捷联
- 一种地理系下基于伪线性模型的捷联惯导算法
72)0 引 言捷联式惯导系统与平台式不同，需要利用陀螺仪数据完成姿态解算，构建虚拟的数学平台，再利用加速度计数据实现速度和位置解算。因此捷联惯导系统的导航解算算法相较于平台系统更加复杂，也更加重要，捷联惯导算法研究也一直是捷联惯导系统的研究重点。目前受制于惯导器件精度，惯导算法研究的主要方向是组合导航、冗余惯导系统、长航时误差抑制等。但是原子陀螺惯导系统、空天飞机、高超音速飞行器等新的应用场景对捷联惯导解算算法提出了新的挑战，需要针对捷联惯导解算的算法结
宇航学报 2022年9期2022-10-15
- 基于捷联惯导与差速里程计的掘进机组合定位方法
至无人化的关键。捷联惯导技术是一种不依赖外部信息的自主导航技术，其无源特性符合井下要求[3]，但利用捷联惯导技术进行掘进机定位，其测量误差会随时间累计，影响定位精度，应考虑与其他测量技术进行组合来减小误差[4]。里程计具有精度高、自主性强等优点，因此捷联惯导与里程计组合是一种较为理想的掘进机定位方案。吴淼等[5]将二维里程计、捷联惯导与激光偏距感知系统结合，在巷道坐标下描述了掘进机偏距与偏角，实现了掘进机相对巷道轴向偏距与偏角的精确感知。沈阳等[6]对文献
工矿自动化 2022年9期2022-10-12
- 基于半实物仿真的视线角速度估计参数设计
5)0 引言随着捷联制导部件性能的提升以及捷联制导控制技术的发展，自寻的捷联制导技术已经逐渐能够满足现代作战中日益增长的精确打击任务需求。视线角速度估计算法作为激光捷联制导的核心技术之一，对于捷联制导控制系统的设计至关重要。去耦能力强、跟踪速度快是捷联制导视线角速度估计算法的根本要求。目前，国内外学者对捷联制导技术的研究多集中在视线角速度估计及隔离度影响分析及抑制等技术层面。捷联导引头输出测角信息中包含较大噪声，且探测视场越大噪声越明显，若是采用直接微分的
弹箭与制导学报 2022年2期2022-06-06
- 某型捷联激光导引头网格化标定研究
要：为解决某型捷联激光导引头轴向标定测角误差大的问题，研究如何使用现有设备进行测角精度更高的网格化标定。采用逐点极坐标转换的方法获取网格化标定点的转台运动坐标，项目得以实施。在研究过程中，解决了网格化标定时因转台重复往返运动以及转台需要多次进行归零操作而导致网格化标定消耗时间太长问题。最终顺利将该型激光导引头网格化标定落实于实物并应用于生产，大幅提高了该型激光导引头的制导精度。关键词：捷联;激光导引头;网格化;标定中图分类号：TG333 文献标志码
河南科技 2022年7期2022-05-23
- 自航式诱饵捷联惯性系统初始对准难点及方案
要意义。诱饵采用捷联惯性技术，减少硬件强化软件，可以较大程度提高诱饵性能。诱饵捷联惯性系统由惯性测量组件陀螺仪、加速度计和导航计算机构建成，角速度和加速度测量信息经采样送至导航计算机进行姿态矩阵（也称捷联矩阵）的计算，并进一步计算诱饵航向角、俯仰角、横滚角、速度和位置。姿态矩阵体现的数学平台必须准确地对准和跟踪导航坐标系，以避免导航控制参数产生误差。对于刚加电启动工作的诱饵捷联惯性系统，数学平台尚未确定，三轴指向随机，不一定在水平面内，没有确定方位，故捷联
科技与创新 2021年24期2021-11-27
- 舰载发射装置捷联惯组正交安装误差标定方法
弹武器系统采用将捷联惯性测量组合（简称捷联惯组，Strapdown Inertial Measurement Unit，SIMU）直接固连在发射装置俯仰架上，随俯仰架一起运动，捷联惯组内部的角速率陀螺仪和加速度仪，直接测量架上导弹的角运动物理量，将数据传递给武控系统，经武控系统融合发射装置位置信息后进行解算，通过发控设备为导弹装订基准数据参数，如图1所示。因此，如何准确地将发射瞄准的基准数据测得并赋予导弹武器系统，是某舰载导弹武器系统总体方案的关键技术之一
