惯性测量装置火箭橇试验外测数据融合方法

在3 km火箭橇试验的基础条件下,为解决惯性测量装置火箭橇试验中雷达外测系统、遮光板外测系统和GPS系统的时间不同步、初始状态不一致以及分离误差采用单一外测数据的问题,通过解算和分析火箭橇试验过程中的雷达外测数据、遮光板外测数据和GPS外测数据的数据特点,探究了一种雷达外测、遮光板外测和GPS系统的数据融合方法。该方法有效的利用了雷达的测速精度和遮光板的位置精度,弥补了水刹车段外测手段单一的不足,成功将各外测系统融为一体,系统位置精度小于0.02 m,系统测速精度小于1‰,为惯性测量装置的误差分离提供了一个完整、准确的外测系统。

捷联惯性测量装置全温度标定方法

为了提高捷联惯性测量装置(SIMU)的测量精度,在使用前必须对其进行标定,以确定SIMU的参数及性能指标。为此研究了一种SIMU的全温度标定方法,利用专用的测试设备对SIMU进行全温度标定试验。给出了SIMU的静态模型方程,详细介绍了模型方程中各参数的标定方法及具体的误差补偿计算方法,最后给出了SIMU综合性能指标的计算。经过多发SIMU的标定实验,结果表明:该标定方法有效地提高了SIMU的实际实用精度。

惯性测量装置火箭橇试验过载曲线设计方法

在3 km火箭撬轨道的试验背景下,提出了一种适合惯性测量装置火箭撬试验的过载曲线设计方法。首先对火箭撬运动过程中的主要受力进行了受力分析,在此基础上将火箭撬运动分为三段,包括主动段、自由滑动段和水刹车段,并建立了火箭撬基本运动方程。为确保过载曲线设计方法的精度,进行了仿真误差分析,修正了火箭发动机熄火时间和空气阻力系数,保证了过载曲线设计方法的合理正确。最后对此曲线设计方法又进行了一次验证试验,模型修正后速度仿真结果与实测速度结果基本重合,最大误差也不超过3 m/s,从而验证了提出的火箭撬试验过载曲线设计方法的正确性。本文的研究对惯性测量装置开展精度验证和误差系数的分离奠定了良好的基础。

惯性测量装置火箭橇试验模拟导弹飞行过载方法

由于火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力,可以最逼真地模拟导弹真实飞行环境。主要针对捷联系统和平台系统,提出火箭橇试验的总体方案,包括三维模拟法、分段等效法、变推力模拟法等。并根据典型过载曲线,给出仿真结果,验证了此方法的正确性。

车载简易惯性测量装置的误差建模与仿真

提出了一种用于列车定位的车载简易惯性测量装置(IMU),给出了其系统安装结构与导航定位解算方法,并分析了该系统的误差源,进而在此基础上推导获得了其系统误差模型。计算机仿真结果表明,所建立的IMU系统误差模型能够准确地描述出测量器件误差对整个系统测量结果的影响,从而为车载简易IMU的工程应用垫定了理论基础。

大速率光纤惯性测量装置全温测试系统设计

阐述了“光纤惯性测量装置”的测试要求、测试系统的功能特点和设计方案,对该系统进行了软硬件设计,分析了测试程序的特点。通过对软硬件进行部分修改,该系统可以完成不同类型惯性测量装置的误差建模和综合测试。

惯性测量装置火箭橇试验功能验证方法

惯性导航测量装置火箭橇试验在国内尚处于起步探索阶段,火箭橇试验可以提供大过载等综合力学条件,逼真导弹真实的飞行环境,能够考核惯性测量装置在综合环境下的各项性能指标。对惯性测量装置的数据进行时间同步和统一化处理,参考雷达外测数据进行对比分析,通过分析结果验证了惯性测量装置火箭橇试验的可行性、可靠性以及精度稳定性。

余度捷联惯性测量装置中的数据融合方法

阐述了两种余度捷联惯性测量装置的数据融合方法:最小二乘法和最优加权平均法。对这两种数据融合方法 进行了比较分析和仿真,证明它们都能对余度捷联惯性测量装置的测量数据进行融合,能提高测量精度,效果很好。

热真空条件下二浮惯性测量装置组合体热控系统设计

论述了二浮惯性测量装置(Inertial Measurement Unit,IMU)组合体热控系统设计、试验验证和再设计的过程.首先分析了斜装结构形式和布局,然后基于宇航产品的热设计原则,介绍了二浮陀螺和石英加速度计的热设计情况,试验验证时发现高温段陀螺温升过大,通过更换导热系数更大的陀螺安装板材料等措施,使得陀螺能够稳定工作在最佳精度范围内.最终的试验数据和试验前后标定数据的对比表明,二浮IMU组合体热控系统的设计完全满足整船的技术要求,并为惯性仪表提供良好的温度环境,在保证惯性仪表工作精度的同时,也可大大提高其在轨工作寿命.

