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考虑星敏感器安装误差的弹道导弹捷联星光/惯性复合制导 总被引:1,自引:1,他引:0
弹道导弹捷联星光/惯性制导是在惯性制导基础上辅以星光修正的一种复合制导方法,能够显著提高导弹制导精度。由于星敏感器捷联安装在弹体上,安装误差会影响恒星测量的精度,进而影响复合制导精度,为此提出一种在线辨识并修正星敏感器安装误差的复合制导方法。建立了星敏感器观测量与数学平台失准角、星敏感器安装误差的关系方程,在导弹主动段关机后测量3颗独立的恒星获得6个观测量,利用最小二乘法估计出失准角和星敏感器安装、误差。改进了星光/惯性复合制导的最佳修正系数确定方程,直接修正了星敏感器安装误差的影响。数值仿真结果表明:所提方法可以有效地估计平台失准角和星敏感器安装误差,提高了捷联星光/惯性复合制导的精度。 相似文献
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纯惯性导航或多普勒导航的一个共同缺点是:一般都具有随时问或距离增长的位置误差,这就需要有一个外基准系统。为了满足现代飞行器导航所要求的高精度和可靠性,组合式导航已成为近代导航系统发展的一种趋势。文中提供的天文-惯性组合系统,在物理意义上是一种较为合理的和比较精确的组合形式,在现代各类飞行器上有着重要的特珠用途。天文导航中的星体跟踪器是这种组合形式获得量测信息的主要设备。本文总结了国内第一台自行设计的自动星体跟踪器的研究设计方法和解决主要技术关键的措施,列出了有关公式。试验结果证明设计是合理的,达到了夜间地面能跟踪二等以上星体,白昼一定亮度背景条件下能跟踪亮星的预定性能指标。 相似文献
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由于现有惯性器件精度水平有限,纯惯性导航误差较大,因此需要采用组合导航的方式来提高导航精度。目前,全自主组合导航方式中传统的惯性+星光定姿组合导航方法只能实现定姿,不能实现定位,无法修正加速度表测量误差引起的惯性导航误差,故在精度上可提升空间有限。为此,提出了一种惯性+星光折射定位组合导航方法,重点从星光折射定位原理、大气折射模型、非线性滤波和选星策略几个方面进行论证及分析。通过理论分析与数学仿真相结合的手段,验证了星光折射定位原理的正确性及工程可行性,可将自主导航精度提升至100m,从而为进一步提高自主导航精度提供了一种技术途径。 相似文献
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现代军事应用中,远程导弹武器主要功能是精确打击关键军事目标,制导精度成为其首要性能指标。当前,国内外远程武器采用的主流惯性器件为惯导平台系统,平台框架在发射前可控制台体旋转实现自对准、自标定等功能。在导弹飞行过程中,平台控制台体稳定于惯性空间,通过隔离角运动提高惯性仪表使用精度,因而成为远程制导系统的首选惯性器件。我国惯导平台系统技术从20世纪60年代起步至今,先后经历了滚珠轴承平台、气浮陀螺平台、动调陀螺平台、静压液浮平台以及三浮平台系统的发展历程。目前,在研新型远程导弹制导系统主要采用基于三浮陀螺及陀螺加速度计的三浮平台系统,其关键技术包括亚微米精度特种材料加工与装配技术、抗高过载环境高可靠三浮惯性仪表技术、惯性/天文复合制导技术以及惯导平台自对准与自标定技术。近年来,以光学陀螺、半球谐振陀螺等为代表的新型惯性仪表的工程应用精度逐步提升。以平台稳定控制技术为基础,构建基于新型固态陀螺的惯导平台体系架构,将会推动我国远程武器性能跨越式发展。通过分析光纤陀螺、半球谐振陀螺等新型惯性仪表的技术优势以及新一代制导系统小型化、数字化、智能化等性能需求,对我国远程制导用惯导平台技术发展提出了几点建议。 相似文献
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弹道导弹使用的解析式惯性平台与其它航空飞行器惯性系统的工作方式均有不同,目前文献中大多是对方位平台、及单独的惯性仪表进行误差分析,对于弹道导弹惯性平台进行整体性的误差分析与建模的丈献则比较少见。本文应用线性系统状态空间描述方法对弹道导弹惯性平台进行了误差分析,建立了较为完整的误差运动模型并进行了仿真验证。所建立的弹道导弹惯性平台误差运动模型可应用于弹道导弹组合导航系统状态估计及其它弹道导弹误差分析研究中,具有重要的实用价值。 相似文献