舰船科学技术 2021年5期2021-07-03
- 捷联式重力无源导航系统
猛，激光陀螺旋转捷联惯性导航系统定位精度和捷联式重力仪测量精度得到提高[6-8]，且其成本较低。本文提出的捷联式重力无源导航系统由激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统、计程仪、深度计、光纤陀螺捷联式重力仪和数字重力异常图组成。2019年底，捷联式重力无源导航系统进行了长时间船载试验后，对该系统的试验数据进行了离线处理，试验结果表明，在重力异常变化显著区域，运载体位置误差小于1个重力异常图网格大小。1 捷联式重力无源导航系统硬件本文提出的捷联式重力无源导航系统的
压电与声光 2020年5期2020-10-28
- 掘进机全站仪与捷联惯导组合定位方法
。文献[7]采用捷联惯导技术实现掘进机定位，该方法环境适应性强、短时间内精度高[8]，但累计误差随时间推移逐渐增大[9]。文献[10]采用全站仪进行掘进机定位，测量精度较高，但会因粉尘过大或其他原因导致全站仪光路被遮挡而无法进行定位。本文综合利用全站仪的高精度及捷联惯导的无源性特点，提出一种掘进机全站仪与捷联惯导组合定位方法。该方法采用卡尔曼滤波器融合全站仪测量的掘进机位置信息和捷联惯导测量的位姿信息，实现掘进机组合定位，可在全站仪光路被遮挡的情况下实现掘
工矿自动化 2020年9期2020-09-27
- 铁电存储器在捷联惯性导航系统中的应用研究
100076）捷联惯组上电初始化时需要读取内部存储器上的大量惯组参数，参数数量多达上千个，而当采用参数三取二模式时，读取参数次数甚至高达数千次。目前，捷联惯组系统一般采用支持I2C总线的EEPROM存储芯片，该芯片读写速度较慢，导致捷联惯组上电初始化过程中在参数读取阶段耗费时间较长，这无法满足新产品对捷联惯组就绪准备时间短的要求。因此，提高捷联惯组内部参数读取性能十分必要。近年来，铁电存储器（FRAM）技术得到了飞速发展，其特点是速度快，能够像RAM一样
中国设备工程 2019年11期2019-07-10
- 基于无迹卡尔曼滤波的捷联导引头视线角速率估计方法
技术的发展，新型捷联式导引头及寻的技术应运而生，它取消了万向支架等机械结构，将导引头直接与飞行器刚性捷联。这项技术已成为各国重点发展的关键技术[1-2]。捷联导引头应用于实际武器系统仍有需要解决的问题[3]。由于导引头测量信号中耦合了弹体姿态信息，需要采用解耦算法；另外，导引头测量信息中缺少视线角速率信息，并且所测量的视线角信息中含有更强的噪声，无法直接提取，必须对视线角速率进行准确估计。针对捷联导引头视线角速率的估计研究，国内外学者已开展相关方面的研究。
兵器装备工程学报 2019年2期2019-03-28
- 捷联式制导迫弹末制导弹道优化设计*
引言为了充分发挥捷联式制导迫弹制导控制组件的优势,对捷联式制导迫弹进行弹道优化具有重要的理论研究意义和工程应用价值。捷联式制导迫弹弹道优化问题是具有严格过程约束和终端约束的最优控制问题[1]。解决这类问题的方法通常分为直接法和间接法[2],文献[3]采用极小值原理与自适应进化粒子群相结合的方法,对航空时敏制导炸弹增程弹道进行组合优化设计。文中在此基础上进行改进,最终在解决复杂的非线性最优控制问题时,快速找出最优解。近年来,制导迫弹以其高命中精度、低后勤保障
弹箭与制导学报 2018年2期2018-12-21
- 静基座捷联罗经初始对准方法
引言初始对准是捷联惯性导航系统进行导航的前提，捷联惯导系统的初始对准主要是提供捷联惯导的导航解算所需要的初始姿态矩阵[1]。初始对准的结果直接影响惯性导航系统的导航精度。所以，对捷联惯性导航系统进行初始对准是十分必要的。进行初始对准的方法很多，如多位置对准法和罗经对准法、卡尔曼滤波最优估计对准方法、传递对准法等[2]。其中，罗经法初始对准是平台惯导系统(PINS)的经典对准方法[3]，罗经对准法可分为水平调平和方位对准两个步骤，方位对准在水平调平的基础上
