无陀螺捷联惯导系统加速度计安装方法的研究

无陀螺捷联惯导系统采用加速度计输出的比力来解算载体的角速度,从而代替角速度陀螺仪。本文提出了加速度的三种安装方法,对每种安装方案给出了载体角速度计算值的解算方法,并分析的了它们的精度。     

捷联式惯导系统在自行火炮上的应用

基于捷联式惯导系统的自行火炮火控系统结构简单、成本低、可靠性高,且可采用一次调炮,调炮速度快、直观、精度高,减少了火控系统反应时间。惯导系统的安装工艺简单、测量直接,减少了误差环节。与平台式惯导系统相比,捷联式惯导系统的尺寸和质量大为减少、可靠性高。随着计算技术的发展和捷联式系统用光纤陀螺和激光陀螺的性价比的提高,捷联式惯导系统在自行火炮火控系统中将越来越多的得到应用。     

基于机载捷联惯导计算导弹初始姿态的算法

随着惯导技术的发展,机载主惯导逐渐用捷联惯导替代平台式惯导,由此带来了火控系统计算导弹姿态算法的变化。本文研究了惯性导航系统算法,总结出基于机载捷联主惯导的导弹姿态算法。通过仿真验证,该算法计算精度满足要求,可以用于空空导弹导航系统初始化。     

空基激光陀螺捷联惯导系统导航精度的分析与研究

从现代导弹的实际情况出发, 通过对空基激光陀螺捷联惯导系统导航工作原理的分析, 总结了空基激光陀螺捷联惯导系统导航误差产生的原因, 归纳了激光陀螺和加速度计的误差模型和补偿.     

一种大动态惯导技术在旋转弹上的仿真与实验研究

针对大动态环境下旋转弹的特点,在无陀螺惯性测量系统的基础上,采用一种基于MEMS双陀螺多加速度计的捷联惯导方案。该方案可以克服单纯加速度计的惯导方案对加速度测量和安装精度的苛刻要求,实现对弹轴方向角速度的解算。计算机仿真结果表明,导航解算的误差可以满足旋转弹的精度要求。在仿真分析基础上,给出了一种面向炮弹系统．基于FPGA双核处理器结构惯导系统的硬件实现方案。     

旋转光纤捷联惯性导航系统的误差调制分析

提出一种带连续稳定旋转平台的新型光纤捷联惯性导航系统,旨在提高系统导航精度的同时。不增加惯导系统的成本。研究该惯导系统的组成结构和工作原理。分析旋转光纤捷联惯性导航系统误差调制过程,最后对整套惯性导航系统进行仿真。仿真结果表明,改进后的旋转光纤捷联惯性导航方案能够使惯性导航系统的精度提高一个数量级左右而不增加成本,因此具有重要的工程应用价值。     

无陀螺捷联惯导系统模型研究

无陀螺捷联惯导系统采用加速度计来解算载体相对惯性系的角速度,从而代替角速度陀螺仪。考虑重力影响,对两种不同配置方式的6加速度计捷联惯导系统建立了载体运动参数解算模型,在此基础上提出了一种12加速度计配置方式,从而利用多传感器的冗余信息对算法进行优化,消除了角速度解算过程中求解微分方程带来的累积误差,提高了角速度解算精度。     

光纤陀螺捷联惯导数据采集系统的研究

详细分析研究了光纤陀螺捷联惯导系统数据采集方式和系统构成方法．采用FPGA和DSP设计实现了捷联式惯性导航系统数据采集系统的硬件电路，提高了系统的集成度和稳定性，实现了数据的快速采集，并给出系统的实验结果。     

一种新型导航系统在空空导弹上的应用

空空导弹具有重量轻、体积小,工作时间短等显著特点,传统的弹载导航系统主要是捷联惯性导航系统,它包括陀螺和加速度计,将一种新型导航系统——无陀螺捷联惯导/GPS组合导航系统应用到空空导弹领域;无陀螺捷联惯导系统(GFSINS)中只包含有加速度计,基于一种九加速度计配置方式,推导了GFSINS系统方程,并给出了导航系下GFSINS/GPS组合导航系统的卡尔曼滤波方程;仿真结果表明:GFSINS/GPS组合导航系统应用到空空导弹领域具有可行性。     

空空导弹中制导段捷联惯导仿真计算

对导弹中制导段捷联惯导的导航解算进行仿真,首先解算弹道微分方程,其次由弹道轨迹产生弹载捷联惯导的陀螺及加速度计的输入数据,并模拟惯性元件的输出,最后进行导航解算.仿真计算表明,传递对准精度和弹载惯导的性能均影响导弹中制导的精度.     

