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。

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。

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。

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。

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。

超声波电动机在三自捷联惯性制导组件中的应用

针对三自捷联制导组件中旋转框架需实现自锁的特殊要求,利用超声波电动机断电自锁的特点,设计了一款适合于三自捷联惯性制导组件旋转框架用超声波电动机。通过力学试验,测试了三自捷联惯性制导在振动状态下框架的锁紧情况和转动定位精度测试情况,试验结果证明了超声波电动机可以使用于三自捷联惯性制导组件旋转框架,用来作为旋转框架的执行元件。

捷联式惯性制导的发展

引言 伴随着现代导弹技术的诞生,出现了“制导”的概念。为了引导导弹自动飞向预定的目标,需要有能反映飞行体运动状态参数的敏感器获取导弹飞行路线的信息,还要有手段获取目标的信息,然后对测量信息综合处理得出将导弹引导到目标的控制和导引信号,通过执行机构校正飞行弹道以完成飞行使命,这就是制导。

捷联式制导系统中四元数的保范递推计算

推导了捷联式制导系统中四元数的保持范数不变的递推计算公式 ,并对公式的误差传递进行分析 ,证明其计算误差随迭代次数线性增长。

捷联惯导系统快速自对准误差模型的建立

通过对惯性制导系统两个基本方程的研究,求出了各状态矢量在各坐标系下的微分方程,然后以ψ角法所确立的平台为基准,分别推导得出惯性制导系统各主要状态的微分方程,从而建立了捷联惯性制导系统的误差模型。最后根据静基座捷联惯导系统初始对准的特点对其进行简化,得到了静基座捷联惯导系统快速自对准的误差模型。

侏儒导弹的三种候选制导方案

本文简要介绍了侏儒导弹的三种候选制导方案——小型浮球平台系统,星光/惯性平台系统和激光陀螺捷联系统及洲际导弹制导系统和惯性器件的发展走势。

考虑星敏感器安装误差的弹道导弹捷联星光/惯性复合制导

弹道导弹捷联星光/惯性制导是在惯性制导基础上辅以星光修正的一种复合制导方法,能够显著提高导弹制导精度。由于星敏感器捷联安装在弹体上,安装误差会影响恒星测量的精度,进而影响复合制导精度,为此提出一种在线辨识并修正星敏感器安装误差的复合制导方法。建立了星敏感器观测量与数学平台失准角、星敏感器安装误差的关系方程,在导弹主动段关机后测量3颗独立的恒星获得6个观测量,利用最小二乘法估计出失准角和星敏感器安装、误差。改进了星光/惯性复合制导的最佳修正系数确定方程,直接修正了星敏感器安装误差的影响。数值仿真结果表明:所提方法可以有效地估计平台失准角和星敏感器安装误差,提高了捷联星光/惯性复合制导的精度。

基于DSP和AVR单片机的主从式双CPU导航计算机

介绍了一种小体积、低功耗、低价位的高性能导航计算机。此导航计算机由数字信号处理器(DSP)和AVR单片机两种CPU组成,DSP主要完成数据处理和制导算法运算,AVR单片机主要完成信息的采集和相关控制,两种CPU各自充分发挥自己的特点,协调地工作,能出色地完成导航计算机的功能。

IMU误差对远程AUV定位精度的影响分析

将均匀设计技术应用于远程AUV定位精度分析,以IMU误差为干扰因素,通过仿真数据建立了横向和纵向定位偏差的回归模型,分析了精度影响因素的主次,并研究了与精度有关的各项性能指标之间的匹配.

四元数计算舍入误差的概率分析

对捷联式制导系统中四元数微分方程数值求解舍入误差进行概率分析。首先，对于定点计算机上四元数计算的舍入误差建立了概率模型，然后对舍入误差进行概率估计。

冗余惯组初始基准现场校准装置研究

航天飞行器需要满足长时间待机、长轨迹飞行及高准确入轨的要求。新一代运载火箭从单一的惯性平台导航方式,改进为多套捷联惯组冗余制导方式。火箭飞行时,其中一套惯组作为主份,控制火箭飞行,其它惯组则处于热备份状态,参与冗余判断,并在主份出现故障时接管其工作。这就要求在火箭飞行前,需对冗余惯组之间的初始角度差进行现场标定。提出了利用光电测角技术原理,对冗余惯组之间的初始安装相对角度差进行测量,论述了标定方法及测量设备的研制方案,并对测量结果进行解算和原理验证,试验表明其具有测量原理正确、测试结果准确以及可操作性强等优点。