现代导航 2018年5期2018-12-06
- 基于强跟踪滤波的捷联惯导/里程计组合导航
位定向能力，由于捷联惯导系统具有自主性、隐蔽性、抗干扰性以及可以在全球范围内连续提供运载体全部运动参数的特点，车载发射平台普遍配备捷联惯导系统。但捷联惯导系统导航误差随时间发散，通常可以采用卫星导航或里程计与捷联惯导系统进行组合以限制惯导系统导航误差或限制其发散速度。卫星导航信号容易受遮挡，且容易受电子信号干扰，限制了其在军事上的使用。相对于卫星导航，里程计与捷联惯导组合导航仍具有自主性和抗干扰能力强的特点，因此，捷联惯导/里程计组合导航在车载发射平台中得
现代防御技术 2018年4期2018-08-22
- 弹丸锥形运动对半捷联稳定平台稳定性的影响分析
51)0 引言半捷联惯性测量系统是专门为高旋转、高过载的弹载环境量身定制的一种测量系统，其核心部件为半捷联稳定平台。半捷联稳定平台是一种采用机械装置实现与弹体滚转隔离的惯性平台，半捷联稳定平台可以使微惯性测量单元(MIMU)在滚转方向保持稳定，而在俯仰和偏航方向保持捷联[1]。在飞行过程中，弹丸的锥形运动是一种固有运动，所以研究锥形运动对半捷联稳定平台稳定性的影响是有必要的。半捷联稳定平台利用轴承实现了MIMU与弹体在滚转轴方向上的隔离，该平台以重力和轴承
兵工学报 2018年2期2018-03-20
- 微型导弹捷联光学制导信息提取方法研究
术前沿·微型导弹捷联光学制导信息提取方法研究訚胜利(上海机电工程研究所，上海 201109)微型导弹体积小、成本低、精度高，可用于近距离攻击低小慢目标和地面人员车辆，采用捷联可见光导引头制导是比较合理的方案，因此高精度捷联制导信息的提取成为关键。为获取更高精度的制导信息，需要改进提取方法。匹配滤波理论是在考虑传感器不同的动力学特性情况下的一种信息融合方法，依据传感器动态特性进行信息匹配的方法提高制导信息提取精度。首先建立捷联光学成像导引头及其在制导控制系统
航天电子对抗 2017年5期2017-11-21
- 一种线运动扰动环境下基于惯性凝固系抗干扰自对准优化算法研究
角运动干扰环境对捷联惯导自对准精度的影响，但对线运动环境下的抗干扰能力不足。据此，在深入分析线运动干扰对捷联惯导惯性凝固系下自对准精度影响途径之上，对线运动干扰环境划分为速度周期波动、突跳以及速度短期线性漂移。提出采用积分降噪、载体惯性系速度递推拟合与基于带遗忘因子递推最小二乘的速度慢漂提取技术相结合的抗干扰自对准优化算法，并进行了试验验证。试验结果表明，本算法可在5min内实现1.3mil的抗干扰自对准精度。线运动干扰；惯性凝固系；抗干扰自对准Abstr
导航与控制 2017年5期2017-10-11
- 冗余惯组故障检测与隔离的广义似然比解耦矩阵构造新方法①
阵一定的成套冗余捷联惯组，使用Potter算法构造解耦矩阵的广义似然比故障检测方法，无法检测并隔离特定轴故障，提出选择正交投影矩阵的极大无关组来构造解耦矩阵，采用全数字仿真对改进方法进行验证。结果表明，新方法克服了成套惯组同轴共基座安装时某个轴向无法故障检测的问题，且故障检测性能没有降低。该方法为运载火箭制导系统在线故障检测技术提供了一种新思路。冗余捷联惯组；故障检测与隔离；广义似然比法；解耦矩阵；极大无关组0 引言为提高制导系统可靠性，美国德尔塔4火箭采
固体火箭技术 2017年4期2017-09-15
- 船载卫通站天线控制单元引导计算异常的解决*
