机载导弹惯性制导装置生产测试工艺研究

从机载导弹惯性制导装置的工厂生产测试的实际情况出发，提出了使用自由方位惯性坐标系作为静止导航测试中的导航参考坐标系，证明了它和以发射点地理坐标系为基础的惯性坐标系的等效性，论证了测试平台所需的调平精度，给出了确定测试指标的算法。这种方法的应用，可节省测试场地的建设经费，提高生产效率。     

一种双导航系统组合定位数据概率圆半径的评定

对于由双导航系设备(系统)进行组合后的定位输出数据，所获得的船位由于其各自的不确定度不同，将其融合后所得的船位应为双导航设备给出船位的加权平均，融合后的定位概率圆半径也应由不确定度进行新的重新评定。文中给出了基于不确定度的双导航设备组合后的定位输出数据融合评定，并给出了新的定位概率圆半径计算方法，使由双导航设备组成的组合导航系统的导航参数输出具有更好的可信度。其结论可推广至多导航设备(系统)的组合导航输出导航参数的评定。     

基于脉冲星导航系统的X射线探测器

X射线脉冲星导航中脉冲到达时间（TOA）是脉冲星导航系统中基本的测量量,其测量精度直接影响导航定位的精度。国内外对用于X射线脉冲星导航的探测器研究还处于探索阶段。通过比较不同类型探测器的特性,根据导航定位精度对探测器各项性能指标的要求,提出一种X射线探测器系统设计方案,为用于脉冲星导航的X射线探测器的研制提供一种参考。本方案用CCD作为探测器主体,整个探测器由光学结构、CCD及电子学系统组成。     

联邦滤波在飞机组合导航中的应用

研究了中等精度捷联惯导系统(SINS),大气数据系统(ADS)和塔康系统(TACAN)构成的机载组合导航系统.在分析SINS、ADS、TACAN各自特点的基础上,提出了SISN/ADS/TACAN组合导航系统的联邦滤波方案,并建立了相应的组合导航系统的数学模型.以一条典型的飞行轨迹进行了全航线的仿真研究,仿真结果为:基于联邦滤波的SINS/ADS/TACAN组合导航系统的位置精度约为70 m(CEP),速度精度约为0.75 m/s(1),航向精度为约为 (1)和姿态精度约为 (1),由此可见基于联邦滤波的SINS/ADS/TACAN组合导航系统可以充分利用各机载导航子系统信息,满足飞机导航定位的精度要求.     

一种天文/加速度计的HEO卫星自主导航新方法

直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法,该方法简单可靠,易于实现,但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限,地球敏感器精度较低,因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备,当卫星在轨运行时,星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合这两种方法的特点,提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道J2模型基础上,引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分,并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型,将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法,通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,结果表明所设计方法提高了系统定位精度74.8%和速度精度86.2%,增强了系统可靠性。     

地磁/天文自主导航算法

针对基于轨道动力学方程的天文导航方法的局限性问题,提出了一种利用天文/地磁信息进行飞行器自主导航的方法,建立了适用于一般飞行器的动力学方程,并推导了系统的观测方程。算法采用地磁/星光矢量间的夹角作为观测值,采用扩展卡尔曼滤波方法估计飞行器的位置和速度。应用奇异值分解的方法对系统的可观测性与可观测度进行了分析。仿真结果表明该算法的导航精度较高,滤波收敛性、稳定性较好,误差不随时间累积。可用于惯性导航的辅助导航或对导航精度要求一般的场合。     

空天飞行器SINS/CNS深组合导航算法(英文)

空天飞行器往返于大气层内外,持续工作时间长。捷联惯性/天文组合导航自主性强、隐蔽性好,是最适合空天飞行器的导航方式之一。为提高传统天文定位的导航精度和可靠性,解决其在机载应用中水平基准制约的问题,分析了平台误差角和位置误差对高度角量测的影响,提出了一种以天体高度角为量测信息的捷联惯性/天文深组合导航算法。该算法采用卡尔曼滤波器进行最优估计,可有效估计并补偿系统的姿态误差,减少天文导航定位对水平基准的依赖。仿真表明,单星观测条件下,导航系统姿态误差快速收敛,定位的均方根误差在200 m以内,且系统导航性能随导航星数量的增加而提高。     

