测试设备输出误差对航姿系统测试的影响

圆锥误差是评定航姿系统精度的一个重要指标,一般可通过测试设备模拟圆锥运动进行研究,然而由于测试设备提供的测试输出信号不精确,给航姿系统的测试引入较大误差,作通过误差分析的方法研究了测试设备输出误差对航姿系统输出的影响,给出了测试输出误差与航姿 系统测试误差的关系表达式,以此为基础,确定了对测试设备输出精度的要求。     

一种高可靠捷联惯性测量单元布局

冗余传感器惯性测量单元通过传感器余度配置能够有效提高惯导系统的可靠性,同时对运动的重复测量为降低传感器测量误差和提高导航性能提供了必要条件。一种新型9传感器惯性测量单元,在实现9传感器最佳导航性能布局的同时,保障了每个方向的平动或者转动均可同时由5个传感器进行测量,使其可靠性等同于6套并行工作的单轴独立惯导系统。利用GLT(Generalized LikelihoodTest)方法和Monte Carlo模拟完成了该惯性测量单元故障检测、隔离性能研究。分析结果表明,该惯性测量单元的平均无故障时间为正十二面体6传感器惯性测量单元的1.4倍,为三轴正交配置惯性测量单元的3.8倍,传感器测量随机误差造成的影响分别降低13%和40%。因此,该布局特别适合于对长使用寿命、高安全性、高可用性有严格要求的应用领域。     

捷联惯性组合件测试方案研究

本文仅讨论惯性组合件在误差模型给定的情况下，静态多位置标定方案设计，文中论述了标定的方法及方案，并从优化角度详细讨论了标定方案的可行性及优化性，目的是确定综合性能优良的试验方案     

精密离心机的惯性组合加速度计的参数标定方法

为了实现应用精密离心机对捷联惯导系统不拆分整体标定时各加速度计误差模型系数进行精确辨识,分析了可能影响加速度计标定精度的离心机误差源进而建立了相应的坐标系.在考虑各加速度计与反转平台轴线距离的情况下,应用齐次变换法计算了各加速度计各轴实际的比力输入,结合给定的加速度计误差模型,设计了一种可辨识误差模型中全部二阶误差模型系数的测试方法.仿真结果表明,该方法经修正离心机误差后可以有效地提高所有误差模型系数的标定精度,并能给出各加速度计与反转平台轴线的距离.仿真还分析了离心机误差对标定精度的影响,结果表明:离心机误差项主要影响1号加速度计 KF、KP、KPP 的标定精度,而对于 KII、KIO 的标定无影响;另外主要影响2号加速度计 KF,KI,KII 的标定精度,以及3号加速度计 KF、KO 的标定精度.     

挠性捷联惯导自动化标定与测试系统

为满足某型号挠性捷联惯性导航系统批量生产的需要,设计了挠性捷联惯导系统自动标定与测试系统。研究了目前惯性测量组件自动测试系统的发展情况;针对捷联惯导系统的特点,设计了监控计算机与捷联惯导系统之间的通信协议,实现了基于串口的通信机制;分别以惯性测量组件自动测试系统和独立的转台系统为基础,在不增加硬件设备的条件下,利用串口通信机制实现了捷联惯导系统标定与测试过程的自动化,包括标定流程控制、数据记录、标定结果计算和标定参数装订。该系统能够满足捷联惯性导航系统”自动标定与测试的要求,且充分利用了现有设备,降低了自动标定系统的开发成本。     

论混合式惯性导航系统

惯性导航系统是当代空、天、海、陆各类先进运载器所不可或缺的一项自主导航定位装备。简要回顾了平台式、捷联式以及旋转式惯导系统的发展历程和各自优缺点,在此基础上提出了集平台式、捷联式和旋转式惯导系统优点于一体的混合式惯导系统新技术途径。介绍了这种新型惯导系统的概念、原理、特点、关键技术,样机实验结果验证了该技术途径的优越性和可行性,为该系统的未来研发和应用提供了技术基础并指出了研究方向。     

H∞滤波技术在捷联惯性系统在线校正中的应用

在运载体有机动时,卡尔曼滤波器会导致捷联惯性系统(SIS)产生大的机动误差。计算机仿真结果表明,用H滤波器代替卡尔曼滤波器对SIS的状态变量进行估计后,能有效降低SIS的机动误差,提高系统的精度。     

液浮惯性元件的真空检漏和真空充液

本文叙述了真空检漏和真空充液对液浮惯性元件的重要作用；分析了惯性元件出现漏油和气泡的诸多原因及其对惯性元件性能的影响；介绍并讨论了提高真空检漏和真空充液质量必须解决的工艺关键问题。通过实践指出了在液浮惯性元件真空充液过程中易入的一般误区，提出了一种行之有效的新的改进真空充液工艺的途径。     

采用捷联惯导系统的反辐射导弹抗关机制导方案研究

本文提出了一种基于被动雷达导引头＋捷联惯导系统的空地反辐射导弹复合制导方案。在此主制导方案的基础上，设计了“目标视线角优化估计”抗关机制导方案，建立了反辐射导弹抗关机性能评估准则，最后通过数学仿真，验证了本文所述方案的有效性。关键词     