一次任务海域使用捷联惯导(SINS)作为数据源引导计算时出现了卫星捕获异常情况。针对该问题,从分析船载卫通站卫星捕获原理入手,详细比对了各类引导源的数据格式与异同点,结合以往工程经验进行问题排查定位,提出了相应的解决方案并完成了ACU软件的修改完善和测试验证。试验结果表明,采用所提方法,问题定位准确,解决方案简单有效、可行性强,可为类似问题的解决提供参考。船载卫通站;天线控制单元;数据源;捷联惯导;引导计算1 船载卫通站卫星捕获原理船载卫通站是远洋通信的主
电讯技术 2016年11期2016-12-09
- 捷联惯导/北斗高精度组合导航方法研究
723213)捷联惯导/北斗高精度组合导航方法研究周懿，汪小飞，田永锋，郑永梅(中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司，陕西 汉中723213)提出采用紧组合方式进行捷联惯导/北斗组合导航设计，首先对捷联惯导与北斗系统进行误差分析与建模，将捷联惯导系统误差、北斗等效时钟误差相应的距离(伪距误差)以及等效时钟频率误差相应的距离率(伪距率误差)作为组合导航系统状态；利用捷联惯导位置输出与北斗接收机星历输出构造获得等效伪距，将其与北斗接收机测量的伪距对应相减作为量
计算机测量与控制 2016年4期2016-10-31
- 移动卫星通信捷联式天线稳定系统
1）移动卫星通信捷联式天线稳定系统李锴，方飞 （中国交通通信信息中心，北京 100011）目前移动卫星通信系统已经在我国各行各业中都有较为广泛的应用，可以说卫星通信系统已经成为人们工作和生活中的重要组成部分，在移动卫星通信系统作用发挥的过程中离不开相关稳定系统的支持，只有最大程度的保证稳定系统的有效性，才能够使得移动卫星通信系统职能的拓展与完善奠定基础，相关部门以及公司必须加强对其的重视。移动卫星；捷联式天线稳定系统；通信系统1 移动卫星通信系统概述随着相
化工设计通讯 2016年3期2016-09-07
- 捷联成像导引头视线角速率提取方法与仿真分析
王宏宇 李力文捷联成像导引头视线角速率提取方法与仿真分析西南技术物理研究所姚秀娟王宏宇李力文【摘要】本文以工程应用为出发点，对捷联成像导引头视线角速率的提取及滤波方法进行了有条理的叙述。建立模型进行仿真并对仿真结果进行了分析。【关键词】捷联；视线角速率；滤波1 概述捷联成像导引头结构上与弹体固连，使其失去了直接测定视线角速率的能力，只能测量目标相对于弹体的体视线角。捷联成像导引头测量的体视线角中包含了目标相对惯性空间的视线角和弹体运动两部分信息，制导系统
电子世界 2016年1期2016-03-22
- 捷联导引头线性区策略研究*
710065)捷联导引头线性区策略研究*黄叙磊,郗俊杰,黎海青,王 根(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)文中介绍了捷联激光导引头工作原理,提出了旋转弹捷联激光导引头线性区判断的问题,并提出了几种线性区判定策略,同时分别对各策略进行了详细分析,确定了一种较优的策略。研究了导引头工作在线性区外时的控制方案,此方案对我国低成本捷联制导弹药装备发展具有一定的借鉴意义。捷联导引头;线性区;控制0 引言捷联寻的制导通常包括全捷联和半捷联两种方式。全捷
弹箭与制导学报 2016年5期2016-03-02
- 一种单轴旋转捷联惯导系统高精度快速对准方法*
0）一种单轴旋转捷联惯导系统高精度快速对准方法*刘永红1，刘明雍1，谢 波2（1.西北工业大学航海学院，西安 710072；2.中国航天工业第十六研究所，西安 710100）在晃动条件下，需要延长粗对准时间来提高粗对准精度。否则，无法把方位误差控制在小角度范围内，从而导致后续的精对准无法快速收敛。针对这个问题，提出了一种利用逆向导航技术的单轴旋转捷联惯导系统高精度快速对准方法，最大限度地延长粗对准时间，并把采样数据存储下来，进行逆向精对准。这种算法充分地利
火力与指挥控制 2015年7期2015-06-23
- 基于角位置的弹载捷联稳定系统设计
