火箭弹载捷联惯导在线标定中旋转运动方案设计

在火箭炮发射之前,需要对弹载捷联惯导各个误差参数进行标定,通过在捷联惯导标定过程中加入横滚运动可以提高误差参数的可观测性,从而提高标定精度。但当前研究中没有给出标定时弹体横滚运动的具体参数,不利于实际应用。对弹载捷联惯导标定过程中的误差进行了计算分析,得出在标定开始阶段当弹体横滚运动加速转过0.2π角度时,对陀螺常值漂移标定效果最好,并通过对比仿真实验,结合实际分析得出了弹体射前标定阶段的最优运动参数。     

车载激光捷联惯导系统的快速初始对准方法

首先建立了捷联惯导系统的误差模型,并对系统的误差模型进行了可观测性分析,然后针对车载激光捷联惯导系统的特点,采用卡尔曼滤波方法,对姿态误差角进行了估计,给出了方差仿真曲线.通过计算机仿真结果的分析,提出了一种快速估计方位失准角的方法,从而大大缩短了初始对准时间.仿真结果表明将该方法应用于车载激光捷联惯导系统初始对准中是有效的.     

捷联惯组测试性能分析评估技术研究

捷联惯组测试性能分析评估以捷联惯组加速度计位置标定静态误差模型为基础,建立了捷联惯组安装误差模型,分析位置标定原始数据,从而分离惯组与转台之间的安装误差,以评估捷联惯组的测试性能,确保捷联惯组的测试精度及测试结果的可信度.该技术作为"惯组性能分析评估系统"的重要组成部分得到了验证和应用.     

捷联惯导在线标定的时间延迟补偿方法影响分析

在捷联惯导在线标定过程中,由于主惯导的解算和传输延迟,子惯导解算信息与进行匹配的基准信息不能完全同步,有些情况下时间延迟较大,且对标定精度的影响很大。首先介绍了一种消除时间延迟的方法,而后重点仿真研究了该方法中同步误差△t对捷联惯导在线标定精度的影响,仿真结果表明忽略会△t导致个别参数轻微发散,故为了进一步提高标定精度,在标定过程中考虑同步误差△t是必要的。     

载体姿态角与SINS位置误差的关系研究

为了研究载体姿态角对捷联惯导系统位置误差的影响,建立了静基座捷联式惯导系统的力学编排及误差方程,并通过仿真实验研究了载体在不同姿态角条件下捷联式惯导系统的经度误差随时间的变化规律。仿真实验结果表明:载体姿态角对捷联式惯导系统的经度积累误差影响较大,在[0°,5°]范围内,载体航向角对经度误差漂移的影响最大,载体横滚角次之,载体俯仰角最小。     

速率捷联惯性测量系统的数学模型及误差标定

分析了导弹速率捷联惯导系统本身产生工具误差的主要因素,建立了速率捷联惯性测量系统的数学模型,给出了利用地球的物理特性对速率捷联惯性测量系统进行标定的方法,最后利用最小二乘分析法,计算出速率捷联惯性测量系统的误差系数,用于在对导弹的制导过程中对工具误差进行补偿,提高导弹的制导精度。     

舰载捷联惯导动基座 F-QUEST 初始对准方法

针对目前基于惯性系的捷联惯导动基座对准方法信息利用率不高及矢量观测选取不确定性导致对准精度下降的问题,提出了一种新的舰载捷联惯导动基座滤波四元数估计（filter quaternion estimation,F-QUEST）对准方法。构建了捷联惯导动基座初始对准模型,并利用姿态矩阵链式法则将惯导初始对准转化为姿态确定问题,进而采用 F-QUEST 算法求取姿态矩阵以实现捷联惯导动基座对准。车载试验结果表明：相比传统方法,新方法具有更高的对准精度和更快的收敛速度,水平姿态角误差只需3 s 即可收敛到0．01°。     

速度加姿态匹配的捷联惯导在线标定路径设计

捷联惯导误差参数的时变性对导航精度的影响很大,需要进行在外场条件下的在线标定.逆向运用PWCS可观测性分析理论,分析了“速度+姿态”匹配条件下惯导12个误差参数(陀螺和加速度计的零偏及刻度系数误差)完全可观测的条件,提出了车载惯导在线标定的路径设计原则,最后仿真验证了所设计原则的有效性.     

光纤捷联惯导系统快速标定方法

为降低光纤捷联惯导系统标定对转台的要求,缩短标定时间,提出了一种利用双轴转台完成的八位置标定方法.根据光纤陀螺和石英加速度计的简化输出模型,在双轴转台上合理选择编排八个标定位置,利用输出脉冲量对光纤惯组的27个参数进行解算.通过数学仿真,该方法与使用传统方法标定精度相当,但标定时间短,方法简单易行.     