天文角度辅助的高超声速飞行器多信息融合导航算法

常规惯性/天文组合导航方法难以直接应用于高超声速飞行器机载环境下以载体系为基准进行星光测量的情况,且在可见星只有一颗时无法连续组合。为此,构建了高超声速飞行器惯性/卫星/天文紧组合导航系统方案,通过分析载体系下星光仰角、方位角与惯导误差之间的转换关系,建立了载体系下惯性/天文角度组合模型。理论分析表明,该系统在只有一颗导航星时仍能辅助惯导工作,且可使观测噪声特性保持稳定,从而提高了天文对惯导辅助的连续性和组合滤波估计精度。仿真结果表明,在高超声速飞行器导航系统采用天文角度辅助后,姿态误差较无天文辅助情况的降低60%~70%。     

一种基于加速度计和天文的卫星自主导航新方法

直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法,该方法简单可靠,易于实现,但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限,地球敏感器精度较低,因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备,当航天器在轨运行时,星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合上述两种方法的特点,提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道动力学模型基础上,引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分,并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型,将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法,通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,结果表明所设计方法提高了系统定位精度62.8%和速度精度63.9%,增强了系统可靠性。     

惯导／GNSS／罗兰C／航姿系统组合导航方案

为保证飞行器的导航精度及可靠性,采用了惯导/GNSS/罗兰C/航姿系统的组合导航。该组合导航采用开环组合方式,将多系统导航信息在计算机中进行综合,提高导航信息精度。仿真试验结果说明,所设计的组合导航系统是可行的,能满足任务要求。     

伪卫星/惯性飞机自动着陆导引技术

为进一步提高飞机精确进场着陆导引能力,减少着陆事故的发生,研究了基于伪卫星/惯性组合的自主着陆导引技术.在研究伪卫星布局与数量、时间同步等问题的基础上,利用伪卫星区域定位系统（RPS）与惯性导航组合的定位技术,不仅精度高、工作连续可靠,而且抗干扰能力强.仿真结果表明了该技术的可行性,对保障航行安全具有重要的意义.     

惯性／DGPS精密进场着陆引导系统

为确保飞机精确直线飞越预定点上空并具备精密进场着陆引导能力 ,研制了机载惯性 /DGPS精密进场着陆引导系统。该系统通过综合技术将惯性导航系统与差分 GPS有效组合 ,不仅定位精度高、工作可靠 ,而且输出信息实时、连续 ;通过着陆引导轨迹及引导画面的精心设计 ,为飞行员提供图形化的、精确安全的进场着陆引导信息 ,引导飞机至决断高处 ,从而解决了飞机全天候尤其是在复杂气象条件的进场着陆引导问题。本文介绍了该系统的方案、组成、系统特点、技术难点以及试飞结果。试飞中飞行员反映该系统精度高 ,引导画面图形直观 ,操作简便 ,能满足复杂气象条件下的进场着陆引导要求     

基于虚拟仪器技术的加速度计集成自动测试系统

本介绍了一套基于虚拟仪器技术的加速度计集成自动测试系统。该系统采用NI公司的LabVIEW开发平台，实现了加速度计的静态性能、动态性能及灵敏度性能的自动测试，完成数据采集、测试的控制与实时显示、教据存储与分析处理以及所生成报表的浏览与打印等功能，提高了测试的精度和效率，为加速度计的性能分析与进一步改进提供基础。     

一种组合导航信息融合算法品质评估方法

针对组合导航信息融合算种类繁多,给决策带来了优选的难题,提出了一种信息融合算法品质评估方法.首先对算法品质进行了全面的分析,提出了一套反映算法的精度、实时性、稳定性及可靠性的评估指标体系,并给出了定义及数学模型;然后研究了多指标综合评判问题,针对传统模糊评判法确定的指标权重客观性差,确定的评判等级分辨率不强等问题,采用熵技术修正权重,并将评判等级进行区间量化,基于此提出了一种改进的模糊综合评判模型.评估实验结果表明,所提出的指标体系能够比较全面、合理的评价算法的品质,改进的评判模型进一步提高了评估结果的客观性和分辨率,所提出的评估方法可以有效用于信息融合算法的品质评估.     