基于角位置的弹载捷联稳定系统设计高 鹏(中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471009)以某型弹载天线伺服系统为对象，建立了基于DSP的角位置补偿捷联稳定平台硬件系统，推导了捷联稳定的实现算法，并基于Matlab软件仿真分析，分析了对稳定系统去耦能力影响的重要参数，对其稳定性能进行了试验验证，并给出了改善系统性能的改进方向。捷联稳定系统 ；DSP；去耦能力在运动载体上对目标进行跟踪和测量的雷达系统，视线稳定是实现可靠、高精度跟踪的基础，为了消除载体扰动的影响
兵器装备工程学报 2015年8期2015-05-06
- 相控阵雷达导引头捷联解耦技术研究
动、稳定精度高的捷联解耦系统。文献［5］和文献［6］在分析相控阵雷达导引头技术特点的基础上详细推导了捷联解耦算法。文献［7］和文献［8］利用惯导系统提供弹体姿态角，通过坐标变换，根据波束指向在惯性空间不变性原则，实施角度补偿隔离弹体扰动。文献［9］设计了一种相控阵雷达导引头波束稳定的方法，无需精确的初始姿态，由角速度传感器和信号处理机组成独立模块，通过解算得到补偿角，控制波束指向实现捷联解耦。以上算法均需要惯导系统提供弹体初始姿态信息，增大了武器系统的准备
制导与引信 2015年3期2015-04-20
- 基于Ansys的捷联惯导被动减振研究
宾 李 彬1 捷联惯导系统模型建立与仿真分析根据某装备内部捷联惯导系统，通过SolidWor ks软件建立与捷联惯导系统等效的三维实体模型，机械结构安装示意图如图1所示。图1 某装备内部捷联惯导系统安装组件将四种各波形稳定后的峰值取出，如表1所示。2 捷联惯导被动减振系统设计2.1 被动减振系统设计要求由于捷联式惯性导航系统中的许多器件都为高精度器件，因此要在有效控制振动的同时不能额外引入附加的角振动和线振动，这有这样才能真正意义上满足捷联式惯性导航系统
电子世界 2015年20期2015-03-27
- 捷联双态陀螺罗经模型研究*
200129)捷联双态陀螺罗经模型研究*陈建国1张迎辉2(1.海军驻上海地区水声导航系统军事代表室 上海 201108)(2.上海航海仪器有限责任公司 上海 200129)捷联系统是惯性导航设备发展的必然趋势。传统双态陀螺罗经模型具有抗干扰能力强、在高纬度区可正常使用、在线测漂等优点,可借鉴到现代捷联罗经设计中。论文介绍了捷联罗经应用传统双态陀螺罗经模型的思路和方法,并给出了模型框图和程序流程图。双态罗经; 捷联系统; 方位仪状态Class Number
舰船电子工程 2015年4期2015-03-15
- 半捷联微惯性测量系统同轴度误差解析评定
作条件下，传统的捷联式惯性测量方法遇到了如何在高转速环境下保持较高姿态测量精度的问题［2-3］，单纯依靠改进算法来提高测试精度效果有限［4］，不能满足现代战争对其精度的要求。具有“隔转止旋”功能的半捷联微惯性测量方法的提出有效解决了高转速环境下微惯性器件量程与精度的不匹配问题，为高转速环境下载体飞行姿态的高精度测量提供了一种全新的测试方案。半捷联装置确保了置于其内部的惯性测量单元与高速旋转弹药只在横向和法向捷联，而在纵向保持相对自由，实现了测量系统相对弹体
兵工学报 2015年3期2015-02-28
- 相控阵导引头捷联去耦方法及性能分析∗
可以分为随动式和捷联式两类,其中捷联式导引头又可分为半捷联和全捷联形式。半捷联导引头采用导弹自身惯导系统提供的姿态信息,但仍然保留惯性稳定框架。相控阵导引头则属于全捷联形式,彻底取消了惯性稳定框架及伺服系统,必须采用数学方法实现波束在惯性空间的稳定。目前国内外对于随动式和半捷联式导引头的去耦研究已经比较成熟[2],而对于全捷联式导引头的去耦研究虽然取得了一定的成果,但技术还不成熟,成为限制相控阵导引头弹载应用的难点[3-6]。涉及军事原因,关于相控阵雷达导