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自主式惯性制导系统是战略导弹"威慑可信、反击可靠"的保障,针对我国已装备的战略导弹惯性系统在高精度、高可靠、实战化等方面存在的不足,系统阐述了位置捷联、位置平台和速率捷联的工作特点和局限性,首次提出了一种可同时满足高精度、全姿态、小型化的新一代惯性系统——速率平台.该惯性系统既具备速率捷联系统小型化、全姿态的特点,又兼顾了位置平台系统隔离角运动的功能.针对战略级惯性系统冗余不足引起的可靠性问题,在速率平台的基础上从智能化的角度提出了具备导航级故障诊断和自主重构的新体制惯性系统,该惯性系统将首次具备了自主导航、自主控制与自主重构的能力. 相似文献
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阐述了基于惯性技术中的陀螺稳定平台技术、定位与定向技术实现航空遥感平台的基本原理,介绍了三种典型的遥感陀螺稳定机架商业化产品,给出并分析了衡量遥感稳定平台性能的关键指标。 相似文献
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大地测量误差对导弹精度的影响与修正 总被引:5,自引:1,他引:4
将导弹发射点的所有测量误差统一为标准发射坐标系与实际坐标系之间的平移和旋转,建立了这两种坐标系之间的变换关系,通过各坐标系内的制导方程,用小偏差法求出了落点偏差与发射点的坐标偏差,高程偏差,方位角偏差及垂线偏差之间的解析关系式,并按该计算模型,对典型远程导弹进行了计算。结果表明,该修正公式计算精度高,能用于导弹射前修正。 相似文献
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转调制式空间稳定平台采用陀螺壳体翻滚技术,陀螺壳体翻滚在平台伺服跟踪作用下将形成圆锥运动。圆锥运动误差会引起陀螺漂移,对高精度、长航时惯性导航系统的精度将造成严重影响。首先,介绍了高精度、长航时旋转调制式惯性平台的基本工作原理,推导了平台上的陀螺沿旋转主轴相对地球的角速度。其次,阐述了陀螺壳体翻滚的圆锥运动,推导了壳体翻滚装置和框架伺服系统的跟踪误差及牵连运动角速度引起的圆锥运动附加漂移误差公式。再次,根据数值举例给出了计算机仿真曲线,指出该误差对高精度系统的危害。最后,得出结论:为了实现圆锥运动误差极小化,确保系统长时间运行精度和可靠性,必须实时扣除牵连运动角速度引起的圆锥运动误差分量,并优化设计壳体翻滚装置与平台伺服系统。 相似文献
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温度直接影响惯性仪表及惯性平台的使用精度,而高精度温控系统的设计依赖于准确的平台加温模型,针对平台系统中多种惯性仪表加温过程复杂度高,当前采用的阶跃响应辨识方法存在模型适应性差、精度不高等情况,且针对基于梯度下降的BP学习算法存在局部收敛的问题.采用基于遗传算法寻优的神经网络辨识的方法,对惯性仪表加温模型进行建模,试验验证通过遗传寻优后的BP神经网络学习算法,提高了网络的学习精度,进而提高了平台系统中惯性仪表加温过程数学模型的精度,模型适应性较高,为后续惯性仪表的加温控制方法的设计提供了必要的条件. 相似文献
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对旋转调制惯导转位过程中系统精度受加速度计尺寸效应影响的问题进行了研究。通过分析尺寸效应引起惯导系统(INS)导航误差的机理,推导了尺寸效应作用下加速度测量误差与速度误差的解析表达式。根据理论分析结果,分别给出了以速度误差和加速度误差作为观测量进行尺寸参数辨识的方法,并进行了必要讨论。结合旋转惯导转位过程中的速度误差特征,选取加速度测量误差为观测量对尺寸参数进行试验标定,尺寸参数辨识精度优于1.29 mm(1σ)。在此基础上给出了尺寸效应误差补偿方法,并在不同初始方位下对补偿效果进行试验验证,结果表明,通过尺寸效应补偿可以有效提高旋转惯导转位过程中的速度精度。 相似文献
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提出了一种测量惯性平台水平角误差的方法,该方法以光电自准直仪为测量工具,通过在平台上建立光学水平基准,自动完成惯性平台在摇摆状态下水平角误差的测量,测量方便、准确、可靠。 相似文献