某型导弹惯性控制系统测试

某型惯性控制系统是该导弹惯性制导系统的重要组成部分。用静止导航试验法来测试惯性导航系统性能,是一种简便易行的方法。为了高效地对惯性控制系统进行维修测试,以静止导航试验法为基础,进一步提出了在线测试和离线测试两种测试方法。介绍了某型导弹惯性控制系统自动测试设备的总体设计方案及软件、硬件实现方法,并研制出了相应的测试设备。该设备采用虚拟仪器技术,主要由测控计算机系统、信号控制调理模块和电源组成,主要编程软件为LabWindows CVI8.0。实际工程测试表明：用这种测试方法和设备,能够较详尽地测试出惯性控制系统的性能参数,较准确地进行产品的故障定位,大幅度提高了产品的测试和维修效率,在功能、精度以及实时性等方面都达到了预期的目标。     

高速滚动轴承滑蹭试验系统研制

为研究高速、超高速条件下精密滚动轴承打滑蹭伤机理,自行设计并研制高速滚动轴承滑蹭试验系统.该系统可以通过调节影响高速滚动轴承打滑蹭伤的各种滑差组合因素,用以模拟滚动体与内外圈的动态接触情况,进而分析高速滚动轴承的滑蹭机理.详细介绍了系统的工作原理、系统构成及其主要功能.以圆柱滚子轴承滑蹭试验为例,初步研究了滑差率、内圈转速、径向载荷、润滑状况等滑差组合因素作用下高速滚动轴承的滑蹭规律,验证了该系统的可行性与有效性.本文所开发的试验系统简单便捷,易于扩展,可为未来超高速、超精密滚动轴承设计提供一定的参考与支持.     

基于小波分析法的光纤陀螺系统标定方法

光纤陀螺的随机噪声很大程度地影响系统的标定精度,通常的解决方法是增加平均次数、延长采样时间等,不能从根本上解决问题。利用小波变换阈值滤波对光纤陀螺系统标定的测试数据进行预先处理,采用Allan方差法分析滤波前后的测试数据,发现滤波后陀螺各项随机误差系数均得到明显抑制。用消噪后的陀螺信号进行标定处理,结果表明仅用原数据量的十分之一即可获得相同的标定精度,减少了测试时间,提高了标定效率。     

铜陵长江大桥主跨的环境随机激励模态测试

随机激励法是桥梁检测研究的主要方法,检测获得的模态参数是判断判断桥梁运行状况的重要标志。本文采用自行开发的一套基于PC机的测试系统,对铜陵长江大桥主跨部分进行环境随机激励模态测试,记录了大桥主跨部分的动态过程。通过分析测试结果给出了铜陵长江大桥主跨部分垂直方向上的前五阶对称振型和第三阶反对称振动的振型以及相应的固有频率.为了验证测试结果,文中对大桥用二维有限元模型建模,用有限元软件ANSYS建立了该桥的二维有限元模型,并计算得到了桥的模态参数。结果表明,计算和测试结果吻合较好,从而验证了本文测试方法的可靠性。     

PIGA自动化实时测试系统的设计与实现

本文介绍一种针对摆式积分陀螺加速度计（ＰＩＧＡ）的输出与回路状态变量进行实时测试的自动化测试系统。根据对测试系统的测试要求和多路待测试的信号特点，设计了一套集外中断计时、ＧＰ—ＩＢ总线接口、实时数据与图象动态显示、完美的用户界面于一体的测试软、硬件，并对采样数据的处理进行了研究，该实时测试系统在工程实际应用中精度较高，取得了较为满意的效果     

平面偏心结构的三维能力谱方法

基于单自由度模型的性态评估方法,无法考虑偏心结构平扭耦联效应且不便于考虑双向地震动输入,存在很大的局限性.本文在对水平偏心结构模态分析的基础上,利用OpenSees构建等效三自由度模型(ETDOF),将该模型用于双向地震动作用下偏心结构平扭耦联简化计算和性态评估.在对ETDOF模型进行振动特性分析的基础上,基于等位移原...