大过载环境下运载火箭十表惯组的故障诊断与重构方法

为了适应大过载环境,针对运载火箭十表捷联惯性测量组合提出了一种较优的故障诊断与信息重构方法,可实现线路冗余决策、单表的快速故障定位并可应对部分二度惯性器件故障,其信息重构策略可针对大过载工况提高导航精度,同时给出了故障诊断门限的设计思路。数学仿真结果表明该方法能够实现在多种工况下惯性器件的故障诊断与导航信息重构,保证运载火箭分离精度,对工程应用具有一定参考价值。

基于因子图的冗余惯组斜置轴在线标定方法研究

针对在线条件下冗余惯组系统器件误差标定过程中存在依赖正交轴惯组信息以及误差项耦合问题,提出了一种基于因子图的方法。建立不依赖于斜置轴惯组正交的惯组系标定模型,以速度、位置信息作为测量数据,建立基于因子图方法的标定模型;设定滑动窗口与反馈,以提高标度因数误差与安装误差的估计精度。仿真结果表明:在线情况下,该方法可以对冗余惯组斜置轴标度因数误差及安装误差提供高精度的标定,标定误差维持在12%左右。

一种补偿t-OPT噪声的冗余捷联惯组故障检测方法

为提高基于等价空间原理的故障检测方法在冗余捷联惯组故障检测中的适用性和鲁棒性,提出了一种补偿噪声的t检验最优奇偶向量法(t-OPT)。该方法在最优奇偶向量法(OPT)的基础上引入t检验构造了新的故障检测函数,使用卡尔曼滤波算法补偿了t-OPT方法中故障检测函数的随机噪声,使检测方法在奇偶残差统计特性未知、存在噪声干扰和故障幅值较小的情况下,仍可以实现对故障器件的准确定位。仿真结果表明:该方法可以检测到冗余捷联惯组中低故障幅值的常值漂移,有效降低了常值漂移故障检测的虚警率以及线性漂移故障的检测时延。

十表捷联惯组故障诊断与重构方案优化设计

为更好地提高火箭控制系统的稳定性能及故障诊断和容错能力,对单十表捷联惯组故障诊断方案展开研究,并在现役诊断方案的基础上,提出2项优化设计。针对原表头布局方案导致Y、Z轴对缓变故障不敏感的问题,提出优化布局方案,并通过数字仿真验证优化布局后,诊断方案可快速识别故障表头,隔离故障信息,提高系统精度;针对四表诊断模式中的信息重构方案,提出优化重构方案,并通过仿真验证该优化方案具有更高的导航精度。为后续十表惯组的优化设计提供一定参考。

三自惯组轴系同轴性装配保证方法与三维图示化装配工艺的研究

针对三自激光、光纤惯组现采用内外框架、旋转锁定机构形式,结构复杂,轴系装配同轴性要求高的现状,以三自惯组为研究对象,从零件加工、零件装配、检验方法等三方面入手,分析内外框架、旋转锁定机构等惯组主要轴系的装配过程,总结了三自捷联惯组同轴度的主要影响因素;设计了全套内外框架、旋转锁定机构装配工装,形成了一套内外框架、旋转锁定机构等惯组主要轴系同轴性保证方法;通过分析内外框架、旋转锁定机构装配特性,形成一个直接或者间接的轴系装配同轴性评价、计量方法;使用三维图示化的新模式落实于文件中,提高工艺文件的可操作性;通过ANSYS有限元与现场实施验证了方法的可靠性与实用性。提高内外框架转位与旋转锁定机构定位精准度、稳定性、可靠性,保证惯组产品质量。

航天器捷联惯组基座构型设计

从捷联惯组基座的设计约束分析出发,基于二自由度模型对影响捷联惯组基座动态特性的构型因素进行了讨论,给出了设计准则,通过对五种典型惯组基座构型的计算和对比分析,验证了设计准则。

制导弹箭捷联惯组在架标定方案研究

长时间整弹存储的制导弹箭,其捷联惯组的标定参数将发生较大的改变。设计了一种制导弹箭捷联惯组的在架标定方案。在给出惯性器件误差模型和惯导系统误差方程的基础上,详细推导了在俯仰、偏航(通过发射架摆动实现)和横滚(通过内部横滚隔离环转动实现)三种单轴旋转条件下,惯导系统速度误差变化率的变化量与捷联惯组标定参数的关系。与通常的系统级标定方案不同,该方案不必求解惯导系统误差微分方程,而是对由机动前后系统速度误差变化率构造的代数方程进行求解。这使得标定方案的计算量大为降低。该方案无需将捷联惯组从制导弹箭上拆卸下来,适用于外场条件下弹载惯组的定期标定。

