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491.
航天飞行器需要满足长时间待机、长轨迹飞行及高准确入轨的要求。新一代运载火箭从单一的惯性平台导航方式,改进为多套捷联惯组冗余制导方式。火箭飞行时,其中一套惯组作为主份,控制火箭飞行,其它惯组则处于热备份状态,参与冗余判断,并在主份出现故障时接管其工作。这就要求在火箭飞行前,需对冗余惯组之间的初始角度差进行现场标定。提出了利用光电测角技术原理,对冗余惯组之间的初始安装相对角度差进行测量,论述了标定方法及测量设备的研制方案,并对测量结果进行解算和原理验证,试验表明其具有测量原理正确、测试结果准确以及可操作性强等优点。 相似文献
492.
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。 相似文献
493.
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。 相似文献
494.
针对高超声速飞行器弹道特点和导航参数的需求,提出基于发射坐标系(LCEF)的高超声速飞行器导航算法。首先,介绍发射坐标系下捷联惯导(SINS)算法编排,推导发射坐标系下姿态、速度和位置离散递推方程。然后,介绍地心地固系(ECEF)下的卫星位置和速度转换到发射坐标系的方法,推导发射坐标系的SINS/BDS组合导航滤波器状态方程和量测方程。最后,以助推-滑翔飞行器为对象,进行了发射坐标系下组合导航仿真,位置精度小于10 m,速度精度小于0.2 m/s。 相似文献
495.
496.
机抖激光陀螺捷联系统中惯性器件的温度补偿的研究 总被引:8,自引:0,他引:8
研究了机抖激光陀螺和加速度计的温度特性。通过重复性温度实验,得到了激光陀螺零偏的温度补偿模型;通过静态特性测试,得到了加速度计的补偿模型。结果表明,得到的模型可以有效补偿惯性传感器的漂移,使陀螺的精度提高了4.6倍,加速度计的漂移小于一个脉冲,并可以通过温度补偿来缩短系统的预热时间,由原来的半小时到基本不需预热;系统的精度提高了1倍。 相似文献
497.
一种对抗环境下反辐射导弹瞄准点估计方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对传统反辐射导弹(anti\|radiation missiles, ARM)无法有效对抗有源诱偏干扰与雷 达辐射信号控制的问题,提出了一种对抗环境下反辐射导弹瞄准点估计方法:通过构造空间 谱测角与单脉冲测角复合测角系统,测量信号波达角,使ARM具备诱偏条件下的弹目信息测 量能力;利用高精度的捷联惯导系统(strapdown inertial navigation system,SINS)实 时获取ARM自身位置信息,通过量测转换、异常值剔出、目标位置估计等数据处理过程获取 目标精确位置,修正瞄准点,剔除了量测粗大误差,抑制了量测随意误差。通过本文介绍的 反辐射导弹瞄准点估计方法,ARM可在对抗的环境下获取准确的瞄准点,使ARM有效对抗有源 诱偏干扰与雷达辐射信号控制成为可能。仿真实验验证了方法的可行性和其对抗能力。
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498.
小波分析在光纤陀螺信号滤波中的应用研究 总被引:9,自引:0,他引:9
介绍了小波分析的理论及小波变换快速算法,给出了光纤陀螺漂移的数学模型,阐明了小波分析在陀螺信号滤波中的应用方法,并通过实验证明了该方法的有效性,为消除陀螺漂移及基座动态干扰提供了一个新的途径。 相似文献
499.
文提出一种关于再入飞行器程序机动飞行的制导方案。该方案利用辐射传感装置,精确地确定再入飞行器机动起点的位置。再利用捷联式惯导系统控制飞行器的落点。 相似文献
500.
磁航向传感器作为机载设备,它的工作情况与载体环境的影响有着密切的关系,测得的磁航向角存在着较大的误差,不能直接用来进行导航定位。所以,必须对其进行误差补偿,提高磁航向角的测量精度,才能用于导航定位。罗差是磁阻罗盘的主要误差源,文中介绍了罗差方程式,并重点推导了基于最小二乘法的七参数八位置误差标定方法。基于该方法的磁航向补偿算法的性能试验结果证明,磁航向误差基本维持在0.5°左右,满足了精度的要求。 相似文献