捷联惯性制导系统的电路设计

本文通过对捷联惯性制导与平台惯性制导之间差异的分析,讨论了在进行捷联惯性制导系统的电路设计时所应注意的问题,在此基础上,用C32 DSP和可编程逻辑器件,设计了一个捷联惯性制导系统的电路。

垂线偏差对惯性制导初始方位角的影响

为了解决由于垂线偏差引起的惯性制导初始方位角误差对导弹落点造成的影响,对地面瞄准系统向弹上惯性制导设备传递基准方位过程中各操作环节与垂线偏差的关系进行了分析,研究了存在垂线偏差条件下惯性制导初始方位角出现误差的机理,给出了垂线偏差所造成的初始方位角误差的修正公式。仿真分析表明,瞄准过程中经纬仪俯仰角是垂线偏差造成初始方位角误差的关键因素,当经纬仪俯仰角为25°,垂线偏差子午圈分量为10",垂线偏差卯酉圈分量为30"时,初始方位角误差高达14.7";而采用经纬仪俯仰角为0°的水平瞄准技术时,同样的垂线偏差带来的初始方位角误差不大于0.001"。

末制导炮弹惯性制导仿真及横向散布研究

末制导炮弹通过简易的惯性制导系统使弹丸沿直线飞行以达到增加射程的作用。通过研究末制导炮弹惯性制导系统的工作原理,应用MATLAB/Simulink中的Aerospace Blockset,建立了含俯仰和偏航通道的末制导炮弹惯性制导系统简化模型。分析了炮弹惯性制导系统的横向干扰因素及其带来的横向散布。仿真结果验证了模型的正确性,并给出了减少末制导炮弹横向散布的改进策略。

机载导弹惯性制导装置生产测试工艺研究

从机载导弹惯性制导装置的工厂生产测试的实际情况出发,提出了使用自由方位惯性坐标系作为静止导航测试中的导航参考坐标系,证明了它和以发射点地理坐标系为基础的惯性坐标系的等效性,论证了测试平台所需的调平精度,给出了确定测试指标的算法。这种方法的应用,可节省测试场地的建设经费,提高生产效率。

弹载捷联惯性制导系统传递对准技术试飞验证

介绍了一种弹载捷联式惯性制导系统传递对准改进设计方案,描述了在运输机上进行试飞验证的方法和结果。试飞结果表明,所设计方案的姿态对准精度为1.9′(1σ),航向对准精度为3.4′(1σ),整个传递对准过程可在40秒之内完成,满足了预定的指标要求。该方案采用了一种先进的“速度+姿态”匹配方法,飞机只需做简单的摆翼机动飞行,相比传统设计方案有较大改进。

一种超低成本捷联惯性制导系统的研制

提出一种低成本捷联惯性制导系统方案。该系统主要由压电陀螺和低成本加速度计构成。文中叙述了硬软件设计过程及系统特点 ,给出了基于四元数的姿态及导航实时算法。对系统性能进行了仿真分析 ,计算结果表明 ,该系统精度可以满足一些战术弹的制导要求。对原理样机所做的初步试验证实了仿真结果。

惯性制导平台台体有限元分析

本文运用有限元方法分析惯性制导平台台体的刚度和强度，通过模型离散，模拟实际施加外力，计算得到模型的位移场和应力场，获得了安装面的转角位移及应力极值等关心的物理量，并通过动力分析程序得到了结构各阶固有频率和振型。

陀螺惯性制导及其军事应用

简要介绍机械惯性陀螺、环形激光陀螺、光纤陀螺、半球谐振陀螺、石英音叉陀螺的基本工作原理及其军事应用,并预测了陀螺惯性制导的发展趋势.

捷联惯性制导导弹自对准方法

提出并探讨了采用“双位置、零力矩”法实现捷联惯性制导导弹自对准的方法。从3个方面对该问题进行了讨论:数字调平的原理与实现方法;捷联惯性制导系统“双位置、零力矩”法自对准的实现方法;精确位置转换的方法。研究结果表明,“双位置、零力矩”法能适用于捷联惯性制导导弹自对准。