冗余捷联惯组故障诊断的奇异值分解新方法

冗余捷联惯组故障诊断奇异值分解法由于缺少单位化、阈值偏大和隔离策略有缺陷,导致漏警率偏高、误隔离率偏高且无法隔离负向故障。在分析Shim法原理的基础上,采用改进的解耦矩阵、新的故障隔离函数包含单位化和取模的运算,并且将故障检测和隔离分步实施。对改进方法进行蒙特卡洛数字仿真,仿真试验结果表明:新方法克服了Shim法的缺点,具有更高的正检率、更低的误隔离率。尤其对于发生负向故障的器件,改进方法能得到约99%的隔离率。新方法为冗余捷联惯组故障诊断提供一种新思路。

激光捷联惯组的双轴位置转台标定仿真

研究了利用双轴位置转台标定时,水平基准误差和北向基准误差对激光捷联惯组(LSIMU)标定精度的影响。首先建立了LSIMU标定模型和生成惯性器件信息的仿真算法,接着设计了LSIMU标定方案和数据处理方法,最后对LSIMU标定进行仿真和分析。仿真结果表明:水平基准误差为0.4′时,加速度计标定误差将达到116×10-6;当北向基准误差大于5o时,oo标定误差将oo0.0001。

外场条件下激光捷联惯组多位置标定方法精度分析

从标定算法误差和位置编排对标定精度的影响两个方面对外场激光惯组多位置标定方法的标定精度进行了分析。证明多位置标定中由粗对准姿态角代替精确姿态角所产生的误差为二阶小量,而对加表等效天向误差和陀螺等效北向误差的估计误差会直接影响标定精度。数学仿真表明对于加表零偏10-4g,加表标度因数10-4和陀螺零偏10-2 deg/h数量级的激光惯组,该多位置标定方法的估计精度高于相应误差参数本身2个数量级,说明该方法具有较高精度。在优化位置和非优化位置条件下,多位置标定方法精度的仿真结果在同一个数量级,说明该多位置标定方法对位置编排不敏感。

无人机捷联惯组隔振系统动力学分析与优化设计

针对捷联惯组在无人机中的特殊安装环境,提出了一种在偏移安装环境中实现三轴向等刚度与准解耦隔振系统的设计方法。首先建立了隔振系统的六自由度动力学模型及其动力学方程,对隔振系统进行动力学分析。分析结果表明:当隔振器的轴径刚度比为0.8左右且阻尼比大于0.125时系统可以实现设计要求。最后,设计并制造隔振系统,分别在振动台上以及无人机飞行环境中对其进行试验验证。试验结果与理论计算相吻合:隔振系统有效地削弱了偏移安装环境带来的捷联惯组振动问题,可以实现三轴向等刚度设计与准解耦状态。

五冗余捷联惯组最优配置设计

导航制导系统的高可靠性直接决定了固体运载火箭飞行任务完成的质量,而惯组冗余技术是目前提高系统可靠性的主要方式之一。文章以固体运载火箭导航系统中一种三正交两斜置的五冗余捷联惯组配置方式为对象,以导航性能指标最优为目标函数,构造了最优配置下的非线性矛盾方程组,采用最小二乘法求解得到最佳逼近解,得到五冗余捷联惯组的最优配置,并通过仿真进行了验证。结果表明,三正交两斜置的五冗余捷联惯组最优配置共有24组解,其全部解的导航性能指标均为1.424 3;当某个正交轴出现故障时,能够从斜置轴信息中重构出正交轴信息,以保证导航信息的准确性和精度,且导航误差在5倍陀螺器件自身误差当量之内。

捷联惯组减振系统角振动、线振动共振频率理论分析

当前实际工程中,角振动试验技术和设备尚不成熟。以指导捷联惯组减振系统设计过程为目的,结合捷联惯性组合减振系统对角共振频率的特殊要求,对线振动、角振动共振频率的关系进行了分析与讨论。建立了捷联惯性组合减振系统的动力学模型,得到了捷联惯组减振系统数学模型,利用刚体动力学方法分析捷联惯组的转动惯量和回转半径,得出理想情况下捷联惯性组合减振系统线共振、角共振频率存在一定的比例关系,并与减振器安装中心到转动中心线的平均距离和惯组回转半径有关的结论。最后讨论了改变减振系统刚度和减振器布置方式两种改变共振频率的方法,并对两种方法进行了比较。

