惯性制导系统误差补偿评估模型研究

对惯性制导系统误差补偿是提高导弹射击精度的简单有效途径，研究补偿效果的前提是系统误差模型和噪声模型的确定。通过研究飞行工作环境变化导致的系统模型差异，结合惯性制导实时补偿方法，提出了基于工程背景的误差补偿和补偿评估模型的选取方法，仿真分析表明此方法有利于验后误差系数的分离和补偿精度的评估。     

GPS和惯导信息在飞行器制导中的综合应用

在本文中叙述了利用卡尔曼德波器对ＧＰＳ、惯导系统信息进行综合的建模方法及仿真结果，说明ＧＰＳ和惯导组合不但可以提高制导精度，还可估计制导误差。对几种组合制导方案的精度进行了比较，在飞行条件下对惯性仪表误差系数进行了估计。     

高精度惯性平台误差自标定方法

在考虑框架轴、陀螺和加速度表安装误差的备件下，推导了惯性平台陀螺仪和加速度表的通用输出误差模型。为分离陀螺仪误差系数、加速度表误差系数、陀螺仪安装误差、加速度表安装误差，设计了一个16位置的标定方案，以完整地分离出惯性平台的42项误差系数。算例表明，采用该方法标定，陀螺误差系数的精度可优于5％，加速度表则更高。     

惯组误差天地一致性检验方法探讨

以捷联挠性惯性测量组合(简称惯组)为例,探讨了一种在惯性仪表冗余条件下,利用飞行试验遥测数据分离惯组误差系数,检验惯组误差天地一致性的方法.首先介绍了基于遥测数据分离惯组误差参数的方法和判断天地一致性的方法,然后从参数间的相关性、分离精度两方面分析了方法的有效性,实例分离结果证明了方法的有效性.本方法可以有效解决外测精度难以满足惯导系统误差系数分离精度要求、用遥外速度差分离误差系数时参数间强复线性相关的困难,能可靠检验惯组误差的天地一致性.     

惯性测量组合误差系数的时变分析与建模

为了提高惯性测量组合误差系数的标定精度,对惯性测量组合一次通电条件下多次测量的误差系数通过平滑滤波和最小二乘拟合等方法进行分析处理,建立了时漂误差模型。结合某惯性测量组合的相关计算结果,证明了时漂系数更能反映误差系数一次通电条件下的变化规律。     

非全姿态惯性平台小角度射前自标定方法

为实现非全姿态惯性平台全装弹状态下的射前自标定,提高导弹射击精度,提出了非全姿态惯性平台在小角度状态下射前自标定方法。通过对导弹飞行过程中平台的受力分析,确定了平台误差模型中产生漂移最主要的六项误差系数,设计了使平台转动到预设角度并自动锁定的控制电路,控制平台在初始和小角度倾斜两位置处锁定,使六项误差系数受到重力加速度的有效激励,最后利用构建的闭环力矩反馈回路进行测漂,分离出各误差系数。精度分析表明,标定精度能够很好地满足系统要求。与传统方法相比,该方案利用小角度倾斜状态实现三轴同时测漂,仅需平台在两个位置间转动一次,其自标定时间缩短为借助转台多位置标定时间的25%。     

平台回转情况下的火箭飞行状态计算及其在星光-惯性制导中的应用

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。     

单轴速率三轴位置惯性测试转台误差及传递分析

阐述了单轴速率三轴位置惯性测试转台系统误差的种类,诸如安装面与轴线平行度、位置精度和回转精度等,主要来源于安装工艺、控制系统精度、测角系统精度以及机械磨损等因素,不可避免地存在于转台系统中。由此产生了综合性的指向误差并对测试数据造成影响,文章根据飞行仿真转台的指向误差公式推导出了适合本实验用惯性测试转台的误差计算公式。依据实际的测试流程计算出各轴的指向误差,得出标度因数、阈值、分辨率等参数测试时,指向误差使得被测参数偏小;而对于交叉耦合参数,造成被测参数偏大,在对高精度陀螺组合测试时应予以估计和补偿。     

微惯性测量组合安装误差标定方法研究

微惯性测量组合是由MEMS惯性传感器组成的新型惯性测量系统,其测量精度除受各惯性传感器测量精度的影响之外,还受到微惯性测量组合安装误差的影响。通过分析MIMU安装误差模型,针对在使用微惯性测量组合惯性输出对组合安装误差标定过程中遇到的实际问题,提出了确实可行的解决办法。     

使用北斗导航卫星及GPS／GLONASS评估惯性测量装置误差

惯性测量装置的误差对于弹道导弹的落点精度造成较大的影响，通常使用地面雷达遥测数据对惯性测量装置误差进行评估，本文提出了一种使用北斗导航卫星和GPS／GLONASS评估惯性则量装置误差的新思想，并对使用北斗导航卫星评估惯性测量装置误差的方法进行了初步的探讨。     

空地反辐射导弹对抗雷达关机全弹道仿真研究

对抗雷达关机是反辐射导弹一项重大关键技术。本文采用了被动雷达寻的复合惯性末制导做为反辐射导弹的抗雷达关机方案；通过卡尔曼滤波方法解决了惯性基准轴误差修正问题；最后结合导弹运动方程组对导弹从发射点开始至雷达关机点，直到导弹落地的飞行全过程进行了全弹道仿真。仿真结果说明了抗雷达关机方案的有效性。     

