惯性制导工具误差落点精度分析

本文介绍惯性制导导弹工具误差中各误差因子的分析方法,重点考虑确定性误差部分,并且是线性分析,近似到一阶小量,二阶以上小量都略去。所得结论简明而易于实时补偿操作。     

惯性平台离心试验的力学分析

惯性平台离心试验是平台例行试验项目之一。本文叙述:(1)惯性平台组合的运动分解;(2)惯性力的分布;(3)惯性力对外框架轴之矩Mx的表达式;(4)Mx与离心机臂长成反比;(5)达朗贝尔原理的应用。     

平台式惯性测量系统车载试验设计

根据平台式惯性测量系统的实际情况,简化了惯性测量误差模型,推导了平台式惯性测量系统误差观测方程,并进行了车栽试验的试验设计.在输入设计中,通过仿真分析给出了降低系统复共线性的几个条件.在输出设计中,选定了系统的测量量,确定了传感器的类型及安装方式.     

SINS在摇摆基座上的快速精确对准方法

基座摇摆运动及产生的杆臂效应误差是影响舰载武器对准精度和快速性的关键因素.基于摇摆基座上舰载武器捷联惯导系统SINS(Strapdown Inertial Naviagtion System)初始对准的特点,分析了杆臂效应的产生机理及杆臂效应干扰加速度的补偿方法.在研究利用参数辨识法代替卡尔曼滤波进行摇摆基座SINS初始对准方法基础上,考虑工程应用实际情况,进而提出了利用一种参数辨识法进行摇摆基座初始对准的改进方案;最后,通过仿真验证表明采用改进参数辨识方法进行舰载武器SINS对准,不仅能提高对准的精度,而且可提高对准的快速性.研究结果可为舰载武器初始对准方案的选择与设计提供理论参考.     

摇摆基座SINS快速精确传递对准方法

动基座对准时,系统模型的精确性及状态的可观测性和可观测度是决定动态系统卡尔曼滤波效果的重要因素.建立了考虑主-子惯导匹配信息时间延迟问题的摇摆基座捷联惯导系统SINS(Strapdown Inertial Naviagtion System)精确传递对准模型,将PWCS(Piece-Wise Constant System)可观测性与奇异值分解可观测度分析方法相结合,对基座在不同摇摆方式下舰载武器SINS状态的可观测度进行了定量分析,得到了基座在三轴摇摆运动时SINS的状态变量具有最佳的可估计性能,从而使SINS可获得最优的对准速度和精度.该方法为舰载武器初始对准时舰船最佳机动方案及传递对准匹配模式的选择提供了依据,仿真结果表明了该方法的正确性和有效性.     

车载捷联惯导与里程计组合导航技术研究

惯导的误差随着时间增长是积累的,可采用里程计辅助捷联惯导构成纯自主的车载组合导航系统.利用捷联惯导的速度和里程计测量的速度之差作为观测量,通过卡尔曼滤波技术校正惯导的导航参数,可以有效地抑制惯导误差的积累,提高导航参数的精度.本文推导了组合导航系统的模型,从理论上用特征值方法分析了系统的可观测度,进而设计轨迹进行了仿真...     

棱镜组件安装误差自动化标定方法研究

导弹制导系统常用直角棱镜来确定惯性系统的方位敏感轴方向.直角棱镜在惯性系统上的安装误差会直接影响导弹的精确打击能力.目前的安装误差测试方法自动化程度低、费时费力、精度误差大.因此,提出棱镜组件的自动化测试方法,能减少基准传递,提高测试精度,标定精度能控制在2＂(α),3＂(β).     

飞行试验中对惯导系统真航向精度的一种评估方法

介绍了一种惯导系统真航向角精度的试飞评估方法.用GP S信息计算出飞行航迹作为参考基准,准确测出惯导系统输出的航迹角误差,以此间接评估惯导系统的真航向角精度.试飞结果表明,该方法科学可行.     

惯性制导火箭橇试验橇体结构减振隔振设计

主要针对惯性制导火箭橇试验中惯性测量装置力学环境要求严格的难题, 提出采用斜劈面外形控制和发动机斜置的方式对火箭橇系统进行减振处理,对减振平台 施加柔性预紧力的方式进行隔振处理,有效控制惯性测量装置在火箭橇运行过程中所处 的加速度环境。通过模拟仿真与试验验证,该方法有效地将惯性制导段切向加速度控制 在3g 以下,竖向加速度控制在4g 以下,大幅度减小试验过程中切向和竖向振动值。为 以后惯性制导火箭橇试验力学环境控制提供重要支撑。     

一种提高捷联惯导系统动基座初始对准精度的方法

捷联惯导系统初始对准精度直接影响系统导航精度,以适用于动基座的惯性凝固系粗对准方法为基础,针对船载设备动基座机动条件,通过实际数据分析,提出了一种粗对准方案,在相同的载体运行条件下,对减小粗对准误差,进而提高导航精度有一定帮助。相对于原粗对准方法,通过试验仿真验证,粗对准精度均有所提高,在此基础上初始对准后,1h导航定位误差从2nmil提高到约0.45nmil。