雷达科学与技术 2015年3期2015-01-22
- 一种基于TMS320C6713的捷联惯导系统设计*
20C6713的捷联惯导系统设计*卢 刚1， 郝顺义1， 亢红占2(1.空军工程大学 航空航天工程学院, 陕西 西安 710038；2.陕西华燕航空仪表有限公司, 陕西 汉中 723102)为适应目前捷联惯性导航系统(SINS)实时性好、速度快、精度高、小型化、低功耗发展需求，设计一种DSP+FPGA的捷联惯导系统平台，采用FPGA完成传感器数据采集与控制；采用高性能TMS320C6713 DSP为核心处理器完成航姿解算;介绍了FPGA与DSP数据交互关系
传感器与微系统 2015年10期2015-01-19
- 一种高精度捷联惯组方位引出方法
0076）设计了捷联惯组方位基准镜安装误差的标定方法，实现了高精度的方位引出。首先，把捷联惯组固定在标准六面体内，在高精度转台上进行捷联惯组的参数标定，使捷联惯组导航坐标系与标准六面体一致；然后，在有L形靠面的水平大理石平板上，借助实验室内高精度的北向方位基准，使用经纬仪对平面镜与标准六面体之间的安装误差进行标定。通过坐标系间姿态矩阵转换，修正安装误差后，平面镜成为方位基准镜，从而实现捷联惯组的方位角引出，其均方误差不大于3″。捷联惯组；方位引出；高精度转
中国惯性技术学报 2014年6期2014-10-21
- Improved fast alignment method of strapdown INS using bidirectional processes and denoising
于正逆向与降噪的捷联惯导改进快速对准方法覃方君，李 安，许江宁（海军工程大学 电气工程学院，武汉 430033）针对捷联惯性导航系统(INS)的快速对准问题，基于双向过程和惯性传感器的降噪方法，提出了一种改进的对准方法。利用双向过程（前向和逆向）反复处理保存的惯性测量单元(IMU)的数据序列实现快速对准，推导了一种新的前向与逆向对准关系。为了减少角随机游走误差的影响，基于小波变换的降噪方法抑制光纤陀螺(FOGs)和加速度计噪声，给出陀螺罗经回路的改进方法的
中国惯性技术学报 2014年4期2014-10-21
- 根据两颗导航星信息估计捷联惯导系统误差的一种方法
颗导航星信息估计捷联惯导系统误差的一种方法杨雪霖1张 英21. 北京航天控制仪器研究所， 北京 100039 2. 北京航天自动控制研究所， 北京 100854针对高机动短时间飞行的飞行器，介绍了一种根据它相对2颗导航卫星的伪距离和伪速度信息，估计捷联惯导系统定位和定速度误差的方法。考虑到由确定飞行器相对每颗星的径向距离和速度的非线性方程施加的约束，根据这些误差矢量长度最小值的条件确定误差值。用空间解析几何法得出了计算捷联惯导系统误差估值的最终算法，这种算
航天控制 2014年5期2014-08-11
- 基于观测方程的捷联系统工具误差可观测性分析
基于观测方程的捷联系统工具误差可观测性分析高叶叶 李华滨 李 伶 宋维军北京航天自动控制研究所,北京 100854针对捷联导航系统工具误差可观测性问题，建立相对较完整的激光惯组误差模型，并在惯性系中推导了捷联惯导工具误差的观测方程。利用奇异值分解理论(SVD)分析误差系数的可观测性，并以仿真程序生成的弹道为例说明了分析捷联系统工具误差可观测性的过程及特点。捷联惯导；工具误差；可观测性；奇异值分解随着计算机技术和惯性器件的飞速发展，捷联惯性导航系统在上世纪
航天控制 2014年3期2014-08-09
- 捷联惯组历次测试数据分布特性研究
