减小由于陀螺转速表误差引起的捷联式系统误差的方法

一、序 言 捷联式惯性控制系统的陀螺敏感元件是直接安装在飞行器壳体上。因此,飞行器的角运动将传给陀螺本身,并引起一系列误差的出现。由于在作为角速度传感器应用于捷联式系统中的液浮陀螺中存在有反馈回路（它是建立相对于进动轴的恢复力矩）,以及要进行座标转换的必要性,将导至另外误差的出现。在高精度的捷联式惯性系统设计时,需要很仔细地研究所有这些误差。     

无平台惯性导航系统的试验

相对陀螺平台惯性系统而言,无平台惯性系统在重量、体积、成本、可靠性和使用特性等方面具有一系列的优点。但是在下列两方面的特点,无平台惯性系统受到异议: 1.基准座标系的数学模拟区别于由稳定平台实现的物理模拟。 2.对安装在不稳定底座的敏感元件（陀螺和加速度表）的精度要求较高,并要承受很激烈的角运动。 典型的无平台惯性系统敏感元件组合由6个固联在飞行器壳体上的敏感元件组成,其中3个是用于角运动参量的测量（例如,陀螺）,另外3个是用于位移运动参量的测量（例如,加速度表）。利用相应的电子设备,将从测量设备组合来的信息加工成3个与绝对角速度向量在陀螺敏感轴瞬时方向的投影成比例的输出信号和3个与感受速度向量在加速度表输入轴瞬时方向的投影变化成比例的信号。     

简易方便的陀螺漂移微机测试系统

本文介绍了一种采用微计算机的简易方便的陀螺漂移测试系统。它利用低成本高分辨率的A/D转换装置完成陀螺漂移及温度的测量。本系统能实时地对陀螺漂移进行计算、分析、显示和记录,并对陀螺温度实施精确的控制。     

激光陀螺惯性导航系统——90年代舰船导航的支柱设备

陀螺是惯性导航系统中的核心部件,它的主要功能是感知导航参考坐标系相对惯性坐标系的角偏差,并将所敏感的信号提供给惯性系统。一般来说,转子可以同时绕垂直于自转轴的一根轴或两根轴进动。陀螺具有稳定性和进动性两大特性,这就是经典性原理陀螺的含义。但是,随着科学技术的进步,人们把环形激光器引入了陀螺领域,用其来测量运载器的角速度,完成陀螺的功能,从而产生了一种非经     

单陀螺定位定向导航系统的设计与实现

以某武器系统安装的定位定向导航系统为基础,提出了只用一个陀螺完成定位定向导航功能的全新设计方案。介绍了以嵌入式计算机PC104为核心的系统组成,描述了新方案中的双轴平台结构及系统各部件的功能实现。针对系统特点给出了三位置法寻北的寻北解算方程,说明了利用单陀螺完成导航任务的航迹推算原理。系统具有结构简单、体积小、费用低等特点。     

多全球导航卫星系统联合的探月飞行器轨道定位分析

针对探月飞行器月球公转轨道上的卫星导航定位问题,以高轨道飞行器卫星导航定位的研究为基础,采用多全球导航卫星系统联合定位的方法进行仿真。分析了载波功率与噪声功率密度比为15d BHz的弱信号捕获门限下,各系统联合定位时波束主瓣和旁瓣的可用性,同时对各系统联合情况下的精度因子值进行分析。仿真结果表明:当接收到的卫星天线辐射的主瓣和旁瓣信号均高于载噪比门限时,全球导航卫星系统的三系统或四系统的联合能满足实时定位条件;而旁瓣损耗不加以补偿时,接收信号载噪比低于门限并导致任意联合方式均无法完成定位。各系统联合的精度因子分析表明:单系统或双系统联合的几何精度因子变化剧烈,四系统联合相比三系统联合的几何精度因子下降16.93%;三系统联合定位方案中,美国全球定位系统、中国的北斗卫星导航定位系统与欧洲的伽利略卫星导航定位系统联合方案的几何精度因子值变化最平稳,为最佳选择。理论分析和仿真结果为探月飞行器定位技术研究和星载多系统接收机设计提供参考。     

