半导体自循环水冷系统在惯导设备上的应用

随着用户对惯导设备温度环境适应范围的要求越来越高,对惯导设备温控技术水平也提出了更高要求。通过分析明确半导体自循环水冷系统是提升惯导设备温度环境适应能力的强有力手段之一。结合半导体制冷技术、水循环冷却技术以及有限元温度场仿真技术,给出了惯导设备半导体自循环水冷系统的结构方案形式和温度控制方案措施。结合实际惯导设备进行分析计算,验证了半导体自循环水冷系统在55℃的高环境温度下能对惯导设备内部核心部位的温度起到10℃以上的降温作用。     

一种新型的基于TEC的精密温控器设计

提出了一种新型的基于半导体制冷的小型恒温控制系统,该系统利用专用控制芯片MAX1978 对半导体制冷进行闭环自动控制。室温环境下,控制温度范围为 10℃～45℃,精度可达 0.1℃。系统具有速度快、精度高、无转动部件等优点,为提高光纤陀螺惯导系统温度稳定性、迅速达到稳定工作状态提供了一种实用方法,也为类似的温度控制系统提供了有益的参考。     

半导体制冷器对SLD光源温控参数的影响

针对光纤陀螺用SLD光源与控制电路的匹配需求,探讨了SLD光源的重要光源组件——半导体制冷器对温度控制参数离散化的影响。结果表明,半导体制冷器(TEC)的等效内阻和制冷/加热效率的特性是目前SLD光源温控参数离散的主要原因;在当前温控模式下,TEC等效内阻对温控参数的影响最为显著,其由于工艺或使用条件变化等原因产生的任何微小差异均直接表现为温控参数的改变;TEC的制冷效率和加热效率对温控参数的影响不同,它们在制冷和加热过程分别促进和阻止温控参数的进一步离散。通过改进光源温控模式、加强光源规范管理、增强TEC的一致性,以及改进TEC制冷/加热效率,可大幅提高光源和温控电路的匹配效果。     

一种平台惯导系统快速对准方法

平台惯导系统一般采用陀螺罗经方法进行初始对准,对准时间较长,难以满足现代战争需求,因此需要进行缩短对准时间技术研究。动调陀螺器件级测试时,陀螺工作在力反馈状态下,其达到稳定状态所需时间很短。利用这一特性,可以找到一种平台惯导系统快速对准的方法,即平台惯导系统力反馈状态下快速对准。作者将力反馈回路引入平台惯导系统中,利用两个方位位置陀螺所敏感的地速信息进行方位解算,实现惯性平台快速寻北。在此基础上,完成惯性平台的水平对准及陀螺漂移测量,实现快速对准。仿真分析结果表明:快速对准方位角测量精度可以满足要求。为了验证该方法的可行性,进行了多次对准试验,试验结果表明:对准时间缩短至8min,方位角测量精度达到6′,对准时间较原对准方法明显缩短,精度满足使用要求。这种快速对准方法缩短了系统阵地准备时间,有利于提高导弹部队的快速反应能力。     

基于方位旋转调制的平台式惯导系统“一点校”

为了提高惯导系统长时间导航精度,需要在导航阶段对系统进行综校。设计了一种基于方位旋转调制技术的平台式惯导系统一点校方案。方位旋转调制技术可以有效地调制水平惯性敏感元件误差,降低其对系统工作精度的不利影响,这为"一点校"方案的实施提供了前提。分析了方位旋转式平台惯导系统的误差模型,得到了系统误差与误差源之间的解析关系。通过分析研究系统的误差传播特性,建立了方位陀螺漂移与系统位置误差的数学模型,完成了方位旋转式平台惯导系统的"一点校"方案设计,通过系统试验验证其有效性,方位陀螺常值漂移为0.003(°)/h的条件下,经10 h一点校,40 h一点校后,72 h定位误差小于1nmile,航向误差小于1′。     

基于GPS的弹载捷联惯导动基座传递对准技术

针对载机未装备主惯导系统的弹载捷联惯导初始对准问题,提出了一种基于机载GPS信息的动基座传递对准算法。首先利用惯性凝固思想设计了基于比力积分和GPS速度信息的惯性系粗对准算法,粗略估计弹载惯导的初始姿态;然后通过分析惯导系统在惯性系下的导航误差方程,设计了基于GPS信息的"速度+位置"匹配卡尔曼滤波精对准算法,对粗对准误差做进一步估计补偿。车载试验结果为:与车载激光捷联惯导输出相比,水平和方位对准精度分别为6’和18’。试验验证了该算法的有效性,为未装备机载主惯导的弹载捷联惯导的快速初始化提供了工程应用参考。     

方位捷联惯导平台系统及其误差分析

根据导航系统对高精度的需要,在捷联惯导和平台惯导的基础上提出了一种方位捷联惯导平台,该平台取消了普通平台系统的方位环及其伺服回路,保留了俯仰环和横滚环及其对应的伺服回路,介绍了平台的组成及工作原理,并且推导出平台角误差方程、速度误差方程和位置误差方程.建立状态方程和量测方程后用Kalman滤波的方法对系统进行软件仿真,仿真结果表明,方位捷联惯导平台综合了捷联和平台的优点,具有平台角误差小、收敛速度快等特点.     

阻尼参数连续可调的惯导水平内阻尼方法

针对惯导系统传统阻尼方法存在的阻尼网络设计复杂、状态切换产生较大超调误差等主要问题,提出了一种基于变阻尼比例控制的惯导水平内阻尼方法,在无阻尼惯导东向、北向水平修正回路中增加一条前向比例环节通道,通过合理设计比例参数,利用提取的加速度信息进行惯导水平内阻尼,抑制惯导中舒拉振荡误差.相对于传统阻尼方法,该方法使得阻尼网络设计大为简化.该方法通过连续调整比例控制系数,可实现阻尼系数的连续线性修正,能有效抑制无阻尼状态向阻尼状态切换时超调误差.     

惯导系统火箭撬试验数据处理方法

惯导系统火箭橇试验技术在国内还属于一门新兴的试验技术,刚处于起步探索阶段。惯导系统火箭橇试验是验证惯导系统在复合环境下的误差模型、评定制导系统误差模型精度以及分离大过载条件下惯导系统误差系数的有效手段。主要探讨了惯导系统的误差模型,提出了基于火箭橇试验的动态条件下的误差分离和数据处理方案,并对火箭橇试验中数据处理方法进行了分析。这些研究为在我国进一步开展惯性装置火箭橇试验研究提供理论基础。     

捷联惯导基于星体跟踪器的高精度初始对准算法

捷联惯导与小视场星体跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,导航精度受导航初始误差和器件误差的综合影响。基于此,提出一种捷联惯导与小视场星体跟踪器相组合的初始对准算法,对导航初始姿态误差和惯性器件误差进行估计修正。捷联惯导初始对准过程完成之后,在地面准静基座条件下做速度和位置阻尼条件下的惯导更新解算,利用捷联惯导系统的速度误差量测及小视场星体跟踪器的导航误差角测量量,设计组合粗对准算法和组合精对准算法,用于对捷联惯导系统的初始对准误差和惯性器件误差做进一步有效估计。仿真结果表明:对中等精度导航级捷联惯导系统,组合对准后水平姿态精度可提高到2’’,方位精度可提高到5’’。