100854捷联惯组历次测试数据分布特性研究张焕鑫 李学锋北京航天自动控制研究所，北京 100854针对捷联惯组历次测试数据小样本的特点，提出将随机加权法与最大熵法结合应用于捷联惯组历次测试数据的验前分布研究。在总体分布参数形式已知的情况下，根据已有的先验信息，采用随机加权最大熵法获得捷联惯组历次测试数据总体参数的验前分布。结合当前样本信息，利用贝叶斯方法给出捷联惯组历次测试数据的验后分布，揭示捷联惯组历次测试数据的统计特性，减少小样本情况下的统计分析
航天控制 2014年1期2014-08-09
- 基于瞬时线速度的捷联惯导系泊精对准方法*
基于瞬时线速度的捷联惯导系泊精对准方法*张 鑫(中国空空导弹研究院 洛阳 471009)针对捷联惯导系统系泊精对准问题,提出了一种利用舰船瞬时线速度作为参考速度的精对准方法。通过大量试验研究,分析捷联惯导系统输出速度的信号特征,设计数字高通滤波器,从捷联惯导系统速度中提取舰船瞬时线速度信息。建立了适用于系泊条件的捷联惯导系统误差模型,并以计算出的舰船瞬时线速度作为参考速度完成卡尔曼滤波精对准。试验结果表明,所提取出的舰船瞬时线速度误差小于0.08m/s,且
舰船电子工程 2014年4期2014-07-25
- 车载捷联惯导/重力匹配/高度计组合导航方法*
值。为此，本文将捷联惯导、重力匹配和气压高度计组合起来进行车载导航定位，其中引入气压高度计是为了弥补重力匹配导航无法获得高度信息的缺陷。首先，建立了重力匹配导航的误差模型，将捷联惯导与重力匹配导航的误差作为系统状态，建立对应的系统状态方程；然后，将重力匹配获得的水平位置、高度计输出的高度与捷联惯导输出的对应信息相减作为量测，建立量测方程；接着，采用对系统模型具有较好鲁棒性的Sage-Husa自适应滤波进行组合导航滤波设计，并针对重力匹配导航非等间隔输出问题
现代防御技术 2014年3期2014-07-11
- 光纤捷联系统温度补偿方法*
00042)光纤捷联系统温度补偿方法*王 毅(海军装备部驻重庆地区军事代表局 重庆 400042)论文分析了惯性测量元件对捷联系统精度的影响，提出了温度补偿的方法，并通过试验分析建立了适用于工程应用的数学模型，最后通过试验验证了温度补偿方法的有效性。光纤捷联; 温度补偿; 模型; 验证Class Number TN2531 引言光纤捷联系统的惯性测量元件光纤陀螺仪和加速度计的零偏性能受温度影响较大[1]，直接影响到测量元件的测量精度，从而影响光纤捷联系统的
舰船电子工程 2014年11期2014-07-05
- 空气升力对被动式半捷联平台稳定性影响分析
气升力对被动式半捷联平台稳定性影响分析段晓敏,李杰,刘俊(中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室,山西太原 030051)安装在高速滚转的常规炮弹上的被动式半捷联平台是基于重力作用下的复摆运动原理工作的装置。由于弹体在飞行时受到空气升力的作用,所以空气升力的变化会导致弹体在竖直方向上的加速度变化,而弹体在竖直方向的加速度变化会导致被动式半捷联平台的等效复摆回复力矩发生变化并影响平台的稳定性。为了研究空气升力对被动式半捷联平台稳定性的影响,对弹体和弹体内
兵工学报 2014年11期2014-06-27
- 基于灰色多层次综合评价模型的捷联惯性导航系统评估方法
次综合评价模型的捷联惯性导航系统评估方法石钊铭，王文革（海装重庆局，重庆 401100）针对捷联惯性导航系统层次结构复杂、影响因素较多、单一指标难以全面准确评估其综合性能的问题，提出了基于灰色多层次综合评价模型的捷联惯性导航系统评估方法。首先从舰船使用角度出发，构建了捷联惯性导航系统的评价指标体系，然后根据捷联惯性导航系统的结构特点，将灰色多层次综合评估模型应用于捷联惯性导航系统的评估中，最后仿真试验证明了方法的有效性。灰色多层次 评价模型 捷联惯性导航0
船电技术 2014年10期2014-05-07
- 《旋转调制型捷联惯性导航系统》内容简介
