基于修正角模型的平显工作状态仿真研究

研究了在某型平显仿真训练器中实现平显工作状态仿真的方法。首先介绍了平显工作画面,分析了瞄准环及其构成修正角的原理;然后通过对工作式和各相关参数的计算,建立了平显的瞄准环及其修正角的模型,并给出了计算瞄准环环心位置和直径的基本关系式;最后讨论了用VisualC++编程实现平显工作画面中公共符号和瞄准环仿真的方法。通过建立修正角模型,可使实现的平显仿真工作画面在外观上和操作特性上与实际平显工作状态一致。     

用于SAR运动补偿的DGPS/SINS组合系统研究

使用考虑位置误差相关项的伪距率观测模型 ,研究了用于合成孔径雷达运动补偿的差分 GPS/ SINS伪距率组合系统。结果表明 ,组合系统的长期位置精度能达到 1 m左右。 GPS数据更新率低于 INS,在 GPS测量时间间隔内 ,组合系统的性能仅由 INS决定。虽然 INS误差随时间积累 ,在 GPS数据更新率为 1 s的情况下 ,即使采用中等精度的惯性仪表 ,其相对位置精度为厘米级 (这里相对位置精度指组合系统在 GPS测量时间间隔内位置误差的变化范围)。     

高位置精度GPS／SINS组合导航系统研究

给出了在考虑位置误差相关项时，ＧＰＳ／ＳＩＮＳ组合导航系统精确的伪距率观测数学模型。仿真结果表明，使用精确伪距率观测模型的伪距、伪距率交替组合导航系统，其位置误差能更好地跟踪ＧＰＳ系统位置几何误差系数，能更真实地反映载机的短期位置误差，更适用于对飞机短期位置导航精度要求较高的场合。     

光学广角衍射平显摄象机在飞行试验中的安装校准及应用

由于现代平显（HUD）采用了比以前的平显设计技术更为复杂的光学广角衍射设计技术，所以使瞄准过程的连续记录发生了变化。我们已经详述并提供了选择定性测试平显画面的方法，但为满足真实记录平显画面及提高测试质量的迫切要求，在JAS－39试验机上进行了平显摄象机的开发工作。光学广角衍射平显的设计便利飞行员在其部位的极小的出射孔范围内便可观察目标，籽在地面复现飞行员所看到的真实的平显画面，需要在飞行员和平显组合玻璃之间安装一台摄象机。因此，根据该摄象机的主要用途，选择一些专用的校验方法。本文将讨论上述试验所涉及到的问题及解决方法。平显摄象机的安装十分简单，经仔细校验检查就可广泛应用，最终会成为飞行试验中最有效的设备。我们还将讨论JAS－39试验机非制导武器火控系统性能验证的方法。     

三应答器SINS/USBL紧耦合导航算法

SINS/USBL组合导航误差因素主要包括USBL测距精度误差、USBL测角误差、USBL到SINS的安装误差以及应答器的位置误差,且现有USBL设备的普遍特点为:测距精度高而测角精度相对较差。针对上述误差因素和特点,提出一种三应答器SINS/USBL紧耦合导航算法,避免了USBL测角误差以及USBL到SINS的安装角误差等对导航精度的影响,仿真结果表明能够较大程度上提高组合导航定位精度。此外,该算法无需对安装角进行标定,使用更加便捷。     

平视显示器的精度检测

精心开发或交付使用的平视显示器,其精度是否达到了预定的指标,应经检测予以证实。本文在例举平显精度检测类别之后,重点讨论检测的设备、静态精度检测方案、检测数据分析、误差单项水平及综合结果,并在最后给出了静态精度的定量结论。为了说明检测的方法和数据处理的模式,文中虚设了一些数据,仅供参考。     

INS/SAR组合导航参数传递建模及精度分析

 对合成孔径雷达景象匹配辅助（INS/SAR）组合导航中地面合成孔径雷达(SAR)匹配点位置参数向飞行器主惯导中心的传递过程进行研究。分析了SAR匹配点位置传递过程中所涉及的各环节及其相互关系,以此为基础建立了测量参数传递过程数学模型,提出适合该模型的误差分析与精度估计方法,结合理论和实验结果对各测量参数误差所造成的传递误差进行分析和比较,得出单一测量参数误差影响程度的排序,并在此基础上得出总精度的估计值。参数传递模型及精度实验结果与实际情况相符,可为组合导航中合理的精度分配提供依据。     