一种低精度捷联式惯导系统初始对准方法

捷联式惯导系统的对准,是指在系统进入工作前建立姿态矩阵的初始值。针对低精度捷联式惯导的初始对准,提出了基于捷联式惯导系统和双天线GPS测向系统组合的初始对准方案,并着重推导了失准角和陀螺常值漂移的计算过程,最后利用最小二乘法进行了实验验证,结果表明方法可行。     

身管自重弯曲对射击精度的影响分析与修正

运用有限元方法计算出身管在自重作用下不同射角时炮口端的弯曲度，得出炮口角随射角的变化关系，分析身管自重弯曲对火炮射击精度的影响，并建立身管弯曲的修正模型。证明身管的自重弯曲是影响射击精度的不可忽略的因素，提出了一种计算弯曲度和修正射击的方法。     

大口径火炮身管热弯曲计算与试验

建立火炮在阳光照射下身管上下表面温度场、热弯曲及炮口角的计算模型。以某大口径长身管火炮为实例,计算该炮的炮口弯曲量与炮口角,进行自然阳光照射与环境模拟条件下的热弯曲试验,验证计算模型与计算结果的正确性与可信性;提出通过测量身管上下表面温度快速求取火炮身管不同环境温度及温差下的弯曲量与炮口角的工程应用方法。     

光纤陀螺输入轴失准角的温度特性

光纤陀螺的输入轴失准角温度变化特性是光纤陀螺惯性系统正交校准所面临的主要难题。提出了一种有效地消除输入轴失准角测量误差的测试方法;对三只椭圆环结构的光纤陀螺进行了输入轴失准角温度特性研究。结果表明,三只椭圆环光纤陀螺的输入轴失准角分布比较集中;此外,椭圆环光纤陀螺的输入轴失准角随着温度变化呈非单调的曲线变化,高温过程的变化速度相对较快。该结论对光纤陀螺环制作工艺的改进提供了测试依据,并有助于惯性系统正交校准的温度补偿技术研究。     

捷联惯导系统快速自对准误差模型的建立

通过对惯性制导系统两个基本方程的研究,求出了各状态矢量在各坐标系下的微分方程,然后以ψ角法所确立的平台为基准,分别推导得出惯性制导系统各主要状态的微分方程,从而建立了捷联惯性制导系统的误差模型.最后根据静基座捷联惯导系统初始对准的特点对其进行简化,得到了静基座捷联惯导系统快速自对准的误差模型.     

捷联惯导大失准角误差模型在快速传递对准中的应用

针对快速传递对准中主子惯导相对姿态存在大角度的情况,推导了捷联惯导大失准角误差模型.该模型采用欧拉角表示姿态误差,并用欧拉运动方程准确描述其传播规律.鉴于该模型中的姿态观测方程是复杂的非线性函数,采用无需求导的UKF算法,并采用奇异值分解(SVD)解决方差阵的病态问题.仿真结果表明,该算法在小角度误差条件下滤波精度优于线性模型,并且适用于大角度误差条件.     

激光陀螺捷联惯导系统元件误差自标定技术

通过设计一种实用的激光陀螺捷联惯性导航系统自标定算法,保证在外场使用情况下,能对惯性器件误差(三个陀螺漂移和三个加速度计零位)进行精确标定,确保系统长期使用精度.在完成算法设计的基础上,进行了仿真计算,取得满意的仿真结果.     

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ADIS16375的误差补偿在姿态解算中的研究

在捷联惯性导航系统姿态解算的过程中,陀螺仪器件自身测量精度起到了重要作用。在ADIS16375元器件进行了工厂级校准和提供可选择滤波器库的基础上,针对影响姿态解算精度的最主要的两类误差:固定零偏和随机噪声,建立一种简单实用的特性模型。分别对固定零偏进行校正和采用小波滤波对陀螺仪误差进行补偿。试验结果表明陀螺仪误差补偿在静止状态零偏稳定性和角度漂移抑制方面有显著提高,而运动过程中在对角度漂移抑制的同时也提高了姿态解算精度。     

空域窗射击舰炮火力分布方法

空域窗射击方式是近程防御舰炮武器提高对高速复杂机动反舰导弹射击效力的有效途径，研究论证舰炮射击区域内射弹分布方法是实现舰炮空域窗射击的关键。运用射击效力分析方法，从“软”、“硬”两个途径，研究了射击诸元分布法和炮管预置角法两种空域窗射击火力分布方法，对其火力分布方式、范围及火力密度进行了研究，可为舰炮研制及使用提供参考。