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详细介绍了基于随动平台的天文-惯性复合制导系统的原理。研究了随动平台跟踪星体的机理；推导了控制随动平台转动所需的计算公式；讨论了星体跟踪器对平台误差角的观测过程；导出了星体跟踪器的测量输出与平台误差角之间的数学方程。仿真结果表明，天文-惯性复合制导系统可以有效地修正导弹的初始定位定向误差及初始对准误差。该系统精度高，可行性强，特别适合在机动发射的弹道导弹上使用。 相似文献
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捷联惯导与小视场星跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,核心思想是利用星体跟踪器的高精度测角信息设计滤波修正算法对捷联惯导的导航姿态、方位和位置误差进行滤波估计并修正,以限制捷联惯导系统导航误差随时间的发散,最终提高系统长航时导航的导航精度。在分析小视场星体跟踪器量测量与SINS导航误差之间关系的基础上,设计了两种不同的组合导航算法：位置+方位修正算法和误差角组合导航修正算法。在此基础上对两种算法的导航精度进行了理论分析,并通过长航时仿真飞行数据进行了仿真验证。结果表明：位置+方位修正算法不受载体的位置误差的影响,更适用于星体跟踪器间断工作的情况;误差角组合算法不受载体姿态误差的影响,更适用于SINS初始位置误差得到有效修正的情况。 相似文献
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星光—惯性制导是天文制导与惯性制导的结合,故称为星光—惯性组合制导。这种系统利用恒星作为固定参考点,飞行中用星光跟踪器观测星体的方位来校正惯性基准随时间的漂移,以提高导弹的命中精度。星光—惯性制导比纯惯性制导精确的原因在于在惯性空间里从地球到恒星的方位基本保持不变。因此,星光跟踪器就相当于没有漂移的陀螺。虽然象差、地球极轴的进动和章动、视差等因素使恒星方向有些微小的变化,但是,它们所造成的误差远小于1弧秒。所以,使用星光—惯性制导可以克服惯性基准漂移带来的误差,这是该制导系统的主要优点之一。 相似文献
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本文给出了惯性平台制导系统工作过程中,平台的回转方程与火箭的飞行姿态方程。方程中考虑了惯性制导系统的各种工具误差,可在弹道计算与制导飞行的精确描述中使用。本文还给出了方程的简化形式。介绍了在惯性制导的不同领域内使用这种方程的方法,叙述了星光-惯性制导的弹道跟踪方案及其实现方法以及星光自动瞄准的设想。 相似文献
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捷联星光制导仿真方法研究 总被引：1，自引：0，他引：1
捷联星光制导方案是把星跟踪器安装在平台基座上，利用星跟踪器和平台框架角的测量信息解算出因初始定位定向误差引起导弹的落点偏差，由末助推控制系统完成弹道修正。有关捷联星光制导方案的地面仿真原理、方法、组成，选星及大气修正计算原则、地球旋转影响在本文中作了论述，并给出仿真原理框图、硬件设备组成和功能、接口要求以及系统工作程序框图。 相似文献
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初始对准误差对惯性制导误差影响的简化算法 总被引：1，自引：0，他引：1
惯性制导系统初始对准的主要任务是精确确定载体坐标系和制导坐标系之间的初始方向余弦矩阵和载体的初始速度。惯性制导的精度在很大程度上取决于系统初始对准的精度。本文基于初始对准误差引起的惯性导航误差模型,针对近程战术武器系统,在一定精度范围内,忽略引力变化和发射时载体的初始速度,推导出初始对准误差对惯性制导误差影响的简化算法。该算法具有模型清晰,计算简便,易于使用的特点,避免了繁琐的运动学建模和编程计算过程,并且为在项目论证阶段不具备完备的总体数据支持的条件下,进行初始对准精度指标分配提供了理论依据。并经仿真验证,简化算法具有一定的精度。 相似文献
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近十几年来天文制导系统有了较大的发展,与地图匹配制导系统、全球导航星定位系统并称为提高弹道导弹命中精度的三大系统.美国和苏联的潜地、地地导弹的某些重要型号正在或将要采用天文制导系统或天文-惯性制导系统. 天文制导系统在行星际导航和深宇宙导航中则有着愈来愈重要的意义.阿波罗飞船就是成功的运用了天文制导来进行中途修正,使飞船以很高的精度登上月球和返回.根据天文导航原理研制的空间六分仪,1982年在航天飞机上进行了空间飞行试验,不久将成为航天器导航的专用仪器. 相似文献
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本文简要介绍了侏儒导弹的三种候选制导方案——小型浮球平台系统,星光/惯性平台系统和激光陀螺捷联系统及洲际导弹制导系统和惯性器件的发展走势。 相似文献