基于捷联惯导的舰船轨迹仿真发生器设计

轨迹发生器在惯性导航技术研究中有非常重要的作用。本文针对舰船运动的特点，设计了一种简化的运动状态动力学方程，并完成了姿态运动学方程的推导。笔者利用该舰船轨迹发生器生成了一些典型轨迹，应用于舰船运动状态初始对准的研究，取得了满意的效果。     

空空导弹捷联惯导系统总体设计与仿真研究

探讨了空空导弹捷联惯导系统的总体设计技术,指出了系统设计时应考虑的几个主要问题,从总体设计的角度对捷联惯导系统的性能仿真环境和算法进行了分析和研究,并建立了系统仿真的模型框图,在此基础上进行了系统仿真和算法优化.     

基于Matlab的低成本捷联惯导的仿真系统研究

低成本捷联惯导系统的研制和开发已成为导航领域的主要发展趋势之一,在选定了低成本的惯性器件后,系统’预期的性能指标和最后样机的性能测试结果之间往往存在着一定的差距,如何降低开发成本并缩短开发时闻,就成了低成本捷联一瞬导系统研制中的一个亟待解决的问题。这里基于Matlab设计了一个仿真系统,将捷联惯导的软件和硬件模块化,该系统不仅可以完成对系统性能的预测和评估,也可完成对算法和器件选择的优化。     

光纤陀螺捷联惯导系统热仿真研究

探讨了光纤陀螺热模型的建立方法,并进行了实验验证,在此基础上建立光纤陀螺捷联惯导初步热模型,利用基于液体动力学(CFD)的热分析软件Flotherm对惯导系统进行热仿真分析,通过仿真计算,从而得到惯导系统在室温条件下,通过自然对流散热达到稳定状态的温度云图,然后对系统实现方案进行优化热设计,使温度对光纤陀螺性能的影响尽量减小,并对下一步温补或温控方案提供理论支持与指导。     

激光捷联惯导系统射前自标定方法

在分析激光捷联惯导系统静态误差模型的基础上,从系统实际应用情况出发,该文研究了激光捷联惯导系统射前自标定法。该方法充分利用了激光捷联惯导系统自身测量数据,在不依赖外界基准信息情况下,通过导弹起竖和转动获取所需标定位置,完成了误差系数自标定。实验结果表明,该文研究的激光捷联惯导系统射前自标定法能够达到标定精度要求,实现简单方便,具有较强的工程实用性。     

激光陀螺捷联惯导系统多位置系统级标定方法

捷联惯导系统的精度受到自身各种误差因素的影响,需在使用之前进行精确地标定和补偿。为了更加有效地标定误差,设计了一种10位置系统级标定的方法。利用简化的误差模型和速度误差变化率方程,建立了所有误差参数与导航误差之间的线性关系。通过设计的10位置连续旋转方案对由各项误差参数引起的速度误差进行充分激励,利用所得数据进行卡尔曼滤波,计算出包括陀螺仪和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计二次项误差等24个误差参数。仿真得到陀螺零偏误差优于0.000 75（）/h,加速度计零偏误差优于g,陀螺和加速度计的安装角误差优于1.5,标度因数误差优于2 ppm（1 ppm=10-6）系统,加速度计二次项误差优于0.1510-6 s2/m。另通过3组实验验证了重复性,证明了该方法确实有效。     

激光陀螺捷联惯导系统导航算法设计

结合工程实际应用,充分考虑激光陀螺捷联惯导系统(RLG SINS)的特性,设计出了一套完整的RLG SINS导航算法,包括姿态更新算法、速度更新算法和位置更新算法.在姿态更新算法中考虑圆锥补偿算法,推导了等效旋转矢量的递推算法;在速度更新算法中考虑划船误差补偿算法,推导了划船误差补偿递推算法.大量的车载实验表明,所设计各部分的算法能协调一致工作,解决了RLG SINS高速姿态和速度更新与导航计算机速度间的矛盾,保证了系统在高动态条件下的导航算法精度,可充分发挥激光陀螺的优势,提高RLG SINS的导航精度.     

车载激光捷联惯导系统行进间对准方法

针对车载激光捷联惯导系统行进间对准过程中晃动干扰、惯性器件常值误差等导致的对准精度降低的问题,提出了一种基于旋转调制的抗干扰车载激光捷联惯导系统行进间对准方法.针对行进间对准过程中存在的晃动干扰,采用惯性系下的姿态实时更新方法跟踪姿态变化,以克服角晃动干扰,并对比力方程进行积分以减小线振动干扰,同时结合姿态最优估计求得...     

激光捷联惯导系统的射前快速标定技术

捷联惯导系统射前自标定是提高系统精度的重要途径。基于激光陀螺标度因数稳定的特点,建立了适合激光陀螺捷联惯导系统射前自标定的加速度计误差参数模型。分析了基座扰动使姿态发生微幅变化对加速度各通道输出影响,设计了适合激光陀螺捷联惯导系统的加速度计自标定算法,该算法具有一定的抗扰动能力。在误差参数可观测性分析的基础上,设计了射前自标定方案,并进行了实验验证,试验结果表明,该方案可快速准确标定出加速度计相关误差参数。     

压电捷联惯导系统研究

探讨了用压电惯性器件构筑捷联惯导系统的技术途径。叙述了压电捷联惯导系统的结构及特点,分析并指出了惯性器件及系统的主要误差源,为压电陀螺和压电加速度计提出了一种系统级综合校正模型．给出了基于四元数的姿态及导航实时算法,对校正后的系统性能进行了仿真计算。结果表明,压电捷联惯导系统精度可以满足一些领域的导航与制导要求。对原理样机所做初步试验得到的结果优于仿真精度。     