发射系下SINS/GPS 组合导航系统的算法研究

基于地理坐标系下的传统捷联惯性导航系统无法直接获取发射系下的导航参数,难以满足空天飞行器等高轨道飞行器对高精度、高可靠性导航系统的需求,研究了发射系下捷联惯性导航算法.搭建了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的SINS/GPS组合导航模型,传感器获取的导航量测信息直接在发射系下进行捷联惯导解算,为飞行器等提供位置、姿态等信息.采用STM32、XSENS惯性器件和GPS接收机构建相应的算法验证平台.实验结果表明:发射系下的SINS/GPS组合导航系统能提供较高的导航精度,从而验证了发射系下的SINS/GPS组合导航系统算法的正确性与合理性.     

舰船提联航姿系统自主粗对准仿真与实验研究

对舰船光纤捷联航姿系统的粗对准技术进行研究,列出3种粗对准方法：传统的解析式粗对准、二阶调平方位估算和凝固解析式粗对准,给出了其推导过程,第3种方法的最大特点是基于重力加速度信息在惯性坐标系内积分得到姿态矩阵。完成了大量的仿真工作,进行了静基座、摇摆基座的仿真与分析,并将后两种方法嵌入到实际的光纤捷联系统中,进行了系泊实船试验,从工程应用的角度对其进行了验证。实验证明凝固解析式方法可以有效地实现舰船在摇摆晃动基座下的粗对准,完全可以在其基础上进行精对准。     

行进间火炮指向稳定跟踪系统建模与控制

为使行进间火炮指向具备高射角条件下的稳定跟踪能力,提出了一种采用捷联惯性导航系统（SINS）测量火炮身管轴线指向,同时测量火炮身管运动角速率,完成火炮在大地坐标系下的稳定跟踪控制方法。稳定系统采用传统的三环控制,将系统的位置环和速度稳定环的主令和反馈都统一至大地坐标系下,SINS作为系统的位置环反馈,其航向和姿态测量值基于大地坐标系下完成解算。将安装在火炮上的SINS陀螺组测量值转换至大地坐标系下的火炮方位回转角速率和高低俯仰角速率,并乘以各自传动机构的传动比后,作为速率稳定环的反馈,实现速率稳定控制。考虑炮塔、火炮回转中心与重心不重合、载体处于六自由度运动状态等因素,采用Lagrange方法建立火炮、炮塔与载体之间动力学耦合模型,结合SINS测量模型、双电机拖动和电机伺服系统控制模型,对该控制方案进行了仿真验证。验证结果表明,火炮指向稳定跟踪系统实现方位和高低两个通道独立控制,使火炮指向在高角下保持高精度的稳定控制,在一定射角范围内具有良好跟踪性能,能够克服较宽频带载体姿态干扰,明显优于传统高炮位置解算式稳定。     

潜射导弹捷联惯导系统传递对准技术研究

随着现代战争的发展,潜射导弹已成为日益重要的中等规模打击力量,快速而准确地在潜艇上对其捷联惯导系统进行传递对准,成为潜射导弹的一项关键技术。该文通过研究主、子惯导之间产生的固定安装误差角和挠曲变形角,运用鲁棒滤波技术,采用＂角速度＋加速度＂匹配的传递对准方法进行了建模和仿真。结果表明,该技术可以实现潜射导弹捷联惯导系统的快速高精度对准,而潜艇不必做其他机动,为导弹快速高精度初始对准提供了一定的理论依据。     

