制导炮弹飞行姿态的卡尔曼滤波估计方法

制导炮弹控制系统要求炮弹飞行姿态测量信息具有良好的准确性和实时性.为解决制导炮弹飞行姿态的高精度滤波估计问题,根据外弹道攻角运动方程和MEMS角速度陀螺测量方程分别建立姿态角滤波系统状态模型和量测模型.考虑实际陀螺随机白噪声的影响,结合弹载全球定位系统信息及地面弹道试验数据,并利用非线性卡尔曼滤波估计方法,对制导炮弹飞行姿态进行了滤波估计.为提高滤波估计效率,对比了Unscented卡尔曼滤波和一种混合卡尔曼滤波两种非线性滤波估计方法,滤波估计结果表明两种方法得到的姿态精度均能满足测量要求,而运算效率后者相对前者可提高约6％,稳定性也较好,因此在工程上更实用.     

无陀螺惯性测量组合研究现状概述

无陀螺惯性测量技术是利用加速度计代替传统的陀螺，构成无陀螺惯性测量组合实现制导的。结合国内外的研究成果，对NGIMU的研究状况进行了总结。分析讨论了多种加速度计配置方案，评述了相应模型的优缺点。最后对未来的研究趋势进行了展望。     

基于MEMS的光电导航测距系统研究

提出一种用MEMS（微机电系统）惯性元器件（微机械陀螺和加速度计）代替传统的惯性元器件组成惯性辅助导航系统这种新方法，提供给EOANS（光电测距系统）所需要的导航参数，用于进一步的测距计算。由于MEMS系统本身的结构特点，这种新的测距系统体积小、造价低，能够广泛应用于制导等领域。文中最后还给出了仿真试验的数据，结果表明该方法能保证整个测距系统的可行性。     

拦截高超声速飞行器的三维有限时间制导律设计

由于高超声速飞行器具有飞行速度快、机动能力强等特点,因此,传统的制导方式难以保证拦截弹拦截高超声速飞行器时的制导精度。为了减小弹目相对速度,降低对拦截弹的过载能力要求,按照前向制导方式,设计了有限时间收敛的三维前向滑模制导律。该制导律采用了连续的快速双幂次趋近律,不仅保证收敛速度快,同时削弱了传统制导律中存在的抖振现象。在此基础上为了处理系统扰动的上界未知的问题,又设计了自适应滑模制导律,该制导律既可以处理未知上界的外部扰动又可以保证第一种制导律所具有的良好特性。运用李雅普诺夫稳定性理论对所设计的滑模制导律进行了理论证明,最后,通过数值仿真验证了所设计制导律的有效性及优越性。     

精确制导炸弹坐标转换技术

将制导炸弹的SINS/GPS组合导航系统输出的导航信息进行坐标转换,产生制导控制系统所需要的发射坐标系下的信息,以实现制导炸弹的制导与控制功能.针对某型制导炸弹的工程化研制,研究了制导炸弹在飞行过程中不同坐标系间的转换关系,分析了方位角误差对制导炸弹坐标转换精度的影响,推导了一个新的方位角计算方法.提出了一种递推的坐标转换方法,并与传统的坐标转换方法和基于迭代的坐标转换方法进行了比较.仿真结果表明,该方法可对坐标转换过程中产生的误差进行相应的修正,并且误差不会积累,该方法的转换精度最高.仿真结果验证了该方法的正确性和可行性.     

