捷联惯导系统的空中标定方法

从工程实用和维护的角度出发,提出了一种针对机载捷联式系统的空中标定方法。该方法依据捷联惯导系统级标定的基本原理,使用卡尔曼滤波作为估计手段,惯性器件常值漂移、刻度系数误差及惯导系统基本误差项作为状态量,依据外部GPS信息作为观测基准,通过设定的飞行机动动作对各待标定误差项进行激励。仿真卡尔曼滤波结果表明,依据飞机实际运动过程设计的简单飞行轨迹即可以实现对所有误差项的有效激励,各误差项随飞行过程进行逐步收敛。这种系统级空中标定方法不需要飞机作特殊的机动动作,在实际工程中易于实现,且经过一个架次的飞行就可以对惯导系统进行一次标定补偿。     

基于惯性测量的机载数字侧滑仪建模方法

机载侧滑仪是监测飞机在空中侧向受力的重要仪表。为解决机械侧滑仪精度无法量化的问题,提出了一种基于惯性测量的机载侧滑仪数字化建模方法,实现了飞行侧滑实时定量数字化显示。首先,从运动学出发导出了侧滑仪的运动理论表达式;进而,以惯性测量信号为输入,基于侧滑仪的动力学分析建立了侧滑仪的力学模型;最后,考虑工程实际对侧滑仪模型进行了简化,仅保留天向比力和侧向比力,并进一步结合实验确定了数字侧滑仪模型的关键参数摆长为10米。由于机械侧滑仪作为目视仪表难以量化,基于图像识别设计了验证实验,对机械侧滑仪和数字侧滑仪的输出进行定量对比,结果显示Pearson相关系数大于0.98。基于所提建模方法设计的数字侧滑仪可以及时准确地监测飞机侧向受力,该数字侧滑仪已在某型飞机上得到应用验证。     

考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律

在输入受限的情况下,为了满足导弹拦截机动目标时高精度制导的需求,首先建立了满足输入受限和考虑导弹自动驾驶仪一阶动态特性的制导模型,其把目标加速度视为未知有界的外界干扰,通过设计自适应控制估计干扰的上界来避免对干扰上界的先验要求,同时结合滑模控制,设计了一种考虑输入受限和自动驾驶仪延迟的自适应滑模制导律,并且基于Lyapunov稳定性理论证明了制导系统状态渐进收敛到零。最后,在所设计的制导律下,对目标余弦机动和阶跃机动两种情况进行了仿真,得到的脱靶量分别为0.040 m和0.036 m,拦截时间分别为6.460 s和7.833 s。仿真结果表明所设计的制导律不仅保证导弹有效击中目标,并且具有较高的制导精度。     

两种坐标系下惯导传递对准效果比较

分别建立了发射点惯性坐标系和当地地理坐标系下的惯导误差传播模型,以及典型匹配模式下的传递对准基本方程。基于运载火箭主动段飞行,分析了姿态机动运动对两种坐标系下传递对准的不同影响。数学模型和仿真分析表明,两种坐标系下的传递对准在原理和系统特性上均有较大差异。典型匹配方案的对准效果对比表明,发射点惯性坐标系内的"角速度+加速度"匹配是一种能够实现子惯导快速、准确初始化的有效方法。     

光纤陀螺IMU全温三方位速率/一位置标定及分段线性插值补偿方法

针对光纤陀螺惯性测量单元全温动态环境下测量误差问题,提出一种全温三方位正反速率/一位置标定及分段线性插值补偿方法,建立了光纤陀螺惯性测量单元误差模型,在每个恒温点设计三方位正反速率/一位置标定方案。采用分段线性插值算法实时补偿系统零偏和标度因数温度误差,系统全温环境下的测量精度提高5倍左右。车载实验结果表明,采用该方法后系统4200 s纯惯性姿态测量误差小于1°。     

