惯导平台误差快速自标定方法研究

针对惯导平台误差系数标定问题提出了一种平台连续旋转条件下的误差系数自主标定方法。建立了基于框架角动力学方程的平台连续翻滚模型,平台旋转时,系统的框架角和加速度计输出包含了陀螺仪、加速度计的全部误差。利用李导数及输出灵敏度理论全面分析了连续翻滚路径下惯导系统的可观测性。提出了一种结合传统多位置试验的平台连续翻滚自标定方案。仿真结果表明该方案可以在较短的时间内完成平台系统误差系数的高精度标定。

基于力矩输出能力最优的SGCMG操纵律设计

为使SGCMG系统在有效回避奇异的同时能够较精确地输出期望力矩,设计了一种基于力矩输出能力最优原理的SGCMG联合操纵律.根据期望力矩矢量及SGCMG力矩输出的几何关系,提出了新的系统奇异状态指标,给出使力矩输出能力最优的框架角速度;引入优化指标,使得框架转速误差和输出力矩误差的混合二次型最小,保证在力矩输出能力达到最优的同时也使得输出力矩误差最小.采用奇异值分解理论证明了联合操纵律在奇异面处不存在框架锁定现象,能够有效地逃离奇异,同时分析了所设计操纵律的力矩输出误差.以金字塔构型SGCMG系统为例,对所设计的联合操纵律分别进行了恒定力矩仿真和卫星大角度机动仿真.仿真结果表明,联合操纵律能够顺利回避角动量奇异面,不存在奇异鲁棒操纵律存在的框架锁定现象,且输出力矩误差较非对角奇异鲁棒操纵律小,能够顺利完成航天器大角度机动任务.

视轴偏角对三轴光电跟踪系统跟踪过程的影响

地平式、X-Y式光电跟踪系统存在空间跟踪盲区。三轴光电跟踪系统通过跟踪方式切换可以解决空间跟踪盲区问题,但视轴偏角使得脱靶量到轴转动量的转换不同于常规地平式跟踪系统,同时使系统具有不可见区域。分析和仿真表明:视轴偏角较小时,脱靶量与轴驱动量的转换可用常规地平式跟踪系统中的方法近似,否则,需用不同的计算方法;在三轴跟踪系统退化成的地平式跟踪系统的天顶跟踪盲区外即可进行跟踪方式切换。

溜槽角度对混装布料过程的影响

分析了定点布料方式下溜槽角度对混装布料规律的影响.首先对混装布料方式进行了物理实验模拟,获得了不同溜槽角度下的料流轨迹、料堆结构等重要信息,分析了不同粒度的混装物料在下落过程中存在的偏析现象.其次利用离散单元法(DEM)数学模型对布料过程进行了模拟研究,并对模拟结果进行了详细分析.结果表明:模型结果与物理实验结果吻合较好.其中模型获得的料堆结构和径向空隙度分布的信息的结果可为现场调节煤气流分布提供一定的参考依据.

图像制导空地导弹攻顶弹道方案研究

空地制导武器侵彻战斗部为达到最佳毁伤效能,在保证精度的同时,对落角提出了严格的要求。首先基于二次型最优理论推导了满足落点及落角约束的最优制导律。以远程图像制导空地导弹为背景开展攻顶弹道方案研究,针对纯惯导使用条件要求,提出了末导时间tgo算法,同时制导律参数以导引头框架角约束实现自适应。通过仿真计算验证弹道方案的可行性。

瞄准式战斗部杀伤装置结构设计研究

采用定向战斗部是提高防空导弹作战效能的主要途径之一,为提高瞄准式定向战斗部的杀伤威力,需要对战斗部杀伤装置的主要参数进行设计与优化。根据防空导弹作战需求对瞄准式战斗部的破片静态初速和静态破片束锥角进行了设计。运用格尼公式计算出了圆柱形前置破片结构的装药-破片质量比mc/mf.通过选择起爆方式获得不同破片束锥角,并采用内凹式破片层设计以保证该角度的实现,计算得出了所需的内凹式破片层曲率半径。破片场密度与破片存速计算结果表明:在静态爆炸条件下,破片束锥角为10°和30°时,破片场密度满足毁伤要求的最远距离,分别为71.0 m和23.2 m,战斗部的两种起爆模式适合在不同的作战距离上使用,对战术弹道导弹目标具备较强的毁伤能力。