导弹飞行试验的简捷精度分析方法

本文介绍了一种简捷的精度分析方法。在拿到保精度的外、遥测数据后,能够很快地对导弹飞行中的各种误差源进行简要的分析。实现三大段误差、工具误差、方法误差、惯性元件主要误差系数和主要外干扰的分离。     

基于双回路扩展卡尔曼滤波的惯性平台连续自标定

为解决传统的惯性平台连续自标定中,由于系统非线性强、状态向量维数大引起的滤波收敛速度慢、对滤波初始条件敏感等问题,研究了一种双回路扩展卡尔曼滤波方法。首先给出了平台连续自标定的误差模型;然后根据加速度计误差与导航误差之间的关系,对加速度计输出进行预滤波得到加速度计输出误差;同时通过分析陀螺仪误差在平台连续自标定过程中的传播特性,将耦合在加速度计输出误差中的陀螺仪误差解耦;最后以陀螺仪误差和加速度计输出为观测量,建立了陀螺仪和加速度计的扩展卡尔曼滤波方程,分别对陀螺仪和加速度计误差系数进行标定,实现双回路扩展卡尔曼滤波。仿真结果表明,该方法能够在900 s内以低于0.05%的相对误差标定出所有的平台误差系数,并且对滤波初始条件不敏感,可以有效地扩展连续自标定方法的实际应用。     

惯性仪表误差补偿技术在提高战略导弹精度中的应用

本文对有关战略导弹惯性仪表主要误差源的分类及对精度的影响；惯性仪表误差补偿的各种方法及其优缺点等内容作了介绍，对美国洲际导弹误差补偿方法也作了介绍，最后对惯性仪表误差的几种补偿方案作了分析。     

制导系统误差系数天地因子的一致性检验

导弹飞行试验时制导系统误差系数(工具误差)与地面试验的误差系数是否一致(或部分一致),这是人们比较关心的问题,本文从理论上介绍了线性模型假设检验方法,应用这种方法检验制导系统工具误差天地因子的一致性,若一致(或部分一致)则验前信息可被充分利用以提高制导系统误差系数分离的效果。     

微型惯导系统在余度配置时的转动标定技术研究

余度技术是提高惯性导航系统性能的一种重要手段。对微小型惯性组合导航系统中的惯性传感器多余度配置技术进行了研究,开发了MEMS惯性器件构成的微型余度配置惯导系统,分析了微小型惯性组合导航系统的特点和误差特性,并经过测试分析,建立了惯性传感器的误差模型。针对余度配置系统静态标定精度低的问题,提出了六位置转动标定算法,该算法只需要一个单轴速率转台就可以标定出IMU误差参数,并对采用低精度陀螺的惯性系统标定具有通用性。经过实际系统测试分析,误差补偿后的微型余度配置惯导系统的系统导航精度明显提高,验证了算法的有效性。     

旋转调制下的抗晃动干扰初始对准方法

针对晃动基座下的对准精度受限于惯性器件常值误差，提出了旋转调制下的抗晃动干扰初始对准方法。首先，分析了单轴连续旋转调制技术对常值误差的补偿机理，并在此基础上建立了晃动基座下的惯性器件输出模型;其次，详细推导了基于双重积分的惯性系粗对准算法，通过惯性坐标系下的姿态更新跟踪载体实际姿态变化消除了角晃动干扰，通过对比力进行双重积分克服了线振动影响;最后，在粗对准算法基础上，进一步建立了旋转调制下的系统状态方程和量测方程，通过反馈校正的卡尔曼滤波算法实现最优估计精对准。仿真结果表明:旋转调制下的抗晃动对准方法在克服晃动干扰的同时，能够解决对准精度受限问题，有效提高了初始对准精度。     

用GPS评定IMU（惯性测量装置）误差

在导弹飞行试验时，基于ＧＰＳ的弹道基准系统可替代常规雷达。由于ＧＰＳ弹道基准的精度高，所以可用来评定导弹惯性测量装置的性能。在两发现役的和平保卫者导弹发射前配置了ＧＰＳ转发器和三波段天线。根据ＧＰＳ测量的矩离、矩离增量数据，用卡尔曼滤波方法评定各个ＩＭＵ误差，结果证明ＧＰＳ优于雷达。     

运载火箭增压输送系统启动过程的数字仿真研究

应用现代计算机仿真技术，在大量发动机试车数据和长征火箭各型号飞行遥测数据等的分析、统计基础上，建立新的增压输送系统启动过程的数学模型，进行了数字仿真研究。计算结果与各型号的飞行遥测相一致，大大减少了理论计算的误差，提高了增压计算的精确度，具有实际的意义。     

统计滤波理论在飞行器制导系统中的应用

本文叙述了统计滤波方法中具有典型代表性的卡尔曼滤波的基本方法。简要说明了它在惯性平台的自对准与自校准;复合制导中的信息综合以及飞行试验后的误差分离和弹道参数最佳估计中的应用。指出了应用中尚存的问题及今后的可能发展。