捷联式航空重力测量系统的数据处理方法比较与分析

重力数据处理对获取高精度重力异常值有着重要作用,是重力测量的核心技术。重力仪在搭载运动载体进行重力测量时,载体的高频振动对重力测量数据和GPS数据均会产生不可避免的干扰,导致提取的重力异常粗值含有大量高频噪声。围绕重力数据的处理方法这一核心技术,介绍了FIR低通滤波、零相移滤波、标准Kalman滤波、正反Kalman滤波4种滤波方法的基本原理,运用这4种方法处理了SAG捷联式重力仪的某次实际飞行测量数据,比对了基于SINS/GPS组合导航和SINS/DGPS组合导航的重力测量数据处理结果。通过对本次试验重复测线内符合精度进行比对,验证了4种方法的可行性和优劣性,同时验证了SAG重力仪的测量精度。     

MEMS惯测技术在管道测绘系统中的应用

针对小口径管道的测绘问题,提出了一种MEMS惯测装置在小管道测绘系统中应用的方法,直接利用地标点信息为MEMS惯测装置装订初始方位,采用因子图理论对惯性/里程计组合导航信息进行处理,通过后续处理对装订误差进行修正,解决了MEMS惯测装置无法完成初始对准的问题。给出了惯性/里程计组合导航的因子图以及和积算法递推公式,并通过牵引试验对所提方法进行了验证。试验结果表明,提出的应用方法能够有效解决小口径管道的测绘问题,在100m间隔的路标点条件下,单边定位精度能够达到5cm。     

GPS/INS组合系统空中对准方法研究

针对单天线的GPS与捷联惯性导航组合系统,提出了一种空中对准方案,不同于传统的传递对准方法,仅依靠GPS测量信息进行速度匹配,完成空中初始对准。该方案采用扩展卡尔曼滤波方法解决对准过程中的非线性问题。仿真结果表明该方案的对准精度(1σ)可以达到水平姿态误差0.07,°方位误差0.3°。     

转台转速周期性波动的自适应抑制技术

惯导测试设备(转台)的转速性能对惯性元器件和导航系统的性能测试有着重要影响,转台控制系统中存在的各种周期性扰动会造成转速的周期性波动,严重影响转台速率性能的提高.本文分析了该类设备转速周期性波动产生的机理,并针对周期性扰动幅度难以确定的特征,提出了一种基于非线性自适应控制理论的抑制方法和系统实现方案,该方法能有效抑制因周期性扰动而产生的周期性速率波动,提高转台的速率性能.转台实验表明,该方法对设备中存在的周期性转速波动具有明显的抑制效果.     

航天电连接器及其组件的自动检测

分析了用于可快速可靠测试小型化、高密度、高可靠和高精度航天电连接器及其组件的多功能检测仪的特点，并介绍了导通检测、耐压检测、绝缘检测和瞬断检测等的原理和方法，以及国外一些检测仪的主要技术参数。为充分发挥多功能检测仪的效能，对检测仪选择、工装配备、使用环境、周期校验和安全操作等使用要点提出了要求。     

航空发动机法兰接触热阻特性实验研究

通过搭建法兰接触热阻实验台,在法兰间隙0～0.75 mm、螺栓拧紧力矩20～40 N·m参数范围内,测量不同材料机匣多个轴向位置的壁温来获得通过法兰的热流,得到法兰的接触热阻、单位接触热导。分析了法兰间隙、螺栓拧紧力矩对法兰接触热阻特性的影响。研究结果表明随着法兰间隙的增加,接触热阻呈线性增加,最大增加0.03 K/W,单位接触热导先迅速减小,后趋于平缓,最大降低了10 744.2 W/(K·m2),约94.5%;随着拧紧力矩的增加,接触热阻减小,最大降低了22.1%。     

某型飞机卫星校正功能失效故障分析

从某型先进战斗机惯导存在累积误差引入卫星校正入手,详细介绍了某型飞机卫星导航设备工作原理以及卫星校正相互系统交联关系。针对某型飞机在试飞中出现的卫星不校正功能失效故障,结合原理以及卫星校正交联关系,开展原因分析与排查方法研究,提出在修理中遇到故障时的基本分析思路,逐步排除了故障。     

考虑捷联导引头最小视场角约束的制导策略

针对高超声速飞行器捷联导引头,提出导引头最小视场角（FOV）约束问题。首先分析了导引头视线角变化规律,指出在攻击固定目标时,导引头最小视场角约束在弹道末段无法被满足,导引头将丢失目标。在此基础上,基于缩短导引头丢失目标距离的目标,提出一种满足导引头最小视场角约束的制导策略。该策略不依赖于末制导律形式,当最小视场角约束无法被满足时,改变原有制导指令,主动改变弹道轨迹以增加弹体视线角,避免超出视场范围。其次,针对飞行器过载约束,设计了制导策略切换点,在到达切换点时该制导策略将结束工作,避免末端过载过大超出约束。通过对比仿真验证了所提出制导策略有效性,能够大幅度减少导引头丢失目标距离,工程上有利于提高末端命中精度。     

空间稳定型捷联惯导系统静态误差分析

定量分析空间稳定型捷联惯导系统的误差传播特性,以便实现惯导系统对战术技术指标及元部件对自身精度指标的设定要求.首先设计了一种用于地球表面导航的船用空间稳定型捷联惯导系统方案,然后通过求解静基座状态下的该种捷联惯导系统误差方程,分析了陀螺常值漂移以及加速度计零偏对空间稳定型捷联惯导系统的影响.理论分析以及实物试验表明陀螺常值漂移会造成经度误差随时间线性增长,其它导航信息按舒勒频率和地球频率等幅振荡传播.