速率捷联控制系统初始值解算

速率捷联控制系统主要是由与弹体捷联的速率积分陀螺仪,摆式加速度表以及微型计算机,伺服机构组成。这类系统在飞行中要完成稳定与制导的任务,首先需要求解弹体坐标系的初始值。对于地一地导弹或运载火箭来说,就是必须首先解算出发射瞬时,弹体坐标系     

捷联式惯性制导系统初始水平基准的确定

捷联式惯性制导系统是由与弹体固联的陀螺仪、加速度表和制导计算机组成。一般分为位置捷联和速率捷联两种类型。所谓位置捷联就是用自由陀螺仪(亦称位置陀螺仪)来敏感角度信息,而速率捷联就是用速率陀螺仪来敏感角速度信息。与平台惯性制导系统一样,精确的确定惯性测量元件敏感轴的初始基准是实现制导功能的重要一环。地—地弹道式导弹或     

用三轴转台辨识陀螺仪误差模型系数时的速率试验设计

介绍了用三轴转台的匀角速率功能标定捷联陀螺仪的动态误差模型系数的方法。首先计算了陀螺仪的输出，陀螺仪的误差模型系数以及三轴转台三轴同时施加的角速率的函数关系。其次在给定不同的中、内环角速率比时，用傅立叶分析的方法得出了陀螺仪输出的各次谐波幅值与动态误差模型系数的关系，以及相应的结构矩阵和信息矩阵。最后根据信息矩阵行列式值与外环角速率的关系，选定了标定陀螺仪动态误差模型系数时的最优三轴速率试验计划。     

双捷联冗余控制系统中的加速度计及陀螺仪判别方法研究

采用冗余技术可以大幅度地提高运载火箭控制系统的可靠性。根据我国现有惯性器件的发展水平，挠性陀螺速率捷联技术比较成熟，因此利用挠性陀螺速率惯测组合组成双捷联冗余控制系统是目前实现冗余的可行之路。目前广泛使用的挠性速率惯测组合是某些型号所采用的“五表”组合，本文对以其构成的双捷联冗余系统，进行了加速度计及陀螺仪判别方法研究，并探讨了惯性组合采用非平行安装的方案。最后进行了数学仿真试验。结果表明，本文提出的加速度计及陀螺判别方法可以有效地进行冗余信息的管理。     

应对机动目标的全捷联导弹制导控制一体化设计

针对全捷联导引头探测器与弹体固连带来的视线(LOS)测量与弹体姿态的耦合问题,基于干扰观测器和动态面控制提出一种考虑全捷联视线角(FOV)约束的制导控制一体化(IGC)设计方法。首先建立起具有严格状态反馈形式的全捷联制导控制一体化设计模型;其次,针对目标机动和气动扰动带来的模型不确定,设计了一种非线性干扰观测器对其进行在线估计,并将其估计信息的平方引入设计过程;第三,针对全捷联模式下有限视场角凸显的状态约束问题,基于积分型障碍Lyapunov函数与动态面控制设计了一体化制导控制规律,并对闭环系统的稳定性和信号的一致有界特性进行了证明。仿真结果表明,在目标进行不同类型机动和气动扰动存在的条件下,所设计方法均能保证制导精度以及视场角满足约束条件。     

捷联惯导陀螺仪冗余配置研究

为有效提高捷联惯导系统的可靠性，研究了捷联惯导陀螺仪冗余配置的原则和结构方案对比，选择及相应的可靠性评估与系统优化，通过采用加权最小二乘法等数据处理方法，给出了计算结果。结果表明工程上捷联惯导陀螺仪冗余配置应当而且能够实现系统最优化设计，选择最优配置结构。     

影响航天器陀螺仪装调合格率的因素研究

根据速率积分陀螺仪在装调过程中出现的问题,在详细分析影响装调精度的原因基础上,通过工艺试验实施了验证,确认了电机自检频率问题出现的原因,并提出了解决问题的工艺措施,改进了工艺实施方案。经过总装生产实践,验证了该改进方案的可行性、可靠性,表明了该技术方案合理,有效地满足了航天器用速率积分陀螺仪装调合格率的要求,大幅度提高了生产效率。     

捷联惯导/星敏感器组合系统的在轨自标定方法研究

研究了捷联惯导/星敏感器组合系统中对陀螺仪和星敏感器进行在轨自标定的方法。分析捷联惯导系统和星敏感器的误差源,对陀螺仪随机漂移和星敏感器安装误差进行建模并列入系统状态,建立系统状态方程;利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测,建立量测方程。设计卡尔曼滤波算法,经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值,从而实现组合系统的在轨自标定。仿真结果表明,基于卡尔曼滤波的在轨自标定方法能够标定出85%以上的陀螺仪随机常值漂移和95%以上的星敏感器安装误差。     

捷联式反辐射导引头角跟踪技术研究

对于工作在低频段的地空反辐射导引头,传统的稳定平台式导引头无法满足小口径要求,为此采用捷联干涉仪体制。但是采用该体制后,天线是固定安装在弹体上的,无法直接提取比例导引指令,必须寻求新的解决方案。针对该问题,提出采用捷联式角跟踪与解耦方法来消除导引头的弹体姿态扰动耦合,实现视线稳定跟踪。首先,给出了捷联式角跟踪与解耦技术的工作原理与实现方法,在此基础上,对系统进行了仿真建模与性能分析。结果表明,测量误差和噪声较小时,该方法能获得较好的解耦与跟踪性能,所得结果为捷联式导引头角跟踪系统的工程实现提供了理论基础,也为未来导引头的小型化需求提供了一种新的解决方案。     

