ELM-AdaBoost模型在光纤陀螺温度误差补偿中的应用

针对光纤陀螺零偏与温度之间复杂的非线性关系,引入极限学习机(extreme learning machines,ELM)模型补偿光纤陀螺的零偏温度误差;针对单个ELM在预测准确性和稳定性不足及其对奇异样本敏感的问题,引入自适应增强算法(adaptive boosting,AdaBoost)建立ELM-AdaBoost预测模型改善光纤陀螺性能,分析光纤陀螺的温度误差机理及模型参数对预测精度的影响,给出ELM算法隐含层神经元个数及AdaBoost算法迭代次数的确定方法。仿真结果表明:基于ELM-AdaBoost预测模型的补偿效果优于多元线性回归模型和单个ELM神经网络模型,并具有良好的泛化性能和温度适用性,补偿后陀螺零偏均方根误差降低93%以上,显著改善了光纤陀螺零偏稳定性能。

四冗余陀螺系统配置研究

惯性导航系统中敏感器的冗余设计是提高系统任务可靠性的重要方法。文中提出了四冗余惯导系统的配置方案,并对配置方案的可靠性、精度、故障检测及隔离等内容进行了分析论证。

无陀螺捷联惯导系统加速度计安装误差研究

刚体的运动包括线运动和角运动,角运动通常用陀螺仪来测量。研究表明可以用加速度计代替陀螺仪来确定刚体的角运动,其关键是选择加速度计的安装位置和方向,即加速度计的配置方式。分析和推导了基于加速度计的无陀螺捷联惯性测量装置的可行条件,对Chen的6加速度计和一种12加速度计配置方式的惯性装置,给出了加速度计安装误差的表达式和试验标定方法并对安装误差进行了补偿。该项研究对中等精度和较低成本惯性技术的发展具有重要的意义。

弹载双通道毫米波辐射计研究

介绍了用于复杂气候条件下采用末敏探测技术识别目标中心的双通道毫米波辐射计的原理和实验分析。在对辐射计归一化天线温度分析的基础上,给出了计算目标回波信号脉宽以及双通道天线扫描目标同一处的时延的方法。高塔实验实测结果表明:双通道辐射计能减小气候等因素对探测精度的影响;在径向,较之单通道辐射计目标中心识别概率有明显提高。

基于星敏感器的陀螺仪误差参数实时修正

主要研究导弹发射升空以后,通过星敏感器测星实现对捷联惯导系统中陀螺仪误差参数的实时修正技术。从传统的星光制导原理出发,通过对数学平台系失调角的分析,论证了基于单星敏感器情况下的陀螺仪误差参数分离方法,并给出了具体的仿真结果,对实际系统的使用具有一定的指导意义。

用于探测识别机场跑道的弹载毫米波敏感器研究

本文介绍了一种用于探测识别机场跑道的三波束毫米波弹载敏感器技术。该敏感器由两波束圆锥扫描辐射计与共用同一波束的辐射计、雷达复合体组成。文中给出了该敏感器的作用距离 ,搜索识别方案。分析表明 :将圆锥扫描被动毫米波区分不同材料、不同尺寸目标能力与主动毫米波精确测距能力融合 ,可以准确地探测识别机场跑道。这种方法较成像等技术容易实现 。

基于多圈环绕结构的超流体陀螺噪声抑制方法

超流体陀螺是新一代惯性传感器,其面临的关键问题是:输出存在较大的噪声,引起其高测量精度的潜力不能发挥。为此,基于对管路多圈环绕时的流体感抗分析,构建了多圈环绕时超流体陀螺噪声的数学模型;并综合考虑多圈环绕对超流体陀螺的影响,研究最优环绕圈数,提出基于多圈环绕结构的噪声抑制方法。研究结果表明,随着环绕圈数的增加,超流体陀螺的噪声呈现逐渐下降的趋势。根据通用参数,采用最优圈数进行多圈环绕时,超流体陀螺的噪声值被抑制为无多圈环绕时的1/4.因此基于该方法,超流体陀螺的测量精度得到了显著提高。

高超声速飞行器嵌入式大气数据获取技术研究

嵌入式大气数据系统是高超声速飞行器大气数据获取最适合采用的技术解决方案,其可为高超声速飞行器制导控制指令的解算提供攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数的测量基准,具有传统空速管类型大气数据系统无法比拟的优势。对嵌入式大气数据系统涉及的关键技术进行了分析,介绍典型高超声速飞行器的嵌入式大气数据系统方案,重点介绍了相关方案的测压孔布局、系统部组件设计及压力传感器选型,并针对嵌入式大气数据解算,介绍了一种基于卡尔曼滤波的嵌入式大气数据解算方法,研究表明,算法具有精度高、鲁棒性强和适应性强的特点,适用于在现代高超声速飞行器。

悬丝支承摆式加速度计可靠性强化试验

为提高悬丝支承摆式加速度计在工程应用上的可靠性,对其进行可靠性强化试验研究,结合该类加速度计的FMEA和FTA分析,设计了基于常规试验设备的单应力和综合应力作用下的试验剖面,阐述了摸清该类加速度计极限应力的试验方法,通过试验验证,找出了该类加速度计的工作极限,从而为型号设计和改进工作提供了依据,也为评价同类惯性器件的可靠性水平提供了参考。