微旋弹导引头对地搜索规律设计

文中对微旋弹导引头对地搜索的扫描实现进行了研究,给出一种符合工程实现的导引头方位扫描规律的设计方法。推导出了微旋弹对地扫描导引头外框及内框框架角变化的解析解,并结合实例,分别对弹自旋角速度及方位扫描角速率的变化对导引头框架角、角速度、角加速度的影响进行了研究。

坐式垂直起降无人机的一种姿态解算算法的设计

固定翼模式水平飞行的坐式垂直起降无人机克服了传统固定翼无人机起降条件要求高的缺点,继承了其总体效率高的优点,拥有巨大的发展潜力和非常广阔的应用前景。坐式垂直起降无人机在起降阶段姿态变化范围大,所使用的姿态传感器在俯仰方向的角度变化超过90°时,根据四元数转换出的欧拉角会出现奇异点,即万向节死锁。从解算算法出发,提出了一种更改旋转顺序的方法,避免奇异点出现。结果表明,此方法可以很好地应用在垂直起降无人机的姿态解算上。

一种基于过重力补偿的双角度约束制导律研究

为保证被动寻的导弹在较低的平飞弹道情况下实现对坦克目标的最佳毁伤效果,设计了一种提升末端落角的修正比例导引制导律。在传统比例导引的基础上加入过重力补偿的修正项,同时考虑导引头框架角的约束,实现对导引头框架角约束下的大角度攻击。仿真表明,该导引律能在满足导引头框架角约束的条件下以大落角命中坦克目标。

近似阻尼信号实现方法研究

针对采用导引头作为探测目标信息的武器系统,文中提出了一种近似阻尼信号的实现方法。即取导引头框架角的微分信号近似作为阻尼信号。通过仿真验证,这种方法可以很好的满足系统工作。

两轴四框架光电稳定平台的稳定解算

光电稳定平台常采用两轴四框架的结构形式扩大稳定跟踪范围和提高跟踪精度,内外框架之间由于机械结构连接产生耦合,为建立稳定解算方程,分析两轴四框架光电稳定平台的工作原理,通过各框架转轴坐标旋转关系,利用转移矩阵,推导出稳定解算方程和甲板坐标系的角位移解算公式,在典型工程实际条件下,比较公式计算的理论值与直接利用测角量累加值之间的差别,结果表明在外框架不能很好随动于内框架时,稳定解算时平台相对载体的姿态是内外框架测角量的非线性函数,这对伺服系统位置回路的控制非常关键。

瞄准式战斗部有效启爆区分析

防空导弹瞄准式战斗部启爆控制问题,对于瞄准式战斗部,由于启爆角的取值范围是一个区间,用传统方法通过计算每一个启爆角对应启爆位置的集合来计算战斗部有效启爆区是不现实的。通过确定启爆角取值区间的上、下限,将启爆角上、下限对应的启爆位置作为有效启爆区的边界来确定瞄准式战斗部的有效启爆区却是可行的。启爆角的上、下限通过战斗部有效攻击目标的边界条件来确定。改进方法的仿真结果显示瞄准式战斗部的有效启爆区大于普通周向爆破战斗部,证明了瞄准式战斗部的引战配合程度优于普通战斗部。

一种框架误差推导的新方法

二自由度陀螺仪使用中存在框架误差不是一个新问题,以往推求框架误差表达式时过程繁,易出错,且没有与不同定义的欧拉角联系起来;原则上欧拉角组有12种,不同定义的欧拉角框架误差表达式不同。陀螺仪在运载体上有六种安装方式,文中介绍推导框架误差表达式的简易方法,它不因欧拉角定义不同而带来麻烦。