基于压电陀螺仪的小型惯性测量装置

该装置用压电陀螺和石英挠性加速度计来测量载体的角速度和加速度。用圆锥和划船补偿算法以及动态校准零位方法 ,来提高整个装置的精度和稳定性。该装置体积小、成本低、可靠性高 ,可广泛应用于民用和军事领域。

新型捷联惯性测量装置标定测试系统的设计

为了提高捷联惯性测量装置(SIMU)的测量精度,在使用前必须对其进行标定,以确定SIMU模型方程的参数及其标定后的性能指标;为此设计了一种新型SIMU标定测试系统,使之可以对SIMU进行全温度范围内的标定与研究;在简要介绍了测试系统的组成、功能之后,详细叙述了SIMU标定测试单元的硬件设计与实现及速率试验时测量误差的修正方法;试验表明,该测试系统功能完善,运行稳定,操作方便,可维护性好,已成功地用于SIMU的标定与研究。

MEMS惯性测量装置温度控制技术研究

以MEMS惯性测量装置(MIMU)为研究对象,分析了环境温度变化对其测量精度的影响。为解决MIMU的热稳定性问题提出了一种实用的MIMU温度控制方法,即根据大环境温度和被控对象温度合理选择温度控制点、控制方式和控制算法。研究了有温控和无温控对MIMU测量精度的影响。试验表明,对MIMU进行精密温控,改善了惯性器件的热环境,抑制了外界温度变化对MIMU的干扰,提高了MIMU的综合性能,验证了方案的有效性。

余度捷联惯性测量装置的优化设计研究

冗余技术是改善导弹系统可靠性和精度的重要途径。为了获得导弹系统可靠性及精度与冗余度的总体优化,讨论了余度捷联惯性测量装置的优化模型及其算法,并进行了理论分析及公式推导。仿真实例也表明,模型和方法都是有效的,比较简单实用。

基于参数估计的数据融合方法在余度捷联惯性测量装置中的应用

将数据融合方法引入到导弹制导系统 ,充分利用余度捷联惯性测量装置中多陀螺的重复测量信息提高导弹的制导精度。数据融合过程分为两步 :首先应用分布图对传感器原始数据进行一致性检测 。

高精度惯性测量装置全温测试系统设计

阐述了高精度捷联惯性测量装置全温测试系统的设计方案及主要功能,对该系统进行了软硬件设计,分析了测试程序的特点。通过对软硬件进行部分修改,该系统可以完成不同种类的惯性测量装置误差建模和综合测试。

基于温控方案的一种MEMS惯性测量装置设计

以提高MEMS惯性测量装置(MIMU)的测量精度为目的,本文设计了一套温度控制系统和控制算法;通过对MIMU进行精密温控,改善了惯性器件的热环境,抑制了外界温度变化对MIMU的干扰,提高了MIMU的综合性能;测试结果验证了方案的有效性。

基于KXR94加速度计的微型惯性测量装置设计

详细介绍基于MEMS(Micro Electro Mechanical System)和DSP的微型惯性测量装置的软硬件设计。该装置的MEMS传感器单元由微机械陀螺和微加速度计组成,可精确测量载体的3个轴向角速度信息和3个轴向加速度信息。经验证,该装置可精确测算出载体的航向角、俯仰角及位置等信息,并具有体积小、成本低、功耗低、抗冲击能力强等优点。

高准确度惯性测量装置全温测试系统的校准

阐述了高准确度捷联惯性测量装置全温测试系统的校准测试方法。通过对软硬件进行校准测试,验证了该系统可以完成不同种类的惯性测量装置误差建模和综合测试。

捷联惯性测量装置角速度通道动态特性辨识

动态特性是评价捷联惯性测量装置的核心技术指标。以某一型号光纤捷联惯性测量装置(含减振器)为研究对象,通过角振动试验和数据分析,结合频域子空间算法与遗传算法,建立了基于捷联惯性测量装置整机角速度通道传递函数模型,为捷联惯性测量装置整机动态性能应用评估奠定了技术基础,方法得到了比传统方法更好的结果,更适合实际工程应用。

数字滤波器在惯性测量装置中的应用

分析了数字电压表和数字示波器对惯性测量装置(IMU)模拟输出的测量数据。为了减少惯性测量装置模拟输出中的干扰信号对模数转换结果的影响,设计了数字巴特沃斯滤波器和中值平均滤波器。通过计算机仿真和实测说明:这两种数字滤波方法均可以在几乎不增加硬件的条件下提高IMU数字输出精度。