速率捷联系统初始对准滤波方案

速率捷联惯性测量系统初始对准,其目的是为了给惯性坐标系姿态测量标定初值。初始对准包括调平与瞄准两个内容,本文只介绍调平问题。由于弹体竖立地面时,在风吹情况下产生的随机晃动使调平问题变得复杂和困难。本文介绍了消除风晃动干扰的数字滤波方案,分析了各项误差并给出了数学模拟和实物模拟试验结果。     

“三化”原则在捷联陀螺仪设计中的应用与效果

概述了航天惯性器件及捷联惯导系统开展“三化”的意义和作用,论述了“三化”在陀螺仪设计中的应用与原则,介绍了陀螺仪开展“三化”设计的内容、要求及效果,并谈了几点工作体会。     

速率捷联系统的初始对准

速率捷联系统包括惯性组合和弹上计算机两大部份,惯性组合由两个三自由度的速率陀螺和三个加速度表组成,均与飞行器相固连。速率陀螺的输出与飞行器的角速度成正比。速率捷联系统与平台系统一样,用来建立惯性座标系,作为导航计算的基准。要建立惯性座标系,需要给陀螺测量的角速度赋以初值。而发射前飞行器受风的影响产生随机摆动,如何求得飞行器在某瞬间的初始姿态角,就是本文要解决的问题。     

四元数及其在导弹控制系统中的应用

1843年B·P·哈密顿首先在数学中引入四元数,直到廿世纪六、七十年代才在控制工程中得到实际应用.由于四元数建立的坐标转换矩阵省去了欧拉角三角函数的繁琐运算,减轻了计算机的负担,从而使速率积分陀螺型的捷联式制导系统在导弹与宇航中得到了广泛的应用.四元数法也解决了潜地导弹出水、多头分导、宇航飞行器的大姿态所引起的欧拉角退化.此外,四元数对于最佳空间转换的研究也是极为方便的.     

红外旋转弹导引头捷联惯导系统的姿态算法研究

对红外旋转弹导引头捷联惯导系统的算法进行了研究。分析了姿态更新的等效旋转矢量法及锥运动环境中的优化算法,理论推导了合理引入角位置传感器数据进行弹体姿态解算的方法,基于捷联惯导导引头坐标转换关系,通过欧拉角坐标转换和四元数坐标转换将导引头光轴系中的框架角速度转换至半弹体系中,由半弹体角速度解算出当前导引头的姿态和位置。试验结果验证证明了方法的正确性,解决了交班时扫描搜索阶段的弹体姿态求解问题,保证了对导弹姿态的有效控制。     

光纤陀螺捷联惯性测量组合外场测试方法探讨

探讨了光纤陀螺仪和光纤陀螺捷联惯性测量组合在外场条件下的测试方法,提出了施加电激励对光纤陀螺进行整体测试的方怯。该方法能很好地满足外场条件下光纤陀螺和光纤陀螺捷联惯性测量组合测试的有效性和覆盖性。     

捷联传感器

描述并对比目前可供捷联数字系统应用的各种陀螺和加速度计。所讨论的各种仪表是：单自由度液浮速率积分陀螺、调谐转子陀螺、静电陀螺，激光陀螺，以及摆式加速度计。对每种传感器来说，都描述其工作原理和结构方法，导出其解析模型，分析其性能特点（与其它传感器相比较），讨论它们的优缺点，并确定其应用范围。每一节都包括与转矩再平衡捷联传感器（液浮陀螺、调谐转子陀螺，以及摆式加速度计）一同使用的电子转矩回路设计方法的     

挠性陀螺快速定向原理分析

给出了利用捷联捷性陀螺进行快速定向的一种适用技术，本文从挠性陀螺仪的数学模型、陀螺测向原理两方面对其原理进行了推导分析。     

最优捷联中制导规律的研究

对中远程战术导弹的捷联复合制导的中制导系统进行了分析和研究。建立了目标－导弹相对运动和弹体及自动驾驶仪的数学模型。基于这一模型，应用最优控制理论，设计了考虑弹体及自动驾驶仪的惯性为三阶控制对象捍的最优制指令。     

舰空导弹垂直发射捷联惯导系统

介绍舰空导弹垂直发射与捷联惯性导航系统两者的关系,指出要完成垂直发射,惯性初制导必须由导航和制导控制两部分组成.对平台式与捷联式惯导系统作了比较,分析了它们各自的优缺点,且较详细地叙述这两种系统的组成、作用和工作原理;给出了速率捷联惯导系统的方案组成及数字仿真结果.最后介绍捷联惯导系统的关键研制项目,它们是:大量程高精度的速率陀螺、弹上快速运行微型计算机、数学模型、程序设计和半实物仿真试验.     

速率陀螺仪的“三化”设计及应用

概述陀螺仪的概念,简述常规速率陀螺仪的典型结构,分析常规速率陀螺仪应开展"三化"的设计工作,介绍其"三化"的应用及达到的效果。