捷联式航空重力测量算法比较

捷联式航空重力测量系统与平台式系统相比具有体积小、重量轻、功耗低等许多优点,近些年来取得了显著的研究进展.本文给出了捷联式航空重力测量的两种算法模型:捷联式惯性标量重力测量(SISG)和旋转不变式标量重力测量(RISG)模型,并对其误差模型作了初步讨论.利用我国首套捷联式航空重力仪SGA-WZ01在某海域的部分试验数据,对两种算法模型进行了比较分析,表明其差值之标准差对于200s的滤波长度小于0.5mGal.同时,利用两组重复测线数据估算了不同滤波尺度下的两种算法的内符合精度,表明SISG算法略优于RISG算法.对于200s和300s的滤波长度,SISG的内符合精度分别为1.06mGal和0.80mGal.

捷联式自动垂直钻井系统

针对高陡构造及大倾角地层的防斜打快难题,成功研制了具有自主知识产权的捷联式自动垂直钻井系统。该系统采用动态推靠方式实现钻进中的主动防斜和纠斜,主要由捷联式稳定平台和防斜纠斜执行机构组成,其中由基于旋转基座的测控短节、电源短节、伺服短节组成的捷联式稳定平台是捷联式自动垂直钻井系统的核心。在稳定平台的控制下,伺服短节驱动防斜纠斜执行机构中的盘阀对过流的钻井液进行控制,利用活塞驱动翼肋推靠井壁,产生具有纠斜作用的侧向推靠力,以实现有效的防斜、纠斜功能。通过捷联式稳定平台地面联调试验和现场试验,初步验证了系统工具的可行性、稳定性和可靠性,为工具进一步改进和现场试验提供了技术支撑。

磁阻传感器的捷联式磁航向仪及误差补偿

依据所实现的一种测量航向角的新方法 ,论述磁阻传感器的原理 ,给出了系统数值计算方法 ,分析了系统误差并进行校正。与传统的测量方式 (惯性导航装置、GPS)相比较 ,所提出的航向仪具有重要的优良特性。试验结果显示在捷联状态下 ,用加速度计提供姿态角 ,该系统精度可达到 1°。

捷联式天线稳定平台动力学建模与仿真分析

对于体积有限制的战术导弹应用,导引头天线伺服系统的体积受到严格限制,传统的速率陀螺稳定平台的应用受到挑战,为此提出采用捷联稳定方式来解决视线稳定问题.根据弹载捷联式天线平台的结构特点及稳定原理,应用坐标变换方法,完整地建立了两自由度捷联式天线平台的运动学与动力学模型.通过分析平台框架运动学耦合关系,表明捷联稳定方式与速率陀螺稳定方式的基本区别在于信息的获取和控制方式上,速率陀螺稳定方式是一种直接硬件稳定方法,而捷联稳定方式是一种软件补偿方法.在此基础上,对框架动力学耦合特性进行了数值仿真,结果表明:弹体对框架的耦合较强,需要进行弹体解耦,而框架之间的交叉耦合相对较弱,实际设计时可以忽略.所得结果为进一步研究捷联式天线稳定平台提供了理论基础,也为小型化导引头视线稳定平台系统的工程设计提供了一种解决方案.

捷联式光学导引头的稳定、跟踪原理与系统仿真

为研究捷联式光学导引头在系统中的应用,建立了该类导引头的数学模型。应用力学与空间飞行原理,针对捷联式俯仰、方位双框架光学导引头特点,研究其稳定和跟踪工作原理。进行了空间视线的坐标描述与变换,建立了载体扰动下导引头光轴稳定条件和导航解算算法。在此基础上,根据气动弹性振动一阶振型,并结合导引头模型进行系统飞行仿真分析。结果表明:采用远程稳定捷联式导引头方案,在有、无气动弹性干扰下的视线角偏差分别为0.5°和0.005°,气动弹性的干扰使跟踪图像出现了抖动,导引头易丢失目标而无法实现跟踪功能;在一定视场条件下,通过对视线角速率的提取与低通滤波处理,有、无气动弹性干扰下输出的制导信号波动基本相同,末制导CEP约为1 m。模型全面体现了捷联式导引头的稳定、跟踪原理以及噪声和干扰对其工作过程的影响。