弹道式飞行器惯性制导机电式方法的研究历史

以分析最初的资料和报告为基础,介绍了前苏联进行的弹道式飞行器沿"刚性"和"柔韧"(自适应)轨迹惯性制导机电方法数学论证和研制方面的历史,叙述了以著名惯导专家伊什林斯基为首的学派研究出的飞行器惯性制导方案在3个方面的实现情况:1)在被称作λ,μ惯性制导泛函形式下,使用视加速度积分陀螺仪,可以不用积分计算仪表而在飞行器本体上构成主要的制导方程;2)主要的制导方程可以转换成被称作α,β惯性制导泛函的形式,在飞行器本体上构成该泛函时完全不需要复杂的计算装置;3)所研究的机电方法不仅能够通过修正所设计的主动段的距离实现在垂直平面内对飞行器质心运动轨迹的单参数修正,也即沿被称作"刚性的"轨迹制导,而且还能对所设计的俯仰转弯角进行修正,也即实现双参数修正,沿着被称作"柔韧性的"轨迹制导。对于使用固体火箭发动机,推力调节有困难的情况,后者具有重要的意义。给出了某些方法的方块图,其中包括最简单的一种—按α,β泛函制导的情况。

DSP在捷联惯性制导技术中的应用

对于捷联惯性制导系统 ,由于没有稳定平台 ,需要进行大量的数学运算来实现数学平台 ,所以制导对计算装置的性能要求就很高。由于 DSP芯片特别适合于需要大量实时计算的应用 ,因此本文介绍了一种用 DSP芯片设计的捷联惯性制导系统。整个系统具有体积小、结构简单。

利用飞行试验数据对惯性制导系统误差进行分析鉴定的方法

本文叙述了利用外、遥测数据对制导误差、制导工具误差、制导方法误差、惯性仪表误差和主要外干扰进行分析、鉴定的方法；并作了公式推导；给出了实例计算结果，并对有关问题进行了讨论。

空空导弹惯性制导系统设计的几个问题

从新一代空空导弹的发展对惯性制导技术的需求出发 ,论述了惯导系统的功能、总体精度分析设计、惯性元件选型、初始对准及机载数据链系统设计上存在的几个问题 。

捷联惯性制导系统的电路设计

通过对捷联惯性制导与平台惯性制导之间差异的分析,讨论了在进行捷联惯性制导系统的电路设计时所应注意的问题,在此基础上,用C32DSP和可编程逻辑器件,设计了一个捷联惯性制导系统的电路。

战术导弹捷联惯性制导技术研究

由于使用环境不同,和一般惯性制导系统相比,战术导弹中的惯性制导系统有很多特点。本文列举了战术导弹捷联惯导系统的总体设计和数宇仿真方法,讨论了系统研制的有关问题,设计了一套系统级性能测试方法。原型机试验表明,该样机完全适应于中距战术导弹中制导的要求。

简易陀螺仪惯性制导系统设计

在设计陀螺仪的过程中,需要注意陀螺仪应用于飞机控制飞行惯性制导系统时需要搭建传感器、单片机、晶体放大驱动三大模块。随后需要综合积分算法,从而保证陀螺仪可以自行调整飞机航线,而这项技术一般应用于自动驾驶系统中,飞行员在飞机飞行的过程中使用自动驾驶技术就能够极大的降低工作量,从而提升飞行质量。本文主要针对于简易陀螺仪在制作的过程中惯性制导系统的设计进行分析,并且对于未来的简易陀螺仪惯性制导系统设计方案进行了阐述。

捷联惯性制导系统的电路设计

通过对捷联惯性制导的特殊性进行分析,找出进行捷联惯性制导系统的电路设计时所应注意的问题,在此基础上,针对一项具体的应用,用C32DSP和可编程逻辑器件,设计了一个捷联惯性制导系统的电路。

DSP在捷联惯性制导技术中的应用

捷联惯性制导系统由于没有稳定的平台而需要通过大量的数学运算建立数学平台 ,因此制导对计算装置的性能要求很高。DSP芯片的出现为这种需要大量实时计算的制导系统提供了方便的应用方案。文中介绍了一种用DSP芯片设计的捷联惯性制导系统 。

惯性制导初始方位角标定基准测量精度分析

惯性制导设备初始方位角标定通常采用一等天文方位角作为基准。在实际作业中,标定位置常因场地受限而无法直接进行天文观测,需要通过边角测量将实测天文方位角精确传递至标定位置。因此,标定基准方位角的精度受天文方位角测量精度和方位角传递精度的共同影响。对近年实测的多组一等天文方位角成果进行统计分析,通过中误差和正反方位角不符值两个精度指标,估计一等天文方位角测量精度在±0.5″左右。角度传递测量后,按照导线网平差中最弱边方位角精度估计公式,在传递4次的情况下,方位角闭合传递得到的基准方位角精度在±1.2″左右;经纬仪互瞄传递得到的基准方位角精度在±0.8″左右。

“和平保卫者”导弹惯性制导器件和系统设计的进展

本文综述了“和平保卫者”导弹惯性制导系统的设计、导弹精度和一些设计成果的经验。并且分析在实际设计时,如何考虑这些影响,以满足系统的性能等要求。