微陀螺g敏感性误差对组合导航精度的影响分析

高动态环境下,MIMU中的微机械陀螺表现出显著的g敏感性误差。首先采用简化的线性模型,从经典卡尔曼滤波的滤波增益阵出发,理论分析了g敏感性误差对组合导航系统精度的影响;然后在组合导航半实物仿真平台上进行了验证。结果表明,g敏感性误差对组合滤波位置与速度精度影响不大,但对姿态的精度影响较大,当载体沿陀螺敏感轴方向的加速度为50g时,相应轴向的姿态角误差约为5.70°,姿态精度损失很大。因此,MIMU/GNSS组合导航在高动态应用中,必须对微陀螺的g敏感性误差进行补偿。     

捷联惯性测量组合双位置射前标定方法研究

从理论上探讨了捷联惯性测量组合射前标定方法,以挠性陀螺捷联惯性测量组合为主要研究对象,根据导弹临发射前的特点,提出了一种双位置射前标定方法。该方法充分利用导弹发射前的信息,合理选择标定位置,对影响导弹命中精度大的不稳定误差参数进行标定。理论分析和实验结果表明,该方法可以对捷联惯性测量组合主要误差参数进行射前标定,从而提高捷联惯性测量组合的使用精度,放宽其稳定性要求。     

基于STK模型的伪距/伪距率组合导航算法研究

传统的组合导航仿真算法采用位置、速度信息组合模式,由于计算误差和测量误差的存在,导致结果误差偏大。本文针对轨道机动飞行器的特点,通过STK卫星仿真软件分别模拟GPS卫星星历及机动飞行器从初始轨道向目标轨道过渡真实轨迹,采用基于伪距、伪距率的SINS/GPS紧密组合导航系统对飞行器转移过程进行数学仿真计算。结果表明,基于伪距/伪距率组合导航方法,不仅可以修正惯性元件的常值漂移,并且对轨道转移段的速度、位置误差有很好的估计,获得较高的导航精度。     

在组合导航系统中Kalman滤波技术的应用

在导航系统中引入Kalman滤波技术,主要是为了减小导航定时的参数误差并提高系统的定位精度,以INS/GPS组合导航系统为背景,设计位置速度组合模式的卡尔曼滤波器,并对组合导航系统进行仿真研究,结果表明组合导航系统在导航精度和稳定性方面较单一的导航系统都有提高。     

四加速度计组合的测试方法研究

探讨了将四只加速度计在分度头上标定其误差模型系数的方法。通过推导分度头角位置误差与各加速度计输出、误差模型系数之间的关系,计算出分度头角位置误差不影响标定因子的标定精度,分度头角位置误差的二次及以上谐波成分对加速度计误差模型系数的标定结果也没有影响,即仅有角位置误差的一次谐波影响标定精度。针对分度头角位置误差进行检测,可分离出角位置误差的一次谐波,将其进行补偿后可进一步提高误差模型系数的标定精度。仿真分析验证了该测试方法的有效性。     

一种基于模观测法的离心机加速度计组合标定方法研究

为了实现惯性组合中加速度计误差模型系数的整体标定,提高惯性导航系统的导航精度,应用模观测法重点实现了对加速度计二次项系数的标定.应用Tylor级数对加速度模型的解进行多项式展开,利用最小二乘法求得含误差模型系数的中间变量,并给出了加速度计的二次项系数、标度因数以及零偏的计算公式.设计了20位置法对加速度计组合进行标定,通过仿真验证了该方法的有效性,并分析了安装误差角和杆臂误差对系数标定精度的影响.结果 表明,安装误差角与杆臂误差对系数标定的影响小于10-8,在实际标定过程中可以忽略.     