一种带有末端弹体姿态角约束的非线性制导律

针对带有末端多约束的三维非线性制导问题,设计了一种通用模型预测静态规划制导算法。该制导算法通过向后迭代求解权矩阵微分方程对控制量进行更新,将动态优化问题转化为静态优化问题,计算效率得以提高。阐述了通用模型预测静态规划制导算法的基本原理,详细给出了基于通用模型预测静态规划算法的制导律设计过程。所设计的制导律满足末端法向加速度约束,因此,间接满足末端弹体姿态角约束。仿真时考虑目标的机动方式和落角约束,仿真结果表明,末端位移偏差小于0.5 m,末端落角可控制在0.01°范围内,末端法向加速度小于0.01 m/s2,该制导律能够很好地满足末端位移、落角和法向加速度约束。     

带有末端角度和轨迹路径点约束的MPSC制导律设计

针对多约束制导问题,给出了一种同时满足末端角度约束和飞行轨迹路径点约束的模型预测扩展控制制导方法,该制导方法通过满足飞行轨迹路径点约束实现灵活调节飞行轨迹,可以大大缩短目标防御反应时间。模型预测扩展控制制导方法是基于非线性最优控制理论,给出了控制量表达式以二次形式近似时制导律的设计过程。模型预测扩展控制制导方法只能对末端时刻输出量进行约束,通过对该制导方法进行扩展,使其还可以满足飞行轨迹路径点约束。仿真结果表明,考虑飞行轨迹路径点约束时,导弹经过设定的路径点并以给定的弹道倾角命中目标。     

基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导

研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法。首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法;最后进行了数学仿真研究。仿真结果表明:采用本文提出的反馈制导方法得到的末速度为6.93 km/s,比未采用闭环制导的方法提高了0.33 km/s,并且制导精度提高了15倍。     

INS-GPS组合制导系统在弹道式导弹中的应用

本文着重研究了应用INS-GPS组合制导方法来提高弹道式导弹射程精度的问题。为了充分利用GPS,以提供较精确的制导信息,应用数学方法建立了GPS的信息转化模型和信息预测模型,实现了最优线性滤波,获得了良好的制导效果。     

有界控制导弹攻击防御性飞机的制导律

为提高攻击导弹同时面对目标飞机及其防御导弹情况下的命中概率,基于微分对策理论,对攻击导弹的制导律进行了设计。应对独立控制的多对象博弈问题,微分对策理论具有天然的优势,且相比于最优制导律,微分对策制导律对于目标机动估计误差和机动策略具有更强的鲁棒性。所推导的微分对策制导律进一步考虑了攻击导弹的控制有界性,且适用于攻击导弹、目标飞机和防御导弹具有高阶线性控制系统动态的情形。为验证制导律性能,进行了非线性系统仿真,结果表明该制导律在成功归避防御导弹的同时可实现趋于零脱靶量的目标拦截。攻击导弹为实现规避和攻击的双重任务,仅需要保持相比于防御导弹两倍左右的机动优势。     

测试转台陀螺伺服系统全数字控制实现

讨论了测试转台中陀螺伺服状态的构成原理，提出了一种基于全数字控制的陀螺伺服系统实现方案。该方案不仅方便系统参数在线调整，而且可以完成多种不同类型，不同参数的陀螺仪伺服实验，目前已经成功地用于某型空气轴承伺服转台，取得了满意的结果。     

陀螺漂移模型变量的最优选择

陀螺漂移模型变量的选择在建模中具有重要作用。本文讨论了变量选择的多种方法，提出一种改进的子集比较法，并结合陀螺测漂实例对实现模型变量的最优选择进行了研究。     

捷联系统陀螺静态漂移参数标定

本文研究了捷联惯性组件中螺静态漂移参数的标定问题,首先对陀 螺静态漂移误差进行了捷模,并在此基础上研究了陀螺的标度因数、安装误差系数及静态漂移系数的标定方法,文中给出了具体的实验方法和数据处理方法。理论分析表明本文所述方法能够有效地分离出捷联陀螺各项静态漂移参数。     

长寿命、低功耗、低噪声液浮陀螺仪技术分析

根据我国目前液浮陀螺仪的应用特点，结合已应用于型号的单自由液浮陀螺仪产品，对研究并设计新型长寿命、低噪声、低功耗液浮陀螺仪的各种关键因素做了较为详细的分析，通过分析提出设计该型陀螺仪采取的方法。     