纬度未知条件下的抗扰动惯性系初始对准改进方法

基于捷联惯导系统(SINS)的惯性系初始对准原理,推导了在纬度未知条件下同时进行纬度估计和进行初始对准递推计算的改进算法。利用奇异值分解(SVD)求解最优单位正交矩阵,根据最优矩阵的行列式值确定纬度正负符号和确定右手姿态阵。分析并给出了纬度估计误差公式和初始对准失准角误差公式。对南北纬度下的未知纬度初始对准进行了仿真验证,结果表明改进算法能够获得正确的纬度估计值和实现精确的姿态初始对准,它们的误差特性均与理论推导的误差规律相符。     

基于导弹舵面信息的惯导姿态角速率滤波方法

针对导弹武器中低精度惯导系统陀螺所测量的弹体姿态角速率误差较大的问题,提出了利用导弹控制舵面信息与弹体姿态角的动力学关系构建滤波方程的方法,其相对于常用的低通滤波器能够更加精确地反映出姿态角的变化趋势.此外为降低采用EKF和UKF等非线性滤波方法所带来的计算复杂度,仿真中通过构造交错卡尔曼滤波器实现了对非线性系统的伪线性化.最后通过对某型低精度惯组在三轴姿态转台上的半实物仿真实验,该滤波算法将实测的惯导姿态角速率误差降低了40%以上.     

弹用平台惯导系统空中动基座对准技术

通过建立动基座对准速度匹配的系统模型，对影响传递对准的一些重要因素如杆臂效应、挠曲振动等进行了分析，按照既定的载机机动方案采集飞行数据进行离线仿真。仿真结果表明，自适应卡尔曼滤波可达到对准时间15min，水平对准误差小于1′，方位对准误差小于6′，水平轴陀螺测漂小于0．02（^o）/h的指标要求，证明S形机动速度匹配自适应卡尔曼滤波方案设计正确。利用机载试验数据进行的离线仿真验证，在将自适应卡尔曼滤波理论应用于工程实际方面以及对空中动基座对准方案的试验验证方面具有创新性。     

Strapdown inertial navigation system of pendulum type

We consider two implementations of an isotropic oscillator to be used in the construction of a strapdown inertial system of new type [1]. The first implementation is a contact-free suspension of an electrically conductive ball used in electrostatic gyros, and the second implementation is a 3D combination of elastic constraints holding a mass point. The inertial system of a new type has the minimum possible dimension. It differs from the already known (platform and strapdown) inertial systems in that it permits one to do without gyros and Poisson integrators because it also performs the functions of an apparent acceleration transducer.     

弹载捷联惯性制导系统传递对准技术试飞验证

介绍了一种弹载捷联式惯性制导系统传递对准改进设计方案，描述了在运输机上进行试飞验证的方法和结果。试飞结果表明，所设计方案的姿态对准精度为1．9’（1σ），航向对准精度为3．4’（1σ），整个传递对准过程可在40秒之内完成，满足了预定的指标要求。该方案采用了一种先进的“速度＋姿态”匹配方法，飞机只需做简单的摆翼机动飞行，相比传统设计方案有较大改进。     

弹道导弹的过载段高精度捷联惯导系统多源误差分析与仿真

过载段弹道导弹受多种外力综合作用,形成的高动态环境使所载的惯性导航系统在关机点处产生较大的误差积累。在原有的常用低动态误差模型基础上,对传感器误差、标度因数误差、不正交误差、杆臂误差、二次项误差、圆锥运动及线振动以及初始失准角误差等多种误差源进行了分析,建立了多维、适于高动态的误差模型。以某过载段弹道导弹轨迹为对象进行了仿真实验,针对所述误差源对系统误差的影响进行了分析。仿真结果表明,与传统模型相比,所提出的误差模型在高动态环境下补偿后横向位置偏移精度提高了80倍,对关机点处导弹精度提高有明显作用,为后续进一步提高导弹落点精度提供了更丰富的理论支撑。     

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。     

光纤陀螺惯性测量组合的数字温控系统设计

光纤陀螺惯性测量组合的测量精度会受到环境温度变化的影响。采用温度控制手段能够有效解决这一问题。提出了一种基于分级控制、分段控制和闭环控制思想的温控方案,并在此基础上设计了一种DSP＋FPGA架构的数字温度控制电路,实现了温控电路的整体结构和工作流程,说明了以FuzzyPID算法为核心的温度控制算法原理。试验结果表明,系统具有速度快、精度高等优点,为解决惯性测量组合启动后缩短惯性器件热平衡过程,迅速进入稳定工作状态提供了一种实用方法,也为类似的惯性测量组合温度控制系统提供了有益参考。     

Rotation of a rod system containing inertial fluid flow

This paper considers a rod system for which it is possible to correctly formulate and solve the problem of three-dimensional motion in the physical space of an elastic pipeline area containing inertial incompressible fluid flow. The precession of the axis of an elastic pipeline along which inertial incompressible fluid flows is described, a physical phenomenon which has not been previously studied. With the use of rigid body dynamics, it was theoretically established that a three-dimensional dynamic process is possible in an open (exchanging mass with the environment) elastic-inertial rod system.     

半导体制冷加风机搅拌的惯导平台温控系统设计与实现

为提高惯导设备的环境温度适应性,提出了一种基于半导体制冷技术的惯导平台温控设计方法,给出了温控系统的结构形式,采用了粗级与精级两级温控措施和加搅拌风机的方法,建立了等效模型并基于有限元分析方法进行了热流场仿真分析,最后温控试验结果表明,在55℃的高温环境下利用半导体制冷技术可以使IMU内部的光纤陀螺周围温度控制在45±0.1℃,验证了此温控设计的合理性和在惯导平台上应用的必要性。