捷联式光学导引头视线角速率解耦与估计

为准确估计捷联导引头视线角速率,建立了全捷联导引头数学模型,根据弹目运动相对关系进行视线角速率解耦与估计算法研究。首先,建立了全捷联导引头数学模型,并利用Taylor级数对其进行线性化;接着,根据弹目运动几何学与坐标系相对关系推导视线角速率解耦算法;然后,针对捷联导引头无法直接测量体视线角速率的问题,提出微分+稳态Kalman滤波方法估计体视线角速率;最后,建立视线角速率解耦与估计算法验证系统并进行仿真实验,结果表明:解耦算法绝对误差小于5×10-5rad/s,相对误差小于0.3%,验证了解耦算法的正确性;在包含导引头数学模型的条件下,采用角频率为19.2rad/s的稳态Kalman滤波器,视线角速率估计误差小于4×10-3rad/s,较直接微分方法的估计误差提高近一个量级。视线角速率解耦与估计算法同时能满足制导系统对精度与动态性能的要求。

捷联式天线平台的稳定性研究

将Rudin提出的红外成像捷联稳定模型用于天线平台的稳定 ,并应用不变性原理 ,采取匹配滤波方法 ,提高了稳定平台的解耦精度 .具体仿真结果表明 :在 0 .5Hz～ 1 .0Hz频段解耦精度提高了 35dB .同时 ,在考虑传感器测量噪声的情况下 ,对天线平台的稳定误差进行了仿真分析 ,结果显示 ,传感器测量噪声对稳定误差有较大的影响 ,但通过滤波稳定误差可减小 5 0

捷联式天线平台的角跟踪系统设计

捷联式雷达导引头的角跟踪系统采用弹体姿态角补偿法可实现天线的捷联纯稳定 ,但无法直接得到用于比例导引的惯性视线角速率。为此 ,提出一种新的设计思路 ,将天线稳定与目标跟踪独立进行设计 ,即在捷联稳定的基础上 ,采用卡尔曼滤波方法来估计目标视线角速度。仿真结果表明 ,相同参数条件下 ,卡尔曼滤波法比微分法精度高 ,对测量噪声较大的情况更为有效。该设计方法对于捷联稳定导引头如何实现比例导引具有指导意义。

捷联式陀螺寻北仪误差分析与试验研究

对产生捷联式挠性陀螺寻北仪误差的主要因素进行了分析。试验结果表明 :水平姿态角较大时 ,与重力加速度的一次项有关的陀螺漂移是产生寻北误差的主要原因之一 ;应用椭圆低通滤波器对陀螺仪输出信号进行处理 。

火炮弹丸捷联式地磁—太阳方位姿态测量模型研究

为了测试火炮弹丸飞行姿态 ,采用捷联式地磁—太阳方位传感器 ,利用地磁场和太阳方位作为参照物 ,解算弹丸飞行姿态。本文给出了解算弹丸姿态的数学模型和测试方法以及解算所应满足的条件 ,提供了对高过载、高转速弹丸姿态测试的有效方法。

捷联式天线平台数字稳定技术及仿真研究

针对弹载捷联式天线平台的视线稳定问题,提出了补偿与反馈控制相结合的方法。通过分析,给出了捷联式稳定的数字实现方法,并考虑实际系统中陀螺非线性、测量噪声和加速度敏感度等因素的影响,对平台稳定性能进行了仿真研究。结果表明:该方法能够使弹体扰动造成的误差明显减小,在一定的测量噪声和加速度敏感度范围内,算法能有效隔离弹体扰动。

捷联式惯性导航系统轨迹发生器设计与仿真

飞行器在角速度和比力加速度保持不变的条件下,捷联式惯性导航系统数字积分算法一些高阶项有准确的闭合公式表示。为了提高导航精度,提出用数字方法,对捷联式惯导系统轨迹发生器进行优化设计。首先根据需要定义运动轨迹特性,计算出轨迹期间载体速度和角速度变化量。然后利用上述参量,对算法的合理组织和迭代处理,采用数字积分算法的逆过程分步计算轨迹过程中位置、速度、姿态和惯性传感器的积分增量等导航参数。利用上述设计方法进行了大圆轨迹的仿真,进一步的实验验证了轨迹发生器数据的有效性和精确性。