基于惯性测量单元的运动员呼吸状态监测方法

针对人体在处于不同状态下呼吸幅度和速率的不同,并综合目前已有的呼吸监测方法,提出了一种基于卡尔曼滤波算法的可穿戴式惯性测量单元的呼吸状态监测方法。首先将两个惯性测量单元固定在人体的前胸与后背,测量人体在不同运动状态下呼吸时胸廓收缩和扩展所引起的加速度与角速度变化,在对前胸、后背惯性测量单元所测量的数据进行坐标变换空间对准后,采用差分模型下的卡尔曼滤波算法解算出运动员单纯呼吸运动状态下的加速度变化曲线,进而得到不同运动状态下运动员的呼吸频率和呼吸深度参数,该参数可作为评价运动员身体素质的重要指标。最后在搭建的可穿戴式惯性测量单元呼吸监测实验平台中进行模型验证,并将人体不同姿态下的实验结果与标准呼吸面罩测量结果比对,准确率均达到90%以上,实现了对运动员呼吸状态的便携式、可穿戴式实时精确测量。     

基于GPS观测量和模型预测滤波的机载SINS/GPS空中自对准

针对机载SINS/GPS组合导航系统地面静基座对准时间较长的问题,提出了一种基于GPS观测量和模型预测滤波(MPF)的机载SINS/GPS空中开机自对准方法。该方法首先在载机匀速直线飞行阶段进行SINS/GPS空中开机粗对准,利用GPS获得初始位置、速度和航向,利用加速度计的输出信息计算两个初始水平姿态角;然后在载机进入最优S机动飞行段进行SINS空中精对准,采用MPF和EKF相结合的滤波器估计SINS的误差并进行校正。计算机仿真结果表明,该方法实现了SINS的空中开机自对准,大大缩短飞机的地面准备时间,空中开机粗对准的方位角误差小于15°,俯仰角和横滚角误差小于2°,而空中精对准的方位角、俯仰角和横滚角的估计误差分别达到了67.36〞、47.31〞和-32.52〞。     

某型飞机关键部位结构应变预测

基于飞行参数预测飞机的结构应变对飞机结构强度试飞非常重要。因此,建立高精度的结构应变预测模型是保证飞机结构安全的关键。首先,对飞行实测数据进行机动识别,建立数据库;其次,考虑飞行参数的物理意义、机动类型等因素对飞行参数进行初选;然后,采用偏相关系数法对飞行参数进行优选;最后,利用多元线性回归法建立了飞机结构应变预测模型。本文以某型飞机关键部位结构应变为样本数据,采用三种飞控模式下的飞机实测数据对建模方法进行了验证,结果表明应变预测误差均小于5%,说明本文的预测方法具有可行性和较高的准确性。     

基于飞行仿真的捷联惯导算法测试平台

针对捷联惯导算法测试中真实飞行轨迹数据难以获得的问题,建立了一种基于飞行仿真的捷联惯导算法测试平台.首先构建了测试平台的系统结构,在建立六自由度非线性飞机数学模型基础上,采用Stateflow实现了预定航迹多模态的飞行仿真,并通过坐标变换将飞行参数转换为测试基准轨迹数据;然后根据捷联惯导系统原理,由测试基准轨迹参数推导出陀螺仪和加速度计的理想输出,并对其误差进行建模,由此获得惯性组件的模拟输出数据;最后通过两种不同的姿态更新算法进行惯导解算并比较.仿真实验结果表明:产生的测试基准数据符合飞行力学的特点,很好地反映了飞机的动态特性,可以有效地评估不同捷联惯导算法的性能.     

基于CPLD的导弹惯性测量单元模拟器设计

介绍了采用CPLD器件开发的导弹用惯性测量单元（IMU）模拟器的设计原理及其实现方法。该模拟器采用软硬件相结合的方式，可模拟某型真实惯性测量单元（IMU）的接口与输出信号。通过软件控制硬件输出的脉冲个数，可模拟真实惯性测量单元在静态和动态工作时的状态。该模拟器具有硬件体积小、成本低、可连续长时使用等特点和可轻松修改模拟器硬件电路的优点。该模拟器在某型号空空导弹惯导系统仿真实验中已经得到实际应用。