火控系统座标系间相互转换中的过渡矩阵

(一)前言在火控系统中,座标系的相互转换,是经常遇到的事。特别是几种常用座标系(现在直角座标、未来直角座标、现在球座标、现在柱座标、未来柱座标、弹道座标)经常根据不同的需要进行相互转换,诸如,目标的现在座标一般用球座标来表示;而目标运动参数则用直角座标或柱座标表示;     

坦克三轴稳定问题的研究

本文论述了在现有坦克炮塔结构上实现三轴稳定的可能性,即由陀螺机构测出绕三个轴的角位移,经座标变换折算成炮塔和火炮的转角进行修正,由此构成了三轴稳定系统,从而大大提高了坦克在行进间射击的命中率。     

空间目标的外部辐射换热

本文对空间目标的外部辐射换热问题作了统一考虑。作者参照一些国内外资料,对地球大气层外空间的辐射热环境——太阳的直接辐射、地球的反照辐射和地球的红外发射辐射的特性作了简要介绍。文中,从统一选择的座标系出发,采用座标变换和向量分析的方法,提供了像人造卫星、导弹弹头等空间目标外部辐射换热的计算公式。这些计算不仅可以提供空间飞行器温控设计的外热流环境数据,而且还作了进一步的探讨,试图一并解决空间目标的长波红外辐射特性的预测问题。     

高超声速巡航飞行器中制导研究

通过分析目前应用较为普遍的几种组合导航方式,针对高超声速巡航飞行器,提出了采用捷联惯性导航系统(SINS)/GPS/天文导航系统(CNS)组合导航作为其中段制导方案,并利用四元数法进行捷联惯性导航计算,运用联邦滤波方法对组合导航进行了仿真,仿真结果表明该方案行之有效。     

基于地磁场的新型导航方法研究

利用地磁场的特性来寻找一种新型的自主导航方法.通过在飞行器上使用三轴磁强计敏感到当地的地磁场强度矢量,参考国际地磁场模型(IGRF),使用广义卡尔曼滤波算法对飞行器位置进行估计,获取位置信息.仿真验证了这种方法的可行性,并给出了导航精度.     

无人飞行器异源图像匹配辅助惯性导航定位技术综述

无全球定位系统下高精度定位与导航是飞行器实现自主侦查、巡航与打击的关键。视觉导航具有被动、低成本、能避免累积误差等优点。视觉导航与惯性导航融合更能够发挥出各自的优势,达到高精度定位的目的。总结了异源图像匹配辅助惯性导航的飞行器定位技术的发展历程; 从相机-惯导标定技术、异源图像匹配、姿态解算、数据融合和后端优化五个方面详细阐述了异源图像匹配辅助惯性导航的飞行器定位的关键技术; 指出了基于深度学习的异源图像匹配与惯性导航两种无源定位组合导航系统融合技术等四个未来可能的发展方向,可为实现异源图像匹配辅助惯性导航飞行器定位技术提供参考。     

捷联式惯性制导系统

引 言 惯性制导系统能自主地产生飞行器的位置、速度和姿态角等各种参量。测量值是飞行器相对惯性空间的线运动和角运动的数据。最早用于控制和稳定飞行器角运动的陀螺装置可以看做是惯性制导系统的前身。这些装置没有外部的校正只能在很短的时间里独立地工作。现代复杂系统采用了陀螺、加速度表和计算装置,能在足够长的时间内自主地产生飞行器的位置、速度和姿态角等参量。     