GPS/惯性组合方式讨论与导航精度分析

 本文讨论GPS/惯性组合两种方式的优缺点。并以GPS伪距和伪距率与惯导组合为例,按GPS测量误差的不同,以及使用差分机等情况,仿真计算了机载使用的组合导航性能,进行了详细的精度分析。结果表明,这种组合的导航精度比GPS和惯导各自的导航精度高。在采用差分GPS机与惯导组合后,位置误差将进一步减少,使组合导航具有开辟例如飞机进场着陆等新的使用领域的可能性。     

基于对偶四元数的INS/GPS组合导航算法研究

在基于对偶四元数的捷联惯导解算方法的基础上,推导了以惯性系作为导航系的惯导误差方程,在此基础上设计了卡尔曼滤波组合导航算法。通过激光惯导跑车采集数据,进行了仿真分析,试验结果表明,该组合导航算法能有效的消除惯导累积的速度误差和位置误差,相比于目前广泛应用的INS/GPS组合导航算法,本文描述了INS/GPS组合导航的另一种实现方式,获得了相当的精度,具有一定的工程应用价值。     

充气展开式再入航天器落点精度影响因素研究

为了明确充气展开式再入航天器落点精度的影响因素,针对充气展开式航天器的典型外形,在完成气动力系数和标称再入弹道设计的基础上,结合所选取的误差源,分别分析了单一和组合误差源对落点偏差的影响情况。研究结果表明:大气密度、风、气动力系数、再入点纵向位置偏差和再入角偏差对落点精度影响较大,应针对其中可控因素重点采取措施。后续可考虑引入再入段主动控制进一步提高落点精度。     

高精度转台装配误差分析和补偿

转台位置精度是转台最重要的参数之一。针对转台装配过程中产生的编码 器安装偏心和倾角回转误差进行分析,建立误差模型,计算得出在不同的误差影响下转 台的角位置误差值。介绍了采用多项式拟合曲线进行角位置误差的补偿,有效地提高了 转台角位置精度。     

月球及深空航天器甚长基线干涉测角精度协方差分析

基于测量基线柱坐标推导了深空航天器赤经、赤纬的信息阵和协方差矩阵,定量计算了干涉延迟测量精度、航天器赤纬及基线几何构型对月球航天器赤经赤纬测量精度的数值关系。根据计算结果,分析了三种因素对确定航天器角误差的影响。提出了基线组合赤经、赤纬精度因子的概念,重点分析了基线几何构型对确定航天器角位置的影响。在航天器视向距离无误差的条件下,推导了航天器三维定位误差与测角误差的协方差矩阵,定量计算了不同干涉延迟精度下月球航天器的三维定位误差。计算及分析结果对于我国未来月球及深空任务的测控分析支持具有重要参考价值。     

单点弹道精度与轨道半长轴远地点高度计算精度的映射关系

在仅使用单点位置、速度信息计算轨道的奈件下,针对轨道半长轴、远地点高度的精度问题,在轨道面内,应用活力公式和二体运动学理论推导得出了轨道计算精度与弹道测量精度间映射关系的解析表达式,并采用数值分析方法给出了不同的位置、速度误差与半长轴、远地点高度最大误差之间的数值关系.仿真结果表明,对于位置误差和速度误差大小分别为100 m和1 m/s的算例,半长轴最大误差和远地点高度最大误差分别约为2 km和4 km.基于此方法,可以将弹道误差传递至轨道参数误差,进一步分析故障误判和漏判概率;也可根据轨道参数精度要求反算弹道测量精度要求,以作为地面测量系统建设的技术依据.     

捷联惯导系统圆锥误差分析

捷联惯导系统由于数学平台隔离作用的不完善,当运载体沿机体坐标轴存在同频率的角振动和线振动时,角振动引起的整流效应将在姿态更新计算中产生圆锥误差,角振动和线振动引起的整流效应将在速度计算中产生划桨误差,在位置计算中产生涡卷误差。文中详细分析了圆锥误差产生机理,针对某型飞机装备 SIGMA50 GPS/SINS 组合导航系统对底座安装的精度要求,分析了安装误差、陀螺频带不够宽、姿态更新率过低对姿态精度的影响,并对维护捷联惯导系统提出建议。