基于惯性系采用Kalman滤波的车载SINS行进间对准方法

介绍了惯性系中基于重力加速度信息进行粗对准的实现方法。在此基础上通过推导以地心惯性坐标系为导航系的捷联惯性导航系统（SINS）误差方程,建立了与惯性系对准算法相匹配的状态模型,提出了一种采用Kalman滤波实现基于惯性系的SINS行进间精对准方法。计算机仿真实验结果表明,文中所提出的基于惯性系的采用Kalman滤波的车辆行进间精对准方法,可有效地降低干扰噪声的影响,提高初始对准的精度。此外,该方法相对于基于地理坐标系进行滤波的方法,简化了滤波模型,较大的降低了计算量。     

基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方法

传统惯性与星光组合通常需要将惯性系下的星光姿态信息转换到导航坐标系进而与惯性导航系统进行姿态组合,由于姿态信息转换过程中通常需要引入地理位置信息实现转换,从而不可避免地引入转换误差,无法充分发挥高精度星光姿态信息对惯性导航误差的修正作用。考虑到陀螺原始输出信息和星光姿态信息均能直接在惯性参考坐标系下测量获得,设计了一种基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方案。通过建立基于惯性系下陀螺误差估计修正的惯性与星光组合导航数学模型,直接在惯性系下对陀螺漂移误差进行在线开环跟踪估计;通过对陀螺误差实时修正,能够有效减小由于陀螺漂移所带来的惯性导航系统解算误差。仿真结果表明,该方案能够有效估计出陀螺的漂移误差,进而有效提高了惯性导航系统精度。     

基于横坐标系的捷联惯性导航系统/多普勒速度仪极区组合导航算法

针对传统指北方位的惯性导航力学编排在高纬度地区因地理经线快速收敛,建立相对于经线的航向越来越困难,以及在地理极点存在奇异值等问题,结合自主水下航行器在导航过程中对自主性、导航精度等需要,提出了基于横坐标系的捷联惯性导航系统/多普勒速度仪极区组合导航方案。给出了横地球坐标系、横地理坐标系等定义以及与常规导航坐标系的转换关系;通过类比常用的指北方位惯性导航力学编排推导了基于横坐标系的惯性导航力学编排;设计了适用于极区的捷联惯性导航系统/多普勒速度仪组合导航卡尔曼滤波算法;对设计的组合导航系统进行了仿真分析。结果表明,该导航方案能有效抑制方位失准角的增长,导航定位精度可满足自主水下航行器极区导航的要求。     

减振系统造成捷联惯性导航误差的有限元分析方法

为研究减振系统由于破坏捷联惯性导航与载体之间固联关系而造成的惯性导航测量误差,分析误差机理,提出一种基于有限元的分析方法。在有限元软件中建立带减振器的捷联惯性导航系统模型,利用轨迹发生器生成的运动参数,对载体及惯性导航系统运动过程进行仿真。仿真结束后,从有限元分析结果中提取惯性器件测量数据,经导航解算,得到减振系统造成的惯性导航误差。研究结果表明,有限元分析方法能够实现减振系统造成惯性导航误差的定量分析,使得可以从捷联惯性导航测量精度的角度进行减振系统优化设计。为研究减振系统由于破坏捷联惯性导航与载体之间固联关系而造成的惯性导航测量误差,分析误差机理,提出一种基于有限元的分析方法。在有限元软件中建立带减振器的捷联惯性导航系统模型,利用轨迹发生器生成的运动参数,对载体及惯性导航系统运动过程进行仿真。仿真结束后,从有限元分析结果中提取惯性器件测量数据,经导航解算,得到减振系统造成的惯性导航误差。研究结果表明,有限元分析方法能够实现减振系统造成惯性导航误差的定量分析,使得可以从捷联惯性导航测量精度的角度进行减振系统优化设计。     

捷联惯导系统级余度技术研究

为了防止捷联惯导系统由于长时间工作而导航精度变差，对导航系统之间的互补性进行了研究，介绍了SINS／GPS与SINS／DNS两套综合导航系统方面的内容．通过对系统误差、性能的分析及仿真，给出了组合导航子系统的故障检测与隔离算法．该结果表明，采用组合惯导余度技术在工程实践上确实可以解决捷联惯导系统长时间工作而导航精度变差的问题．