GNSS多系统联合的探月飞行器轨道定位分析*

为适应深空探测的应用需求,全球卫星导航系统对深空飞行器定位的可行性问题备受关注。针对探月飞行器月球公转轨道上的GNSS定位问题,以高轨道飞行器GNSS定位的研究为基础,采用多系统联合定位的方法进行仿真。分析了载波功率与噪声功率密度比为15dB-Hz的弱信号捕获门限下,各系统联合定位时波束主瓣和旁瓣的可用性,同时对各系统联合情况下的精度因子值进行分析。仿真结果表明：当接收到的卫星天线辐射的主瓣和旁瓣信号均高于载噪比门限时,全球卫星导航系统的三系统或四系统的联合能满足实时定位条件;而旁瓣损耗不加以补偿时,接收信号载噪比低于门限并导致任意联合方式均无法完成定位。各系统联合的精度因子分析表明：单系统或双系统联合的几何精度因子变化剧烈,四系统联合相比三系统联合的几何精度因子下降16.93%;三系统联合定位方案中,美国全球定位系统、中国的北斗卫星导航定位系统与欧洲的伽利略卫星导航定位系统联合方案的几何精度因子值变化最平稳,为最佳选择。理论分析和仿真结果为探月飞行器定位技术研究和星载多系统接收机设计提供参考。     

捷联惯性系统中 IMU 安装误差及陀螺漂移的估计

为减小IMU 安装误差及陀螺漂移对捷联惯性系统导航参数精度的影响,采用速度/姿态角组合匹配传递对准模型的误差方程和IMU的安装误差角方程结合的方法组成新的滤波器模型,并引入改进的BP神经网络算法,实现了IMU安装误差及陀螺漂移的快速有效估计.为对捷联惯性导系统的各项导航参数进行修正和补偿、提高导航精度提供了依据.     

GPS/FOG组合导航系统自适应滤波器设计

结合GPS姿态测量系统导航的特点和光纤陀螺敏感角速度范围宽、启动速度快的特点,提出了一种光纤陀螺辅助GPS导航的方法,采用自适应滤波技术设计了组合导航算法,并进行了大量的试验,试验结果表明,利用光纤陀螺辅助GPS导航方法可行.     

载体角运动对旋转式惯导系统旋转调制效果的影响

为了提高惯性导航系统长时间导航精度,采用旋转调制技术将惯性器件常值误差在导航系中调制成周期变化的信号,抑制系统误差发散.基于惯性测量单元误差模型,阐述了旋转调制技术的基本原理.理论分析了载体角运动对旋转调制效果的影响,推导了载体水平角运动下导航系中等效陀螺误差方程.进行了仿真和试验.理论分析、仿真和试验结果表明:载体水...     

高超声速飞行器组合导航体系效能评估

集合当今世界高精尖端技术的高超声速飞行器,单一或简单的组合导航方式已经无法保障其高超声速全球到达的飞行任务。研究了一种INS\GNSS\CNS组合导航体系方案,与典型的INS\GNSS组合导航系统方案相比较,并采用改进的贝叶斯法融合算法对这两种导航方案进行综合效能评估。结果证明,该评估方法切实可行,便于计算应用,证实了INS\GNSS\CNS组合导航体系保障高超声速飞行器作战能力更强。     

7722指挥仪的动态补偿

7722指挥仪是根据输入目标的球座标(β、ε、D),由半自动跟踪进行座标变换,由球座标变换为直角座标(x、y、H),然后对直角座标(x、y、H)进行一次微分求出目标速度(V_x、 V_y、V_H),二次微分求出加速度(a_x、a_y、a_H),射击诸元是在柱形弹道座标系中,用三套快速交流随动系统解联立方程求     

GPS仿真器设计

本文详细介绍了在无人机利用ＧＰＳ导航半实物仿真系统中ＧＰＳ仿真器的设计原理。通过分析ＧＰＳ及ＧＰＳ接收机的基本工作方式,ＷＧＳ－８４与各种坐标系的转换关系,研制了ＧＰＳ仿真器。它将由飞行仿真计算机得到的无人机位置信息转换成与之对应的ＧＰＳ信号,输入飞控计算机,以实现ＧＰＳ导航的仿真试验。