可以说,现代高速机载微型计算机把我们带入了一个“捷联时代”! 现在,很多制造商研制了捷联式系统。1975年,在三个独立的系统上进行的飞行试验中所积累的数据已经证明了特里戴内(Teledgne)捷联式导航仪的基本性能。现在,我们来谈一下目前所得到的发展与改进以及它们在未来捷联式系统设计中应用的问题。在今天看来,捷联式技术的成熟程度是与微型计算机的使用息息相关的。这就超出了在现用的小型计算机上简单地更换使用更小、更轻、更便宜的组元的范畴。微处理机具有的灵便性可用多种途径来提高捷联式系统的优点——廉价、维修简便、简化多余信息,同时也避免或放宽了对它们的某些限制。本文首先简要地介绍捷联式导航仪的特征和与它们有关的计算要求,接着介绍系统的设计,它是用三个有限能力的微型计算机来完成原来大功率小型计算机所做的工作。其次讨论了在陀螺控制回路中用专用微处理机来代换一般模拟电子设备的技术。文章的最后讨论由微处理机具有的灵便性在多余度捷联式导航系统和相关的数字飞行控制系统的越来越重要领域中应用的问题。     

反舰导弹高度通道自适应能力研究

分析了导弹自适应能力研究的必要性 .提出了弹上无线电高度表因外因导致高度指示异常时 ,使导弹具有一定的自适应能力 ,避免导弹飞行试验失败的改进方案 .经过数字仿真证明 ,此方案是可行的     

弹道导弹射前误差源及其对落点偏差的影响分析

分析了采用捷联惯性制导的弹道导弹在发射前和主动段飞行过程中影响导弹落点精度的误差源；建立了标准发射惯性坐标系、实际发射惯性坐标系以及实际发射坐标系之间的转换关系。在此基础上，建立了模型计算导弹射前误差对导弹落点的影响。计算模型仅依赖于标准弹道，适于射前快速修正。     

美进行“战斧”抗防御系统试验

美海军和通用动力公司的“战斧”巡航导弹进行了一次抗几种防御(导弹)系统的飞行试验, 以评定其生存能力。 1978年4月24日,导弹从加利福尼亚州海军太平洋导弹试验中心的地面发射平台上发射。于加利福尼亚海岸外在粒子轨道式的弹道上飞行了几百英里。在“战斧”导弹飞行航线沿途的许多岛子上布置了几种防空系统,目的是看看它们能否探测并跟踪导弹。导弹最后飞到爱