一种提高捷联惯导系统静态初始对准精度的方法

针对目前提高捷联惯导系统自对准精度难度大这一情况,在建立SINS静基座初始对准的误差方程的基础上,通过对影响对准精度的误差因素进行分析,提出了一种在载体内部安装高精度自主寻北装置的方法,该方法可有效地提高初始对准精度。     

捷联惯性系统的误差及其特性分析

从捷联惯性系统的误差源出发,根据系统的误差方程,通过理论分析和仿真,阐述了各惯性传感器误差和初始误差对系统的影响,并在几种动态环境下对系统的误差特性进行了仿真。结果表明：与静态误差特性相比,系统的误差特性发生了较大的变化。     

惯性系下捷联惯导系统最优两位置对准

惯性系卡尔曼滤波对准的状态量不完全可观测,针对这一问题,提出惯性系两位置对准。根据分段线性定常系统理论和奇异值分解法分析惯性系两位置对准算法的可观测性,分析结果表明横摇、纵摇和航向3个轴中绕航向轴旋转时系统的可观测度最高。然后,以航向误差作为参考指标进行仿真,确定了绕航向轴旋转180°的两位置对准为最优。     

三轴数字加速度计ADXL345及其在捷联惯导中的应用

为解决弱信号条件下卫星导航接收机的定位问题,采用惯性导航辅助卫星导航的方案．设计构建了一个捷联惯性导航平台。在这个平台中,选用了美国模拟器件公司生产的采用SPI和12C数字输出的三轴加速度计ADXL345。该器件在CPLD的控制下输出数据,与陀螺输出数据一起在单片机中完成组帧,通过RS232串口发往导航计算机,完成捷联计算并向卫星导航提供惯性辅助信息。ADXL345作为惯性测量单元的核心部件,其工作稳定,使用方便．采用10Hz数据输出率和全比特模式约3．9mg／LSB的分辨率,能够满足系统设计需求。实验表明．捷联惯导初始粗对准水平精度达到0．15°。     

新型半主动激光制导实物仿真系统设计与实现

设计并实现了一种激光半主动制导实物仿真系统,系统主要包括光电探测、信号处理和伺服部分。介绍了系统的工作原理以及主要电路的设计。该系统体积小,操作方便,控制灵活等优点。实际应用结果表明,该仿真系统对模拟激光目标的跟踪稳定,具有良好的实时性和较强的实用性。     

捷联惯性导航系统旋转调制技术研究

捷联惯性导航系统的旋转调制技术是一种自校正方法,它能在不使用外部信息的条件下,自动补偿陀螺漂移和加速度计零偏引起的系统导航误差.该技术在国外潜艇和舰船上已得到成功应用,旋转捷联惯性导航系统的误差传播方程是研究旋转捷联惯导系统初始对准、系统级标定等的基础.基于此,推导了以地理坐标系为导航坐标系的单轴旋转捷联惯性导航系统的导航方程和误差传播方程(位置误差方程、速度误差方程、姿态误差方程),给出了误差传播的仿真结果.仿真表明,若采用单轴旋转调制技术,陀螺仪常值漂移和加速度计零偏引起的导航误差都可以得到有效补偿,而初始位置误差、速度误差及姿态误差引起的导航误差得不到补偿.将旋转调制技术应用于捷联惯导系统,能极大地提高武器系统的长期工作精度.     

激光制导武器仿真系统设计与研制

以某激光制导武器为背景,研究了将其导引头实物接入回路的半实物仿真系统的设计与研制。分析了激光制导武器仿真的国内外研究现状,研究了半实物仿真系统设计的需求,根据所选择的激光目标仿真子系统的实现方法,给出了一个易于实现的可靠的激光制导武器半实物仿真系统的设计方案;同时,详细讨论了系统的软硬件研制,对系统的工程实施中遇到的问题和关键技术进行了阐述。目前,该系统已经成功应用于某型激光制导武器的半实物仿真。     

定位用SINS/GPS组合算法仿真及分析

从SINS／GPS（Strapdown Inertial Navigation System／Global Position System）组合系统算法设计的总体方案入手，给出了低动态载体定位或高动态载体短时定位用的一种捷联解算算法，推导了SINS／GPS组合算法采用的惯性测量误差方程，结合某载体运动参数，对几种情况下的SINS／GPS组合定位误差进行了仿真，并对仿真结果进行了比较，为工程应用奠定了基础。     

激光陀螺捷联惯导中陀螺比例因子误差补偿技术

为了提高激光陀螺捷联惯性导航系统的导航精度,对激光陀螺的原理进行了分析和说明,重点对影响陀螺比例因子误差因素进行分析,在此基础上建立了误差补偿的精确数学模型,并针对某型激光陀螺进行了误差分析。分析结果表明,惯导系统激光陀螺的比例因子与材料介质、温度、腔长等相关,除了采用稳频技术,还需要采用旋转调制技术提高测量数据精度。转台仿真和实际测试结果证明,该比例因子修正的方法方便、可靠,姿态精度可提高约8.7″,对提高惯导测量精度具有重要意义。     

火箭弹MEMS陀螺捷联惯导系统

火箭弹正朝着远程化、精确制导化方向发展,制导装置是其中的核心.该文采用微机电系统(MEMS)陀螺、石英挠性加速度计、高动态GPS接收机、高速导航计算机等硬件及捷联惯性导航和卡尔曼滤波算法,研制了小型捷联惯性/GPS组合导航系统.该组合导航系统具有体积小,精度高,成本低等特点,试验表明该惯导系统可以满足增程火箭弹制导要求.