一种煤万向节布料器布料规律物理模拟研究

通过物理实验,研究煤万向节布料器对块煤的布料规律。实验表明:随着料线高度和溜槽角度的增加,炉料的落点位置向远离炉中心一侧移动,料流宽度逐渐变宽;随着加入物料量的增加,所形成的料堆的内外堆角逐渐增加,最终形成稳定的料堆,内外堆角不再变化,且内堆角大于外堆角;料堆稳定后,内堆角随着料线高度和溜槽角度的增加变化不大,外堆角随着料线高度的增加和溜槽角度增加变化显著,特别是料堆在炉墙处形成时,外堆角变化很大。

四环空间稳定平台姿态角的解算

不同于当地水平稳定系统,空间稳定系统中的姿态角信号不能够由平台框架角直接测量,而必须经过一系列计算才能够产生。为指导四环空间稳定平台的姿态角解算,在坐标变换的基础上,推导了平台姿态角的解算方程,设计了姿态角解算中的关键系统—高精度平台框架角测量系统。在此基础上,给出了姿态角解算的算法流程。系统测试结果表明,该方法能够正确解算四环空间稳定平台惯导系统的姿态角,在采用精准的陀螺漂移模型并引入外速度及高度阻尼后,姿态计算的数据处理误差可以控制在20″以内,能够满足高精度惯性导航系统的需要。

平行构型双框架控制力矩陀螺操纵律研究

研究了平行构型双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的操纵律。分析平行构型DGCMG系统奇异情况及控制特点,在此基础上给出角分布操纵律的设计思想及具体形式。从解决奇异问题等方面,对其性能进行分析。针对无法逃离奇异的不足和角分布运动的权重系数动态变化的需要,改进其外框架角速率指令并仿真验证改进后性能。

基于混合执行机构的敏捷卫星姿态机动控制

单框架控制力矩陀螺(SGCMGs,single gimbal control moment gyros)的奇异问题是其在使用过程中面临的主要问题.将构型奇异度量作为路径约束,采用高斯伪谱法进行轨迹优化,得到一组无奇异框架角,并以相应的SGCMGs框架转速作为开环指令进行控制.考虑初始姿态偏差及外干扰不确定因素的影响故引入反作用动量轮(RWs,reaction wheels),并基于Lyapunov稳定性设计了RWs的控制律进行闭环修正.仿真结果表明,采用混合执行机构能够保证卫星在外干扰等因素影响下,以最优轨迹的SGCMGs无奇异框架转速指令实现对最优轨迹的跟踪.

基于退步法的敏捷航天器姿态控制方法

主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异能力最优的联合操纵律;最后,基于敏捷航天器姿态误差模型和李雅普诺夫稳定理论设计了一种退步控制律。仿真结果表明,该控制方法能够很好地实现大角度机动目标并有效避免了SGCMG的奇异状态,满足姿态机动任务的控制精度和稳定度要求。

基于剪式控制力矩陀螺的低轨卫星垂轨摆扫姿态控制

针对低轨卫星大范围探测,设计了基于剪式控制力矩陀螺的姿态控制系统。按照2种垂轨摆扫姿态机动轨迹,获得姿态机动的期望姿态。使用剪式安装的控制力矩陀螺作为执行机构,给出框架角速率操纵率,避免出现奇异状况,简化了雅克比矩阵。仿真验证了姿控系统对于大范围探测任务的有效性。

雷达框架角约束下高空巡航导弹末制导策略

由于独特的气动外形特点和结构布局,高空巡航导弹的雷达框架角处在一定范围内时天线罩将会出现反射波屏蔽问题,造成制导盲区。为此,本文提出了一种闭环目标估计-开环预测-闭环再修正的综合制导策略。根据制导距离与盲区时间长短的关系确定最佳制导距离。在进入框架角盲区之前,采用非线性最小二乘法对目标运动状态进行估计,获得目标运动的速度和初始位置信息;进入盲区后,通过估计结果对目标位置进行预测,利用目标预测位置解算出弹目信息带入制导律进行开环制导;飞离盲区后继续采用真实弹目信息进行闭环制导。数学仿真结果显示了所提策略的有效性和优越性。