捷联惯组射前工程化标定技术

研究了捷联惯组射前标定技术,改进和优化了原有的射前标定方案。射前标定工程应用的关键是初始方位角的确定,这是分离陀螺仪误差系数的基础,精瞄结束后,可以获得弹体坐标系与参考坐标系之间确定的信息。利用精瞄信息,提出了反向导航法以解决射前标定中的初始方位角确定问题,解决了射前标定的工程化应用问题。提出了迭代算法,减小了历次测试结果对射前标定精度的影响,提高了射前标定的精度。精度分析和试验结果分析表明本文所研究的射前标定方案及相关算法能够满足其工程化应用的要求。

捷联惯组空间五点减振的振动耦合分析

针对某型光纤（FOG）捷联惯组（sINs）的轻量化设计要求，采用了空间五点减振的布局方案。基于弹性中心理论计算了空间五点减振系统的弹性中心和偏心量，在捷联惯组存在质心偏移的情况下，增设第五点减振器可以将减振系统的弹性中心和捷联惯组惯性测量系统质心之间的偏心量减少到1．42mm。从刚体动力学出发对振动耦合的解耦条件进行了讨论，指出捷联惯组在惯性主轴偏移的情况下，空间五点减振系统无法实现角振动的解耦，但是通过调整IMU结构布局的质心，或通过调整减振器的刚度比，都可以实现线振动和角振动的解耦。用有限元方法对上述两种解耦方案下捷联惯组的冲击响应进行了计算，仿真结果表明，调节质心和调整减振器刚度两种方法对于降低IMU振动耦合的效果均较为理想，由线冲击引起的角振动降低了约29—100倍。

冗余惯组故障检测与隔离的广义似然比解耦矩阵构造新方法

冗余惯组可提高运载火箭制导系统的可靠性,惯性器件发生故障会污染导航信息,需要进行在线故障检测和隔离。面对安装矩阵一定的成套冗余捷联惯组,使用Potter算法构造解耦矩阵的广义似然比故障检测方法,无法检测并隔离特定轴故障,提出选择正交投影矩阵的极大无关组来构造解耦矩阵,采用全数字仿真对改进方法进行验证。结果表明,新方法克服了成套惯组同轴共基座安装时某个轴向无法故障检测的问题,且故障检测性能没有降低。该方法为运载火箭制导系统在线故障检测技术提供了一种新思路。

基于Bootstrap方法的捷联惯组历次测试数据验前分布研究

针对捷联惯性测量组合(捷联惯组)历次测试数据小样本的特点,在总体分布参数形式未知的情况下,根据已有的先验信息,提出了通过Bootstrap重采样技术,获得捷联惯组历次测试数据总体参数的验前分布。结合当前样本信息,给出捷联惯组历次测试数据的验后分布。将统计推断建立在验后分布基础之上,可以减小小样本情况下的统计分析误差。

捷联惯组历次测试数据时间序列建模与预报

提出了捷联惯组历次测试数据时间序列分析法。针对惯组历次测试数据少,小样本建模困难的问题,提出了通过二次修正插值的方法,构建惯组历次测试数据建模分析所需的时间序列。为解决惯组历次测试数据小样本建模问题提供一种可行的途径。最后通过时间序列预报,预测惯组误差系数的变化趋势,为使用、分析、挑选惯组提供了理论依据。

利用ESO和TD进行的激光捷联惯组误差参数外场标定方法

对外场条件下激光捷联惯组9个误差参数的标定问题进行了研究,包括加速度计零偏、加速度计标度因数误差以及陀螺零偏。对外场静基座条件下9个误差参数的可观测性进行了分析,并且从理论上推导出在不需要其他外界基准信息的前提下,仅根据导航速度误差和位置误差来完成9个误差参数标定的最少位置数,给出了一种利用扩张状态观测器(ESO)和跟踪微分器(TD)提取导航速度误差的微分信息,从而快速估计惯组9个误差参数的算法。用一组可行的多位置编排进行了惯组的9个误差参数标定的仿真验证,结果表明,该算法简单,精度高,易于在外场实现。

挠性捷联惯组振动环境下适应性及导航精度分析

针对挠性捷联惯组对振动环境敏感,在振动条件下动态精度差的特点,分析了其振动适应性,研究了在不同振动条件下的导航精度。指出了挠性捷联惯组振动适应性差的主要原因是挠性陀螺仪在振动条件下产生了附加漂移。精度振动导航试验结果表明,将挠性捷联惯组的振动衰减至1g左右,可以使挠性捷联惯组具有良好的"天-地"一致性。提出了提高挠性捷联惯组振动适应性的方法。