大陀螺零偏条件下的快速传递对准算法

针对某些某些微机械陀螺零偏重复性差的特点,提出了滤波反馈修正和陀螺零偏粗对准预处理两种方法,使“速度＋姿态”快速传递对准算法在大陀螺零偏条件下能够不损失估计精度。在简要介绍“速度＋姿态”．决速传递对准算法数学模型的基础上,探讨了大陀螺零偏导致的惯导系统非线性误差。为减小上述非线性误差的影响,提出用每一步滤波估计值修正子掼导状态的反馈修正方法,和在进行卡尔曼滤波前直接测量比较主、子惯导陀螺输出的陀螺零偏粗对准预处理方法。仿真结果表明,采用上述两种方法,快速传递对准算法可在陀螺零偏过大的情况下保持算法的有效性和估计精度。     

谐振腔参数对激光陀螺性能影响的分析

谐振腔是构成激光陀螺的主体，其参数直接影响陀螺的性能，从激光陀螺基本误差理论出发，分析了谐振腔腔长、光阑、毛细孔孔径一致性、毛细孔与光轴相对关系等与陀螺误差的关系。利用激光陀螺的尺度定律 分析了两种典型腔长的激光陀螺，给出了分析结果。根据激光陀螺放电引起的陀螺误差关系及谐振腔振荡模式特性，研究了谐振腔放电毛细孔的加工误差及谐振腔光阑对激光陀螺的影响，给出了毛细孔、光 阑的设计准则，并根据高斯光束特性得出光阑背向散射系数的表达式。这对激光陀螺的设计具有重要的参考价值。     

陀螺仪漂移特性的小波分析

在简述小波分析中Mallat算法的基础上,用其实现陀螺仪漂移特性的小波分析,并对有关的工程问题进行了讨论,给出了某型陀螺实测数据的应用实例,证明了此方法的有效性。对今后的应用提出了一些看法。     

提高载体驱动硅微陀螺灵敏度的方法

载体驱动硅微陀螺是一种利用体微工艺制备的新型电容式振动MEMS陀螺,它安装于旋转飞行器上,利用载体的自旋作为驱动。当载体发生横向转动时,敏感质量受到周期性科氏力的作用,产生振动,从而敏感输入角速度。针对该种MEMS陀螺,首先介绍了陀螺的工作原理和电容式检测结构,然后详细分析了差分电容与敏感质量偏转角之间的关系,最后提出了一种通过调节电容拾取电路的脉冲信号的占空比,来提高陀螺灵敏度的方法。实验测试结果表明,当占空比由50%调整到75%时,相应输出电压峰峰值可由10.7 V提高到13.1 V,提高幅度达22.43%。理论分析和实验结果均表明,该方法可简便有效地提高陀螺灵敏度,具有实际应用价值。     

动力调谐陀螺动态误差的两种补偿方案

本文针对动力调谐陀螺的动态误差模型，提出了动力调谐陀螺的动态误差补偿的计算机算法。算法中的输出值是角增量，它是二次拟和函数。该算法具有精度高，实时性好的特点。     

敏感器正常和故障模式下微小卫星的姿态确定方法

围绕某日-地空间环境组网探测系统中微小卫星定姿系统的设计需求,基于MEMS陀螺、小型CMOS太阳敏感器、微磁强计,研究了该微小卫星各敏感器正常工作模式以及敏感器故障模式下的系统建模和姿态确定方法。各敏感器正常工作模式下,用陀螺、太阳敏感器和磁强计进行组合定姿;陀螺故障时,用太阳敏感器和磁强计进行组合定姿;太阳敏感器故障时,用陀螺和磁强计进行组合定姿;陀螺/太阳敏感器同时故障时,用磁强计进行定姿。仿真结果表明,本文定姿方法的姿态确定精度满足该系统中微小卫星在轨运行时的定姿精度要求,为该微小卫星的半物理仿真系统的研究及其在轨运行时的姿态确定提供了依据。