捷联式惯性系统陀螺仪数据分析与温度建模

由于惯性元件在系统上的工作环境和元件测试的工作环境不同,因此在系统上进行陀螺仪数据的分析和建模是非常有必要的。根据实际系统的测试数据,发现陀螺仪的性能与陀螺仪内部的温度和陀螺仪再平衡回路的温度变化有关。在对多次测量数据进行分析后,进行了陀螺仪数据的温度建模,并将建立的温度模型应用于实际系统中,使陀螺仪的精度从0.2°/h提高到0.05°/h。这种方法可以应用到其他类型陀螺仪的温度建模上。

基于捷联式电子罗盘的舰船姿态及姿态速率估计

捷联式电子罗盘正被大量应用,根据其自身观测能力,提出了一种新的姿态及姿态速率估计方法,该优化估计方法采用加权统计线性回归技术,与经典的对非线性系统方程的线性化的方法相比具有更高的精度和稳定性。仿真结果表明,该方法可以明显提高捷联式电子罗盘的姿态测量精度,并能同步完成对姿态速率的估计,直接扩展捷联式电子罗盘的功能。

光纤陀螺捷联式惯性系统的研究与设计

介绍了基于光纤陀螺的捷联式惯性系统的总体设计,设计了加速度计再平衡回路数字读出电路及光纤陀螺信号输出电路。采用PC104工控机作为导航计算机,构成捷联式惯性系统原理样机。在此基础上,设计了系统的误差补偿方案、初始对准方案和机械编排方案。样机的初步测试结果表明:该样机达到了设计指标要求(航向精度:<1°;水平姿态精度:<0.5°)。

弹用捷联式惯性导航系统数值仿真

以某导弹规划航迹为对象,对捷联式惯性导航系统进行了数值仿真.通过规划航迹数据提取出弹体的比力和角速度信息,输入至惯性测量器件模型,以其输出激励导航计算模块,得到弹体的位置、速度、姿态角误差等导航数据,将其与规划航迹中相应的数据对比得到计算误差.同时由捷联式惯性导航系统的误差方程建立SIMULINK模型,给出了模型的仿真结果.对比计算误差与模型仿真结果,验证了捷联式惯导系统数值仿真的正确和有效性.

捷联式惯导系统静基座快速初始对准方法的研究

初始对准精度直接关系到惯导系统的工作精度,其时间是惯导系统的重要战术技术指标,因此,初始对准是惯导系统最重要的关键技术之一。本文提出并设计了把扩张状态观测器用于捷联惯导系统静基座下的初始对准。结果表明,对准过程时间大大缩短,具有精度高、算法简单等特点。是一种应用在实际惯导系统中的理想初始对准方案。

捷联式三轴稳定跟踪系统的运动学建模与仿真

建立捷联式三轴稳定跟踪系统的正、逆运动学数学模型 .由三轴稳定跟踪系统跟踪动目标的原理 ,在机构上建立了系统的各级坐标系及相应的齐次变换阵 ,利用方向余弦阵建立运动学方程 ,由矩阵对应元素相等解出 3个独立关节变量 ,完成逆运动学解算 .将解算的关节变量代入正运动学方程 ,得到系统实际输出量 .在稳定及自动跟踪等状态下的仿真实验表明 ,模型的输出复现了输入跟踪信号 ,验证了数学模型的正确性 .

捷联式惯导系统动态误差分析

根据捷联式惯性导航系统误差方程,分析了载体运动状态下系统的动态误差特性,并讨论了陀螺漂移、加速度计零位误差及初始误差对系统误差的作用。仿真数据由轨迹发生器产生,与以往的仿真方法相比,此方法接近实际情况,更能全面分析系统动态误差特性。

捷联式惯导系统陀螺仪冗余配置研究

主要研究了捷联式惯导系统冗余配置陀螺仪的配置数目、配置结构对导航系统可靠性的影响.同时,分析了在确定陀螺仪数目后,通过优化配置结构可使捷联式惯导系统获得最佳的导航性能和最优的故障检测性能,并导出一些相关的结论.最后以四个双自由度陀螺半八面体配置为例说明了结论的正确性.