多波束勘测中航向姿态系统研究

由于风、水流等因素的影响，使得用多波束测得的水深及水下地形存在误差，为此需要进行船姿补偿。文中介绍了利用GPS进行姿态求解的方法，阐述了利用GPS姿态、位置以及速度作为观测量进行GPS／SINS全状态组合的原理。叙述了基于MEMS IMU的GPS／SINS组合系统的工程实现。实验结果表明，GPS／SINS全状态组合能够提供较高精度的船体航偏角、横摇角、纵摇角以及位置、速度信息，满足了多波束勘测中进行船姿补偿的要求。     

基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统

当无人机机动飞行时,采用加速度计校正陀螺误差的测姿系统不能有效地修正陀螺漂移问题,为此提出了基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统.引入GPS速度信息、捷联加速度信息和角速率信息建立了基于欧拉角描述的融合测姿系统模型,采用强跟踪滤波器对姿态进行融合估计,有效地估计出陀螺的漂移误差,从而得到无人机准确可靠的姿态测量,同时可以修正无人机的运动速度.通过建立飞行仿真模型,在给定的飞行航迹段对所提出的多传感器姿态测量系统进行了仿真研究,结果表明:测姿系统能够有效地减小模型误差的影响,估计出陀螺的漂移误差,得到更加准确的姿态测量.     

基于多传感器组合的高转速弹体姿态测试

针对以往三轴磁传感器和加速度计组合测量高转速弹体姿态的不足,提出了一种新的姿态测量方案。该方案由两个磁传感器和两个加速度计以特定的方式安装及相应的解算方法组成。说明了传感器的布阵方式,并给出了弹体姿态解算的数学模型和解算方法。该解算方法包括Magsonde Window和最值之比的证明以及姿态角解算的理论分析,最后对此方案进行了建模与仿真。仿真结果表明,解算的姿态角与真实姿态角相符。     

高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究

高速风洞测力试验中,阻力系数精度瓯的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度以≤0.01°.为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法.实测数据(马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0)表明:在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差(含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差)在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的靠≤0.0094°.本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值.     

AHC-85航向姿态计算机中CSDB总线的应用分析

基于CSDB总线在AHC-85航向姿态计算机中的应用,阐述了CSDB总线的规范、电气特性和编码规则,并对AHC-85航向姿态计算机中CSDB总线的检测数据推算以及检测数据模拟做了详尽的分析。     

用于弹道导弹的GPS/SST/SINS组合导航滤波算法实现

针对目前国内弹道导弹导航系统单一的情况,文中提出一种滤波算法.该算法将捷联星光跟踪仪(Strapdown star tracker, SST)的姿态信息、高速GPS的位置、速度信息与捷联惯导进行组合滤波,全面提高了导航的姿态、速度和位置精度.最后以该算法为核心,设计并实现了用于弹道导弹的GPS/SST/SINS组合导航系统实时仿真平台.仿真结果表明,该滤波算法稳定可靠,系统精度达到国外同等水平.     

非线性不确定时滞系统的模糊输出反馈H∞控制

为提高具有变时滞的非线性不确定动态系统的动态性能,研究了模糊鲁棒输出反馈H_∞控制问题。基于线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)技术和T-S模糊模型,首先利用Lyapunov稳定性定理,得到模糊输出反馈控制器存在的一个充分条件,在此基础上,通过构造算法,将该条件转化为易于实现的LMI形式,导出控制器设计方法。设计的模糊输出反馈控制器使得闭环系统渐近稳定且满足H_∞范数指标。实例仿真证明了该设计方法可行．     

多体系统运动学中某些矢量关系的论证

在Roberson/Wittenburg体系多体运动学中,一些矢量关系未加充分的论证。例如对转状规阵H的建立没有提出具体的法则。本文提出辅助矩阵S的概念,给出建立转换矩阵H的方法和性质。从而论证了R/W体系中通路矢量的关系,以及两种情况下的增广体质心矢量间的关系。     

射频仿真系统中多机系统的实时通信

射频仿真系统（ＲＦＳＳ）主要是用在实验室里模拟空中射频目标信号。本文提出并实现了一种应用于ＲＦＳＳ的多机实时通讯系统。该系统基于自行设计的异步并行通讯卡,采用树型分级拓扑结构,并开发了相应的实时通讯协议。为保证仿真的逼真性,着重研究了如何保证通讯的实时性、可靠性这一关键技术,使系统具有效率高、工作可靠、通用性强等特点     

DESIGN & REALIZATION ON GPS/INS INTEGRATED NAVIGATION SYSTEM

讨论了应用卡尔曼滤波器的ＧＰＳ／ＩＮＳ组合导航系统,其中包括理论、方案与实际的ＩＮＳ和ＧＰＳ接收机的结合,研究的重点是对系统误差的建模及组合的实现,以及松组合和紧组合等各种组合方式等。该ＧＰＳ／ＩＮＳ组合导航开发系统,可以有效和经济地用于组合导航系统的研究和设计,在实际应用中起到了非常有效的作用。该系统不仅仅是一个计算机辅助设计软件,而且可以对实际获得的惯导和ＧＰＳ数据进行半物理仿真。开发系统的核心软件可以方便地转换成实际组合系统中的工程应用软件。应用结果表明,开发系统的设计思想和组合方案是成功的,可以取得良好的导航结果。     