本书概述了捷联惯导系统发展状况，讨论了基于惯性测量单元(IMU)转动的调制型捷联惯性导航系统的发展、应用状况及前景；分析了旋转调制型捷联惯性导航系统误差调制自补偿原理，设计并验证了惯性测量单元的旋转调制方案；实现了旋转调制型捷联惯性导航系统中器件偏差的标校与初始对准；以光纤陀螺惯性导航系统及转台作为实验工具，设计了惯性测量单元多种旋转调制方案实验，验证了多种旋转调制方案的可行性，并对不同旋转调制方案进行了对比。本书可供从事惯性测量与高精度导航方面的科研人员
测绘通报 2014年4期2014-03-28
- 被动式半捷联平台的动力学模型及其稳定性分析
0 引言被动式半捷联平台的研究是为了解决捷联式惯性导航系统在某些高速滚转飞行的制导炮弹中无法有效应用的问题。弹体的高速滚转会使得微机电系统(MEMS)陀螺仪无法有效测量滚转角速率，从而不能准确地建立姿态矩阵［1-2］。被动式半捷联平台是一种采用机械装置实现与弹体滚转隔离的惯性平台，被动式半捷联平台可以使微惯性测量单元(MIMU)在滚转方向保持稳定，而在俯仰和偏航方向保持捷联。影响被动式半捷联平台性能的因素有很多，其中弹体的飞行俯仰角是一个非常重要的影响因素
兵工学报 2014年9期2014-03-01
- 基于FMECA的捷联惯性导航系统维修性信息分析*
0 引言随着新型捷联惯性导航系统在装甲战车上的不断列装,使用中暴露出来的问题越来越多,迫切要求进行维修性分析。传统的维修性分析方法主观性强、技术难度大、实施困难,很难适应新的要求,采用新的分析方法的要求越来越迫切。采用FMECA维修性信息分析方法,把捷联惯性导航系统运行中出现的故障数据信息和其固有的可靠性有机的结合起来进行维修性信息分析,以提高维修效率,保证装备的可靠运行。FMECA维修性信息分析是对每个潜在的故障模式进行分析,得到危害性高的故障模式及修复
弹箭与制导学报 2011年1期2011-12-07
- 基于角速度补偿的捷联天线稳定系统设计
013)0 引言捷联末制导是各种低成本、小型化制导武器的首选技术方案，它分为全捷联和半捷联两种方式［1］。全捷联方式彻底取消了机械回转机构，体积、成本大幅降低，可靠性提高，但导引头需要较大的瞬时视场。半捷联方式综合了全捷联和传统陀螺稳定平台的优点，保留了机械回转框架，取消了导引头上独立配置的陀螺，利用弹上捷联惯导的姿态信息，实现天线平台的间接稳定。半捷联末制导系统的技术核心是捷联天线稳定算法，它们大都采用以坐标变换为基础的角位置补偿控制方案，通过矢量的惯性
电光与控制 2010年9期2010-08-05
- 陆基导弹的无陀螺捷联惯导系统粗对准
0001）传统的捷联惯导系统通常包括三个加速度计和三个陀螺仪，用陀螺仪测量载体的角速度。无陀螺捷联惯导系统用加速度计代替陀螺仪，利用加速度计比力信号解算角速度，由此带来的一系列特点使它特别适合于飞行时间较短的近程导弹[1]。无陀螺捷联惯导系统与有陀螺捷联惯导系统的最大区别是角速度的获取方式不同，针对GFSINS，国内外学者进行了广泛和深入研究，并提出了多种配置方案、理论算法和实用分析[2-5]。图1 九加速度计配置方案Fig. 1 Nine-acceler
中国惯性技术学报 2010年4期2010-04-30
- 用低精度双轴转台对捷联惯导进行系统级标定的方法
100074）捷联惯导系统测量单元主要由加速度计和陀螺仪组成，其中陀螺仪目前主要有激光陀螺仪和光纤陀螺仪等。由于制造工艺等因素影响，捷联惯导系统的主要误差源是惯性器件误差，而惯性器件误差又分为随机误差和确定性误差两部分，其中确定性误差是系统误差的主要部分，因此在使用前必须通过标定试验确定系统各项误差系数，并在捷联惯导系统中进行补偿[1-2]。传统的标定方法包括静态多位置试验方法和角速率试验方法两种[3-5]。其中静态多位置试验方法的基本原理是利用转台提供
中国惯性技术学报 2010年4期2010-04-30