弹载星敏感器动态测角的分析

分析了弹载星敏感器在动态条件下的测角精度。明确了弹载星敏感器成像模型及其安装方式,并在系统设计所要求的动态条件下,定性定量分析了前向飞行和姿态变化所引入的像移量和测角误差。结果表明,前行飞行不会带来像移,姿态变化会带来像移。因而需要补偿姿态变化所引入的像移量,从而提高弹载星敏感器在动态条件下的测角精度。

激光捷联惯测装置多位置寻北方案

文中将激光捷联惯测装置作为敏感元件,利用激光陀螺敏感地球自转角速率在载体坐标系各轴的分量,加速度计敏感地球重力加速度计在载体坐标系各轴的分量,通过在多位置对激光捷联惯测装置静止采样,解算出系统的方位角,实现激光捷联惯测装置的寻北。

摆式加速度计贮存寿命评估

某型导弹对摆式加速度计在贮存期内提出了长寿命的技术要求,为了验证该项技术指标,文中采用加速退化试验方法和基于漂移布朗运动的可靠性评估方法,利用加速退化试验数据对摆式加速度计贮存寿命进行评估,得到了摆式加速度计的贮存寿命,验证了方法的适用性。

红外末敏弹的发展概况

当前,地对地战术导弹的一个特点是采用子母弹。为了提高子弹的毁伤概率,通常在子弹上装末敏装置,称为末敏弹。末敏弹按末敏装置起名,如红外末敏弹、毫米波末敏弹、双模式或多模式末敏弹等。本文主要介绍红外末敏弹的特点、工作过程、引爆概念、信号处理装置和控制部分。

LIMU与机电式IMU在导弹上应用的比较研究

文中研究了基于激光陀螺的惯性测量组合(LIMU)在导弹上应用的适应性问题,通过仿真比较了LIMU和某型导弹的机电式惯性测量组合(IMU)在姿态、速度和定位精度方面的优劣。试验证明,现有激光陀螺重复性好,系统性误差小,可以满足导弹的制导精度要求,但是给姿态控制系统设计带来一定挑战,需要设计优良的控制器才能满足导弹姿态控制的要求。

加速度计标度因数测试结果差异性分析

为查找某型号加速度计标度因数复测结果与出厂结果相差0.1μA/g左右的原因,文中从加速度计标度因数的测试和计算方法入手,结合加速度计自动测试系统的组成和测试原理,对标度因数的测量不确定度进行了评定,得出测试设备自身的测量不确定度是导致测试结果差异性的结论。

模拟弹体内IMU输出与卡尔曼滤波研究

IMU在地面系下的投影,通过转换矩阵转换为弹体系下的输出,再考虑到惯性器件常值误差、白噪声与随机误差的影响,即可模拟IMU在弹体内的输出。当地面系下的投影为静态或动态时,可分别模拟弹体内IMU在初始对准时的输出和在飞行过程中的输出。对该信号进行卡尔曼滤波,根据信号的特性调整滤波参数,进而提高滤波效果。这将有助于解决卡尔曼滤波器在实际应用中估计误差增大和滤波发散等问题。

一种新的速率陀螺测试方法

主要介绍了用力矩电流法对速率陀螺进行测试及其数学模型的辨识，为速率陀螺的动态测试提供了一种新的方法。试验结果表明，该方法是可行的。

某导弹惯性敏感装置跌落仿真分析

为了保证勤务处理惯性敏感装置跌落时结构完好和安全,运用ADAMS软件仿真分析了某导弹惯性点火器中作为惯性敏感装置的弹簧-质量系统的跌落响应特性,得到了针对不同跌落目标时惯性弹簧受力曲线。惯性敏感装置跌向不同介质目标时,惯性体与其下方的座体平面仅有一次碰撞,且由该碰撞产生的释放钟表机构的窗口时间远小于钟表机构的解除保险时间,之后惯性体又在惯性簧的作用下复位,因此该惯性敏感装置设计是能够保证跌落安全和结构正确性的。

光纤固定胶粘剂对光纤陀螺低温零偏误差的影响

光纤固定胶粘剂对光纤陀螺低温零偏误差影响较大,选用和使用不当可导致陀螺精度劣化。理论分析了温度和应力对干涉型光纤陀螺(简称光纤陀螺)零偏误差的影响,以及温度变化时胶粘剂对光纤产生的轴向应力大小与影响因素;通过胶粘剂性能试验,验证了低温环境下胶粘剂的玻璃化转变温度、固化温度和使用温度差异、胶体内气泡缺陷是光纤陀螺零偏误差产生的主要原因。理论分析和试验结果表明,选用的胶粘剂玻璃化转变温度处于使用温度范围外,低模量和模量随温度的变化量小,适宜的固化温度能够降低光纤陀螺低温环境下的零偏误差,可提高光纤陀螺精度。

弹载星敏感器动态测角补偿方法的研究

针对弹载星敏感器在测星过程中因弹体姿态变化带来的像移问题,提出了动态测角的补偿方法。首先,建立了星点相对图像传感器感光面匀速直线运动情况下的像元灰度分布的数学模型;其次,给出了测角补偿的原理及方法;最后,进行了仿真实验,结果表明,该补偿方法对星点在面阵图像传感器的感光面上的运动速度不敏感,补偿后的动态测角误差与静态的测角误差相差无几,补偿后的动态测角误差最大为2″。