SINS/Two-Antenna GPS组合导航系统设计及实现

对SINS／two—antenna GPS全组合导航系统进行了研究，建立了相应的误差模型和系统观测模型，特别是组合系统下的GPS载波相位双差观测模型。提出了一种扩展的卡尔曼滤波方法，并进行了系统硬件集成设计。仿真结果表明：该设计改善了系统性能，提高了导航定位的精度、可靠性和实用性。     

一种改进的激光捷联旋转矢量姿态算法

激光陀螺最适合于构成捷联惯性导航系统，是当前捷联惯性导航系统的重要应用研究方向，其航姿算法精度对激光捷联惯性导航系统的精度影响很大。本应用激光陀螺当前迭代周期内及前两个迭代周期内的角增量输出，并根据在一个迭代周期内对陀螺仪采样的次数，提出了三种新的航姿算法表达式，并分析了此算法在典型圆锥运动输入下的漂移误差。仿真结果表明与传统的旋转矢量法比较，该新算法具有较高的精度，为改进旋转矢量算法提供了一种新的思路。     

并行工程中下游阶段启动时间的实时确定

在并行工程的实施过程中，上下游阶段交叠形式的不合理安排将会给产品的开发带来不可预见的风险。如何决定各并行阶段的启动时间一直是困扰实施并行工程企业的问题。对于这方面的研究工作目前大多只限于概念模型分析的层面，而没有具体的数学模型。中应用Shannon信息熵量化了上下游阶段的交互信息和系统的有序度，建立了基于多层次模糊综合评判和BP神经网络的动态模型来实时确定下游阶段的启动时间。最后给出了基于PDM的实施框架和该模型的应用实例。     

多点压力扫描阀系统在测量大型复射流流场中的应用

一种由微机控制的测量速度和压力的快速扫描阀系统已经用于双流道氧枪复射流流场中。在氧气炼钢转炉中为了使 CO 进行二次燃烧,必须使用双流道氧枪。为了研究双流道氧枪复射流特性,在射流完全发展区沿直径方向放一根测杆,在测杆上排列着96支皮托管。皮托管末端的总压管和静压管用塑料软管分别与扫描阀中的4个压力传感器相连接,在16秒钟内扫描阀能自动扫描192个测压点。结果,总压、静压和速度分布能立即显示在 CRT上。为了获得高的测量精度,压力传感器的零点漂移能由软件来消除,同时每支皮托管都用 DANTEC 标定设备进行了速度标定。该测量系统也能用于其它工业规模的流场,如大型风洞,喷气发动机,流化床等。     

组合导航信息融合滤波的研究(英文)

提出一种组合导航信息融合新方法,该方法能提高容错性能,更好地进行故障检测、隔离和重构.同时,当故障发生时,由于融合了系统信息,它能使重构的系统以更高的精度工作.采用这种滤波器设计了捷联惯导系统、GPS、多普勒雷达三传感器信息容错系统.仿真结果表明, 这种设计方法对陀螺、加速度计、GPS、多普勒雷达的软故障是有效的.     

着舰导引中的H∞飞行/推力综合控制设计

以提高低动压着舰时动态跟踪及抑制舰尾气流扰动的性能为期望 ,基于线性矩阵不等式 (LMI)的 H∞ 控制理论 ,提出了保持由地速构成的迎角 αd 恒定的 H∞ 飞行 /推力综合控制增广模型结构。使飞机在接近舰尾处于雷达导引系统关闭的关键时刻 ,该系统仍有姿态保持及抑制气流扰动的优良性能 ,从而改变了传统设计需由导引系统纠正气流扰动而引起的轨迹偏离。基于工程应用 ,文中提出了 H∞ 控制器的降阶方法 ,进行了离散化实时仿真验证。仿真表明 ,本文开发的系统能够很好地满足设计要求     

灰色系统理论在逆向工程测量数据处理中的应用

逆向工程中测量数据的处理是一个十分重要的环节。本首次将灰色系统理论应用于逆向工程中测量数据的处理，提出了几种基于灰色系统理论的数据处理方法。通常在测量数据中会有一些异常数据，如果将这些异常数据剔除就会留下空穴。中对数据滤波后产生的空穴采用灰色生成方法以及GM(1，1)模型生成新的数据点来填补。对由于测量误差带来的非均匀测量数据采用均值生成、级比生成和光滑比生成等方法进行光滑处理。     

GPS/IMU组合导航系统中杆臂效应分析

Disturbance specific force caused by the lever arm ef-fects in integration navigation system is investigated,Navigation errors eaused by the lever arm effects have been demonstrated under three flinght scenarios of the air-craft.Analytical under three flight scenarios of the ari-craft.Analytical results show that disturbance specific force resulted from lever arm effects may become one of the major error sources while an aircraft undertakes the maneuvers,and mavigation errors caused by the lever arm effects accumulate rapidly with time.Therefore,a com-pensation method must be taken into account to eliminate the disturbance specific force caused by the lever arm ef-fects in integration navigation system.